專利名稱：無人機發(fā)動機故障處理方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明是關(guān)于無人機在發(fā)動機發(fā)生故障，用飛行控制計算機系統(tǒng)對飛機進行處理方法。
背景技術(shù)：
無人機是一種自身攜帶傳感器少，本身不能排除故障，自主控制能力較差的一種無人駕駛飛行器，其控制在很大程度上要比有人作戰(zhàn)飛機復(fù)雜得多。而發(fā)動機是飛機的心臟，也是容易發(fā)生故障的主要部件。一旦發(fā)動機出現(xiàn)故障，發(fā)生墜機事故的幾率非常高。通常無人機發(fā)動機故障的原因主要包括發(fā)動機停車故障發(fā)動機溫度過高拉缸、發(fā)動機點火系統(tǒng)故障、供油故障發(fā)動機熄火停車，這些故障是一種直接導(dǎo)致飛機無動力，飛機失速墜毀非常致命的事故；發(fā)動機失控故障主要包括發(fā)動機風(fēng)、油門(含舵機)卡死；發(fā)動機失控不能停車故障發(fā)動機風(fēng)(含舵機)卡死或不能關(guān)閉到完全“停車位置”。發(fā)動機失控和不能停車故障將導(dǎo)致不能完成任務(wù)，不能安全返航，無法回收的嚴(yán)重后^ ο現(xiàn)有技術(shù)中的無人機沒有采用自動診斷、控制和相應(yīng)故障處置功能裝置的支持， 在發(fā)動機故障時，通常是依靠飛機本身的滑翔能力，選擇當(dāng)時地面條件進行迫降來解決，而且成功的概率也不大，基本上不能有效保護飛機的正常飛行和回收。因此安全性、可靠性均較差。如何對空中飛行中發(fā)生故障的無人機發(fā)動機進行保護，特別是對發(fā)生空中停車、失控和不能停車進行保護，以降低和避免無人機及機載設(shè)備的損失，提高無人機的生存力，降低使用費用一直是設(shè)計師們期盼解決的問題。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是針對無人機本身不能排除故障，自主控制能力較差，發(fā)動機故障致命的問題，提供一種安全、有效，能夠?qū)Πl(fā)動機故障狀態(tài)進行實時監(jiān)控，并具有自動診斷、 控制和故障處置并回收飛機的功能，實現(xiàn)無人機“故障安全”的處理方法。本發(fā)明解決其技術(shù)問題所采用的技術(shù)方案是一種無人機發(fā)動機故障處理方法， 至少包括帶有數(shù)據(jù)采集及信號處理的控制計算機系統(tǒng)，其特征在于，它還包括配置在空中計算機中的系統(tǒng)故障自動診斷、故障處置控制模塊邏輯程序模塊；通過信號采集技術(shù)實時提取發(fā)動機轉(zhuǎn)速傳感器信號的程序模塊；用于監(jiān)測點火裝置電壓和頻度的程序模塊；用于發(fā)動機缸溫傳感器實時監(jiān)測判別是否發(fā)生拉缸故障的程序模塊。以及在故障自動診斷、控制和故障處置邏輯程序模塊中可設(shè)定的(1)發(fā)動機轉(zhuǎn)速門限值子程序模塊；(2)發(fā)動機缸溫門限值子程序模塊；
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(3)通過風(fēng)、油門舵機位置反饋，判別發(fā)動機失控和不能停車故障子程序模塊；(4)控制計算機系統(tǒng)根據(jù)上述各門限及相應(yīng)舵機位置反饋，采用“事件管理觸發(fā)” 及“定時中斷”方式實現(xiàn)相應(yīng)故障的診斷并判別故障性質(zhì)和嚴(yán)重程度的程序模塊；(5)對飛機狀態(tài)監(jiān)控并通過測控系統(tǒng)向地面站回報故障編碼的程序模塊；(6)處置程序根據(jù)故障性質(zhì)和嚴(yán)重程度的判別，分別進行控制計算機系統(tǒng)發(fā)出 “應(yīng)急返航”、“飛向指定區(qū)域”或“盤旋”指令，采用“事件管理觸發(fā)”及“定時中斷”方式啟動相關(guān)預(yù)裝訂任務(wù)集的子程序模塊；(7)它還包括連接降落傘、氣囊及緩沖支架等功能裝置進行應(yīng)急回收的控制單元進行無人機應(yīng)急回收；所述控制單元至少連接有二路保護功能及啟動觸發(fā)途徑的程序模塊。所述控制單元的連接到應(yīng)急開傘控制和返航至少有二路途徑保護功能來實現(xiàn)啟動觸發(fā)的子程序模塊。(即，除通過飛控計算機系統(tǒng)的程序控制外，還可根據(jù)飛控系統(tǒng)發(fā)回給地面站的故障報警情況，選擇“手控”或“遙控”進行包括“返航”、“開傘”、“氣囊”及“緩沖支架”釋放等不同的處置措施)。本發(fā)明相比于現(xiàn)有技術(shù)具有如下有益效果。本發(fā)明基于現(xiàn)有技術(shù)融合，在控制計算機系統(tǒng)的故障診斷單元及包括導(dǎo)航系統(tǒng)的應(yīng)急返航程序模塊以及開傘、氣囊和緩沖支架釋放等控制單元中融合意外發(fā)動機故障應(yīng)急控制功能，控制計算機系統(tǒng)的故障診斷單元對發(fā)動機故障狀態(tài)進行實時監(jiān)控，當(dāng)診斷并判別出包括發(fā)動機點火裝置電壓及頻度、轉(zhuǎn)速和缸溫門限、風(fēng)/油門舵機故障狀態(tài)時，控制計算機系統(tǒng)將根據(jù)診斷的故障性質(zhì)及嚴(yán)重程度，采取相應(yīng)措施進行緊急處置，達(dá)到無人機系統(tǒng)“故障安全”要求。其中采用多路應(yīng)急處置方式進行自動控制，保證了系統(tǒng)保護的可靠性。 解決了無人機發(fā)動機本身不能排除故障，發(fā)動機故障致命的問題。因此本發(fā)明提供了一種安全、有效，能夠?qū)Πl(fā)動機故障狀態(tài)進行實時監(jiān)控，并具有自動診斷、控制和處置故障并回收飛機功能的故障處理方法。其中的自動控制/診斷及多選擇處置功能，具有性能優(yōu)異、成功率高、響應(yīng)快、可靠性高的優(yōu)點。


下面結(jié)合附圖和實施例進一步說明本發(fā)明，但并不因此將本發(fā)明限制在所述的實施例范圍之中。圖1是本發(fā)明發(fā)動機非正?？胀９收咸幚砟K程序流程圖。圖2發(fā)動機故障飛控控制流程框圖。圖3是本發(fā)明對發(fā)動機空停實施應(yīng)急處理的流程示意圖。圖4是本發(fā)明對發(fā)動機風(fēng)、油門舵機卡死故障判別流程示意圖。圖5是本發(fā)明的故障處置應(yīng)急開傘1流程示意圖。圖6是本發(fā)明的故障處置應(yīng)急開傘2流程示意圖。
具體實施例方式為了解決無人機飛行器發(fā)動機發(fā)生空中停車、失控和不能停車進行保護的問題， 本發(fā)明無人機發(fā)動機故障處理方法，包括帶有數(shù)據(jù)采集及信號處理的控制計算機系統(tǒng)，并在所述控制計算機中配置系統(tǒng)故障自動診斷模塊和故障處置邏輯程序模塊。用于發(fā)動機轉(zhuǎn)速監(jiān)測以及采用控制傘降、緩沖氣囊/支架等功能裝置進行無人機應(yīng)急回收的程序模塊是基于控制計算機系統(tǒng)的發(fā)動機故障自動診斷、故障處置控制邏輯程序模塊。它主要包括(1)提取發(fā)動機轉(zhuǎn)速傳感器信號的“信號采集程序模塊”(包括“光隔”、“A/D采集”、“事件管理器捕獲”等元件)；(2)通過感應(yīng)器件及A/D采集等技術(shù)實時監(jiān)測點火裝置電壓及頻度程序模塊；(3)采用發(fā)動機熱敏元件和熱電偶等缸溫傳感器實時監(jiān)測判別拉缸故障是否發(fā)生的程序模塊(4)在故障自動診斷、控制策略和處置程序中設(shè)置的1)發(fā)動機轉(zhuǎn)速門限值程序模塊(可設(shè)定)；2)發(fā)動機缸溫門限值程序模塊(可設(shè)定)；3)通過風(fēng)、油門舵機位置反饋，判別發(fā)動機失控和不能停車故障程序模塊?？刂朴嬎銠C系統(tǒng)根據(jù)各門限及相應(yīng)舵機位置反饋，采用“DSP事件觸發(fā)”或“定時中斷”實現(xiàn)相應(yīng)故障的診斷并判別故障性質(zhì)和嚴(yán)重程度的程序模塊；4)通過測控系統(tǒng)向地面站回報故障編碼的程序模塊；5)控制策略和處置程序模塊根據(jù)故障性質(zhì)和嚴(yán)重程度的判別，分別由控制計算機系統(tǒng)發(fā)出“應(yīng)急返航”、“飛向指定區(qū)域”、“盤旋”指令，以及結(jié)合飛機飛行邊界——“速度邊界門限”和“高度邊界門限”的監(jiān)控，選擇啟動相應(yīng)的預(yù)裝訂應(yīng)急任務(wù)集和子程序模塊；還包括連接降落傘、氣囊及緩沖支架等控制單元的處置程序模塊和驅(qū)動控制部件，所述相關(guān)控制單元至少連接有二路保護功能及啟動觸發(fā)途徑。圖1主要描述了發(fā)動機的轉(zhuǎn)速、缸溫及風(fēng)/油門位置信號采集的流程。該流程的運作過程是，飛控系統(tǒng)實時監(jiān)測發(fā)動機工作狀態(tài)，實時將發(fā)動機轉(zhuǎn)速、缸溫、點火電壓及頻度信號，由光隔等器件整理為方波形式信號，輸入到計算機的“事件管理器模塊”，使之被捕獲或采集。圖2主要描述了發(fā)動機氣缸溫度超高的應(yīng)急處理模塊程序流程和發(fā)動機超溫故障判別流程。該流程的運作過程是，一旦發(fā)生發(fā)動機氣缸溫度持續(xù)高于設(shè)定的安全門限 (如大于200°C )，則判定為發(fā)動機空中“拉缸故障”，即刻按“應(yīng)急開傘1”處置，立即開傘。圖3主要描述了發(fā)動機非正常空停故障處理模塊程序流程和空中停車故障判別流程。當(dāng)發(fā)動機轉(zhuǎn)速持續(xù)一定時段低于門限(如小于IOOOrpm持續(xù)XX秒)的監(jiān)測、以及點火工作電壓及頻度(點火電壓小于設(shè)定門限)情況時，如風(fēng)門舵機反饋位置監(jiān)測確認(rèn)沒有 “停車指令”要求(通過位置電位計及PWM的脈寬站空比，即風(fēng)、油門不在“正常停車”位置)， 則判定為“空中意外停車”故障?？刂朴嬎銠C系統(tǒng)通過對診斷到的故障嚴(yán)重情況判別，決策采用何種處置模式。為提高系統(tǒng)的可靠性，可采用余度設(shè)計，增加冗余。在飛機當(dāng)前狀態(tài)， 根據(jù)飛機動靜壓傳感器采集的氣壓高度與預(yù)先設(shè)定的安全開傘門限高度比較，采用兩種處置方式低于安全高度選擇“應(yīng)急開傘1”，高于安全高度選擇“應(yīng)急開傘2”，以最大限度地保護飛機及設(shè)備。圖4主要描述了發(fā)動機風(fēng)、油門舵機卡死故障判別的流程和風(fēng)門、油門卡死故障處置的方式。處置采用應(yīng)急直線返航和應(yīng)急釋放回收降落傘。該流程的運作過程是，當(dāng)飛控系統(tǒng)接到發(fā)動機風(fēng)“關(guān)風(fēng)門”指令，監(jiān)測發(fā)動機轉(zhuǎn)速，轉(zhuǎn)速持續(xù)χ秒時間如大于1000rpm(可設(shè)定的門限)成立，則判斷為風(fēng)門及舵機卡死故障，既向?qū)Ш娇刂葡到y(tǒng)發(fā)出“盤旋”指令，作 “耗油盤旋”飛行，直至燃油耗盡，自然啟動發(fā)動機“空中停車”故障處理模塊，實現(xiàn)飛機的傘降回收。當(dāng)飛控(計算機)系統(tǒng)接到發(fā)動機油門狀態(tài)改變(如“額定”、“大車”等)指令，監(jiān)測發(fā)動機轉(zhuǎn)速，在χ秒時間轉(zhuǎn)速變化是否大于300rpm(可設(shè)定的門限)，“是”則正常，“否” 則判斷為油門及舵機卡死故障，既向?qū)Ш娇刂葡到y(tǒng)發(fā)出“直線返航”指令。圖5，6主要描述了和故障處置應(yīng)急開傘2的兩種流程和故障處置的方式。其流程的運作過程是，故障采用應(yīng)急釋放回收降落傘，在接地時啟動氣囊及緩沖支架(包括接地后的切傘)，更為有效的保證飛機安全。降落傘、氣囊及緩沖支架的釋放(包括接地后的切傘)，通過應(yīng)急處置模塊，按處置程序向執(zhí)行設(shè)備發(fā)出驅(qū)動指令，采用“繼電器”、“開關(guān)電路” 及“接觸器”等，觸發(fā)相應(yīng)的“燃爆器”、“電動” “氣動”或“液力”作動機構(gòu)，實現(xiàn)降落傘、氣囊及緩沖支架(包括接地后的切傘)釋放。接地信號，可通過“機械觸地開關(guān)”、“近距高度表”、“紅外感應(yīng)及近的引信”等獲得。故障處置應(yīng)急開傘1，為立即開傘，當(dāng)飛控(計算機)系統(tǒng)接到“應(yīng)急開傘1”指令， 即刻通過應(yīng)急處置模塊依次向發(fā)出“關(guān)閉程序控制”、“姿態(tài)改平”、“關(guān)發(fā)動機風(fēng)/油門(停車)，，等指令、監(jiān)測的發(fā)動機轉(zhuǎn)速一旦低于XXXrpm(可設(shè)定)，即發(fā)出“開傘”指令。當(dāng)飛機接近地(水、草等)面，接地信號觸發(fā)被觸發(fā)，應(yīng)急處置模塊發(fā)出氣囊及緩沖支架(包括接地后的切傘)釋放指令。故障處置應(yīng)急開傘2，為可延遲性開傘，在“應(yīng)急開傘1”故障處置模塊基礎(chǔ)上，增加高度判斷和下滑程序，在開傘前將調(diào)整飛機到一個更為有利和安全的條件狀態(tài)。
權(quán)利要求
1.一種無人機發(fā)動機故障處理方法，至少包括帶有數(shù)據(jù)采集及信號處理的控制計算機系統(tǒng)，其特征在于，它還包括配置在控制計算機中的系統(tǒng)故障自動診斷、控制和故障處置邏輯程序模塊；用于提取發(fā)動機轉(zhuǎn)速傳感器信號的器件及程序模塊；(A/D采集、光隔、事件管理等)通過感應(yīng)器件及A/D采集等實時監(jiān)測發(fā)動機點火裝置電壓和頻度的程序模塊；用缸溫?zé)犭娕紓鞲衅骷癆/D采集等實時監(jiān)測判別發(fā)動機拉缸故障是否發(fā)生的程序模塊。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的發(fā)動機故障處理方法，其特征在于所述的故障自動診斷、控制和故障處置邏輯程序模塊中至少設(shè)定有發(fā)動機轉(zhuǎn)速門限值子程序模塊。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或2所述的發(fā)動機故障處理方法，其特征在于所述的故障自動診斷、 控制和故障處置邏輯程序模塊中至少設(shè)定有發(fā)動機缸溫門限值子程序模塊。
4.根據(jù)權(quán)利要求1或2或3所述的發(fā)動機故障處理方法，其特征在于所述的故障自動診斷、控制和故障處置邏輯程序模塊中至少設(shè)定有通過風(fēng)、油門舵機位置反饋，判別發(fā)動機失控和不能停車故障的子程序模塊。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的發(fā)動機故障處理方法，其特征在于所述的故障自動診斷、控制和故障處置邏輯程序模塊中至少設(shè)定有控制計算機系統(tǒng)根據(jù)上述各門限及相應(yīng)舵機位置反饋，采用“事件管理觸發(fā)”或“定時中斷”方式實現(xiàn)相應(yīng)故障的診斷并判別故障性質(zhì)和嚴(yán)重程度的程序模塊。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的發(fā)動機故障處理方法，其特征在于所述的故障自動診斷、控制和故障處置邏輯程序模塊中至少設(shè)定有對飛機狀態(tài)監(jiān)控并通過測控系統(tǒng)向地面站回報故障編碼的程序模塊。
7.根據(jù)權(quán)利要求1至6任何一個權(quán)利要求所述的發(fā)動機故障處理方法，其特征在于所述的故障自動診斷、控制和故障處置邏輯程序模塊中至少設(shè)定有，控制策略和處置程序根據(jù)故障性質(zhì)和嚴(yán)重程度的判別，分別進行控制計算機系統(tǒng)發(fā)出“應(yīng)急返航”、“飛向指定區(qū)域”或“盤旋”指令，啟動相關(guān)預(yù)裝訂任務(wù)集的子程序模塊。
8.根據(jù)權(quán)利要求6所述的發(fā)動機故障處理方法，其特征在于它還包括連接降落傘、氣囊及緩沖支架等等功能裝置進行應(yīng)急回收的控制單元進行無人機應(yīng)急回收的程序模塊。
9.根據(jù)權(quán)利要求6所述的發(fā)動機故障處理方法，其特征在于所述控制單元至少連接有二路保護功能及啟動觸發(fā)途徑的程序模塊。
全文摘要
本發(fā)明涉及一種無人機發(fā)動機故障處理方法，包括帶有數(shù)據(jù)采集及信號處理的控制計算機系統(tǒng)和配置在控制計算機中的系統(tǒng)故障自動診斷、控制和故障處置邏輯程序模塊；用于提取發(fā)動機轉(zhuǎn)速傳感信號并實時監(jiān)測點火裝置電壓和脈沖頻度的信號采集元器件及程序模塊，用于發(fā)動機缸溫傳感器實時監(jiān)測判別拉缸故障是否發(fā)生的程序模塊。本發(fā)明在控制計算機系統(tǒng)的故障診斷單元及包括導(dǎo)航系統(tǒng)的應(yīng)急返航程序模塊以及開傘、氣囊和緩沖支架釋放等控制單元中融合意外發(fā)動機故障應(yīng)急控制功能，對發(fā)動機故障狀態(tài)進行實時監(jiān)控的緊急處置，提供了一種安全、有效，實時監(jiān)控，自動診斷處置故障的處理方法。解決了發(fā)動機故障致命的問題。具有響應(yīng)快、成功率高、可靠性高的優(yōu)點。
文檔編號G05B19/02GK102464108SQ201010531809
公開日2012年5月23日 申請日期2010年11月1日 優(yōu)先權(quán)日2010年11月1日
發(fā)明者孫曉林, 宋承志 申請人:成都飛機工業(yè)(集團)有限責(zé)任公司