專利名稱：一種飛機機電系統(tǒng)控制的開放式和通用化設(shè)計方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明屬于計算機自動控制類，應(yīng)用于航空電子技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)：
飛機機電系統(tǒng)所包含的系統(tǒng)以及部件數(shù)量十分龐大，大到液壓、燃油、環(huán)控、起落架、電源等系統(tǒng)，小到各種閥門、泵和電機，零零總總分布于飛機各個部分。機電系統(tǒng)是為飛機傳遞能量的系統(tǒng)，以實現(xiàn)飛機的基本功能。目前，各機電子系統(tǒng)和各種控制盒獨立地分布于機上各個部位，形成了ー種散、舌L、雜的局面，同時使得機體重量重、儀表數(shù)量多以及機上連線復雜，整個機載系統(tǒng)的可靠性低，維護性差，各種控制重復研制，給飛機帶來較高的經(jīng)濟成本和管理成本，這種差異也給飛機機載產(chǎn)品的型譜標準化建設(shè)也帶來極大的困難。因此，為了減輕飛行員工作負荷，提高可維護性，增強生存力，降低成本和重量，實現(xiàn)各子系統(tǒng)之間的信息共享，滿足系統(tǒng)的小型化要求，現(xiàn)采用一種機電系統(tǒng)控制的開放式和通用化設(shè)計，即采用計算機實現(xiàn)對機電系統(tǒng)的自主控制。

發(fā)明內(nèi)容
發(fā)明目的目前國外對飛機機電設(shè)備的控制已經(jīng)發(fā)展到公共設(shè)備管理系統(tǒng)，由計算機統(tǒng)ー對機電設(shè)備進行管理和控制，而國內(nèi)機上機電設(shè)備綜合化管理水平較差，大大制約了飛機性能的提高。本發(fā)明瞄準國外先進技木，為飛機機電系統(tǒng)提供了一種統(tǒng)ー管理和控制方法，能提聞國內(nèi)飛機設(shè)計水平，提聞飛機的戰(zhàn)技性能指標。技術(shù)方案一種飛機機電系統(tǒng)控制的開放式和通用化設(shè)計方法，其特征在于，該方法采取以下步驟步驟一、設(shè)計硬件通用平臺，該硬件平臺是可以配置的，通過地面邏輯控制配置文件的要求來進行相應(yīng)的機載狀態(tài)信息邏輯解算和輸入輸出；步驟ニ、依據(jù)用戶需求，編制本機型配套的邏輯控制配置文件邏輯控制配置文件是整個通用化設(shè)計的支撐，硬件平臺具有接受邏輯配置文件的能力，通過識別邏輯控制配置文件，可對不同機電設(shè)備進行控制。針對機電設(shè)備的控制和輸出，不同的受控設(shè)備其控制邏輯條件和輸出參數(shù)特性是各不相同的?；谶@種差異，在邏輯控制配置文件中把這種個性化的要求形成個性化的配置文件，供硬件平臺進行識別，最終按配置文件的要求進行準確的控制輸出；步驟三、基于硬件平臺，加載已編制的邏輯控制配置文件，進行試驗驗證，得出可行性結(jié)論；步驟四、依據(jù)可行性驗證結(jié)論，進行軟件和邏輯控制配置文件存檔，凍結(jié)技術(shù)狀態(tài)，基于硬件燒錄軟件；
步驟五、進行環(huán)境適應(yīng)性試驗，進一歩驗證軟、硬件，以及邏輯控制配置文件的可靠性；若試驗結(jié)果不合格，重復步驟ニ、三、四，若合格，則交付用戶；步驟六、將機電控制盒裝入用戶要求的位置，與機上相關(guān)系統(tǒng)進行聯(lián)試；步驟七、基于步驟一 步驟六設(shè)計思路設(shè)計出來的機電控制盒，可以根據(jù)飛機的實際情況，為機電控制盒的組成提供多種方式，機電控制盒可以是小型的、分立式的，即針對飛機上每個機電設(shè)備，都配裝一個機電控制盒，同時機電控制盒也可以是綜合式和集中控制式的，即采用ー個機電控制盒實現(xiàn)對多個機電設(shè)備的控制。有益效果本發(fā)明解決了機載各機電子系統(tǒng)的散、亂、雜的問題，同時減輕了飛行員工作負荷，提高了可維護性、提高了飛機戰(zhàn)技性能指標，增強了生存力，降低了成本和重量。


圖1開關(guān)量控制系統(tǒng)組成框圖。圖2邏輯控制配置文件構(gòu)成框圖。圖3為分布式控制模式組成框圖。圖4為綜合控制模式模塊組成圖。圖5為起落架控制邏輯控制配置文件框圖。
具體實施例方式本發(fā)明的原理 下面結(jié)合附圖對本發(fā)明做進ー步詳細描述，請參閱圖1至圖4。1、組成和功能該發(fā)明為ー種開關(guān)控制系統(tǒng)，其軟件部分包含機載軟件和地面邏輯控制配置文件，其硬件由四個功能模塊構(gòu)成，分別為數(shù)據(jù)采集功能模塊、控制邏輯解算功能模塊、輸出功能模塊和電源模塊，如圖1所示。數(shù)據(jù)采集功能模塊完成對各種判據(jù)參數(shù)的采集，如對模擬量參數(shù)、離散量參數(shù)和相關(guān)總線參數(shù)的采集，將采集的參數(shù)進行數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)重組后，通過內(nèi)部并行數(shù)據(jù)總線傳遞給控制邏輯解算功能模塊。控制邏輯解算功能模塊完成對判據(jù)參數(shù)的解算和還原，通過地面檢測維護設(shè)備加載邏輯控制配置文件，根據(jù)邏輯控制配置文件規(guī)定的邏輯要求完成控制邏輯運算，將運算結(jié)果通過內(nèi)部并行數(shù)據(jù)總線傳輸?shù)捷敵龉δ苣K。同時該模塊在運算過程中完成對控制閉環(huán)檢測，控制的閉環(huán)檢測分為兩級，第一級為指令級閉環(huán)檢測，控制指令由輸出功能模塊輸出后，通過數(shù)據(jù)采集功能模塊進行回采，控制邏輯解算功能模塊通過比較回采指令和輸出之前的數(shù)字指令是否一致，從而完成指令級的閉環(huán)檢測；第二級的閉環(huán)檢測為作動級的閉環(huán)檢測，實現(xiàn)途徑為數(shù)據(jù)采集功能模塊實時采集被控制的相關(guān)機電設(shè)備作動情況，控制邏輯解算功能単元根據(jù)開關(guān)控制輸出功能模塊輸出的指令進行綜合判斷，在正常作動時間內(nèi)比較控制指令和理論的作動結(jié)果是否相符，從而完成對控制作動級的閉環(huán)檢測。在地面維護模式下，控制邏輯解算功能模塊可以通過系統(tǒng)維護總線把機載相關(guān)信息傳遞到地面檢測維護設(shè)備，實現(xiàn)對產(chǎn)品的維護和動態(tài)監(jiān)控。
控制輸出功能模塊接收將控制邏輯解算功能単元的數(shù)字控制指令，將數(shù)字指令轉(zhuǎn)換為開關(guān)量的形式輸出到飛機上相關(guān)機電設(shè)備和系統(tǒng)，最終實現(xiàn)對相關(guān)機載機電設(shè)備的控制。電源模塊實現(xiàn)對電源的轉(zhuǎn)換，為產(chǎn)品提供各種電源。2、邏輯控制配置文件數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)對于控制邏輯，其可預見的邏輯關(guān)系為條件與、條件或、條件非，以及多級嵌入的與、或、非關(guān)系，在此基本邏輯關(guān)系上再增加恒定時間的判斷，増加相應(yīng)通斷閉鎖、解鎖的設(shè)置，實現(xiàn)數(shù)學上存在的各種邏輯條件的判斷。將個性化的邏輯控制關(guān)系生成ニ進制配置文件，加載到硬件平臺上可實現(xiàn)對各種個性化邏輯的運算。邏輯控制配置文件所包含的內(nèi)容和組合數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)按如圖2所示。3、分布式控制和集中式(綜合式)控制開放式和通用化設(shè)計方法為分布式控制和集中式控制的實現(xiàn)提供了便利手段，分布式控制模式的組成框圖見圖3所示，集中式控制模式的組成框圖見圖4所示。分布式的控制針對飛機上每個機電設(shè)備，都配裝一個機電控制盒，這種機電控制盒由最基本的4個功能模塊組成，機電控制盒可以就近安裝在受控機電設(shè)備附件，減少飛機連線，減輕電纜數(shù)量和重量，降低飛機上連線復雜度。綜合控制方式是采用一個機電控制盒，根據(jù)多個機電設(shè)備，在機電控制盒內(nèi)部插入多個數(shù)據(jù)采集模塊和開關(guān)量輸出模塊，控制模式示意圖如附圖3所示。采用綜合式控制方式可節(jié)省ー些功能模塊數(shù)量，如電源模塊和控制邏輯解算模塊，能相應(yīng)降低飛機成本。 實施例針對某飛機起落架系統(tǒng)和燃油系統(tǒng)控制，采用了集中式(綜合式)的控制方式。實現(xiàn)起落架系統(tǒng)收放動作需要控制的部件包括護板收電磁閥、護板放電磁閥、起落架放電磁閥以及起落架收電磁閥；燃油系統(tǒng)主要控制飛機加、輸油動作，包括左、右副油箱加油路活門，左、右副油箱輸油路活門，電磁轉(zhuǎn)換閥和輸油泵等部件。下面以起落架收電磁閥和電磁轉(zhuǎn)換閥的控制為例，對實現(xiàn)過程進行描述1、硬件平臺對起落架收電磁閥和電磁轉(zhuǎn)換閥設(shè)備的控制，采用相同的硬件平臺，每個硬件平臺包含4個功能模塊，分別為數(shù)據(jù)采集功能模塊、控制邏輯解算功能模塊、輸出功能模塊和電源模塊，由于采用的是集中式控制模式，兩個硬件平臺中的控制邏輯解算功能模塊和電源模塊共用。2、邏輯控制配置文件在邏輯控制配置文件中每個判斷項的具體內(nèi)容包括信息參數(shù)來源，參數(shù)邏輯屬性，參數(shù)恒定時間，其數(shù)據(jù)結(jié)構(gòu)框圖如圖5所示。當控制邏輯解算功能模塊軟件讀取起落架和燃油邏輯配置控制文件后將按控制流程進行開關(guān)量輸出控制，同時通過分析解算起落架收電磁閥和燃油電磁轉(zhuǎn)換閥各判斷條件的邏輯值，以確定輸出的控制狀態(tài)信號。3、基于控制邏輯解算功能模塊硬件平臺，加載已編制的起落架和燃油邏輯控制配置文件，進行試驗驗證，得出可行性結(jié)論；4、依據(jù)可行性驗證結(jié)論，進行控制邏輯解算功能模塊軟件存檔，凍結(jié)技術(shù)狀態(tài)，基于硬件燒錄軟件；5、進行環(huán)境適應(yīng)性試驗，進一歩驗證軟、硬件以及起落架控制邏輯控制配置文件的可靠性，若試驗結(jié)果不合格，重復過程2、3、4，若合格，則交付用戶；6、將機電控制盒裝入用戶要求的位置，與機上相關(guān)系統(tǒng)進行聯(lián)試。
權(quán)利要求
1.一種飛機機電系統(tǒng)控制的開放式和通用化設(shè)計方法，其特征在于，該方法采取以下步驟 步驟一、設(shè)計硬件通用平臺，該硬件平臺是可以配置的，通過地面邏輯控制配置文件的要求來進行相應(yīng)的機載狀態(tài)信息邏輯解算和輸入輸出； 步驟二、依據(jù)用戶需求，編制本機型配套的邏輯控制配置文件邏輯控制配置文件是整個通用化設(shè)計的支撐，硬件平臺具有接受邏輯配置文件的能力，通過識別邏輯控制配置文件，可對不同機電設(shè)備進行控制。針對機電設(shè)備的控制和輸出，不同的受控設(shè)備其控制邏輯條件和輸出參數(shù)特性是各不相同的。基于這種差異，在邏輯控制配置文件中把這種個性化的要求形成個性化的配置文件，供硬件平臺進行識別，最終按配置文件的要求進行準確的控制輸出； 步驟三、基于硬件平臺，加載已編制的邏輯控制配置文件，進行試驗驗證，得出可行性結(jié)論； 步驟四、依據(jù)可行性驗證結(jié)論，進行軟件和邏輯控制配置文件存檔，凍結(jié)技術(shù)狀態(tài)，基于硬件燒錄軟件； 步驟五、進行環(huán)境適應(yīng)性試驗，進一步驗證軟、硬件，以及邏輯控制配置文件的可靠性；若試驗結(jié)果不合格，重復步驟二、三、四，若合格，則交付用戶； 步驟六、將機電控制盒裝入用戶要求的位置，與機上相關(guān)系統(tǒng)進行聯(lián)試； 步驟七、基于步驟一 步驟六設(shè)計思路設(shè)計出來的機電控制盒，可以根據(jù)飛機的實際情況，為機電控制盒的組成提供多種方式，機電控制盒可以是小型的、分立式的，即針對飛機上每個機電設(shè)備，都配裝一個機電控制盒，同時機電控制盒也可以是綜合式和集中控制式的，即采用一個機電控制盒實現(xiàn)對多個機電設(shè)備的控制。
全文摘要
本發(fā)明是一種飛機機電系統(tǒng)控制的開放式和通用化設(shè)計方法，屬于計算機自動控制類，應(yīng)用于航空電子技術(shù)領(lǐng)域。本發(fā)明為一種開關(guān)控制系統(tǒng)，其硬件為通用平臺，軟件分為機載部分和地面部分。機載部分為通用軟件模塊，其實現(xiàn)的功能由地面控制邏輯配置文件設(shè)定，這種設(shè)計模式能應(yīng)用于飛機上各種機電設(shè)備的控制，如防滑剎車、燃油系統(tǒng)、起落架系統(tǒng)、襟翼及減速板系統(tǒng)、電源配電系統(tǒng)等。本發(fā)明采用計算機實現(xiàn)對機電系統(tǒng)的自主控制，實現(xiàn)了機載各個機電子系統(tǒng)之間的信息共享，解決了機載各個機電子系統(tǒng)的散、亂、雜的問題，同時減輕了飛行員工作負荷，提高了可維護性，增強了生存力，降低了成本和重量。
文檔編號G05B19/418GK103034196SQ201210521639
公開日2013年4月10日 申請日期2012年12月7日 優(yōu)先權(quán)日2012年12月7日
發(fā)明者李強, 熊春海, 董鵬輝, 魯愛森 申請人:陜西千山航空電子有限責任公司