0 引言

　　無人機在現(xiàn)代戰(zhàn)爭中發(fā)揮越來越重要的作用，鼴到各軍事天送重視并大力辨展研發(fā)，其中態(tài)空毫速噴氣無人枧蹙發(fā)展重點，我鏊遙年來氌魏大該方瑟磅究。垂手無入撬豹矮震特點，疆求其噴氣動力的控制系統(tǒng)可靠弗鼠能實現(xiàn)無人億操縱，其中發(fā)動機控制最好深用數(shù)控系統(tǒng)。

　　隨著電子技術的發(fā)展和發(fā)動機數(shù)控系統(tǒng)的研發(fā)，數(shù)控系統(tǒng)硬件已基本成熟，軟件設計成為整個系統(tǒng)豹研發(fā)的重點。傳統(tǒng)基于DOS的編程方法，程序代碼冗長，不易升級維護，兼容性差，修改調(diào)試困難。

　　近年來，實時操作系統(tǒng)(RTOS)在軍用電子控制裝置中得到廣泛應用，如美國的F16、FA-18戰(zhàn)斗機、B2隱形轟炸機及愛國者導彈的控制系統(tǒng)均采用了VxWorks寅時操作系統(tǒng)秘。國內(nèi)無入巍飛控系統(tǒng)設計方囂采強實爵操{謄系統(tǒng)已瘸子工程實際，在發(fā)動稅控裁方_霹也拜震了相應耱研究，僵未覓工程驗證報道。

　　本文針對某光人機用單轉予渦噴發(fā)動機數(shù)控系統(tǒng)要求及現(xiàn)有電子控制器硬件結構，進行基于嵌入式操作系統(tǒng)VxWorks豹發(fā)動撬數(shù)控系統(tǒng)軟繹設計，并遴褥發(fā)動規(guī)數(shù)控斌率驗涯。

1 電子控裁器硬件系統(tǒng)

　　電子控制器原理方框如圖1，硬件層采用基于相似余度技術的雙通道、雙CPU模塊化結構，每個通道由采集模塊和控制模塊組成，通道之間采用UDP網(wǎng)絡通訊，控制模塊與飛控系統(tǒng)之間采塌RS422串行通訊。系統(tǒng)中，CPU采用486PC／104結構，王終瞬，在每一個羧鍘周期秀令通道麓時采集發(fā)凌橇轉速和T4激度等信號，接收飛控系統(tǒng)傳輸豹飛行狀態(tài)(高度、馬赫數(shù))和控制任務指令，根據(jù)發(fā)動機當前工作狀態(tài)和飛控指令，由設定的控制算法計算所需供油量，兩個通道通道UDP網(wǎng)絡通訊方式進行數(shù)據(jù)交叉?zhèn)鬏?，并通過余度表決邏輯穩(wěn)出控制信號驅動執(zhí)行祝梅改變供瀨。

　　兩個通道同步工作，主通道進行發(fā)動機任務的控制，從通道作為熱備份通道，當主通道發(fā)生故障時，從通道可以隨時接替主通道進行控制。

　　系統(tǒng)設計不帶機械液壓備份，為監(jiān)控電子控制器工作情況，每個通道設計有模擬電備份電路。當飛控系統(tǒng)監(jiān)控到兩個通道均不正常工作時，可通過模擬電備份通道監(jiān)控發(fā)動機工作狀態(tài)，及時采取相應的應急措施。

2 系統(tǒng)需求

　　電子控制器是發(fā)動機控制的核心單元，根據(jù)采集的發(fā)動機當前工作狀態(tài)參數(shù)和接收的飛控指令參數(shù)對發(fā)動機進行循環(huán)控制。工作時先加電進行自檢和初始化，無故障后進入20ms主控循環(huán)，首先雙機同步接收飛控指令，然后進行數(shù)據(jù)采集與處理，控制器依據(jù)當前飛控指令，調(diào)度相應的控制任務，并根據(jù)發(fā)動機狀態(tài)參數(shù)(轉速、T4溫度等)計算當前周期輸出控制參數(shù)，雙通道通訊交叉?zhèn)鬏斢嬎憬Y果，計算結果送入表決器進行余度表決，余度控制電路根據(jù)表決結果接通相應的控制輸出模塊，實現(xiàn)對發(fā)動機不同工況的控制。

　　發(fā)動機控制需調(diào)度的任務如圖2所示，具體包括主燃油控制、驅動輸出控制、地面啟動控制、空中啟動控制、發(fā)動機油封、發(fā)動機冷運轉。

3 系統(tǒng)軟件設計

　　基于優(yōu)先級調(diào)度算法的嵌入式實時操作系統(tǒng)(RTOS，Real Time Operation System)，可將復雜任務分解為多個簡單任務，在操作系統(tǒng)環(huán)境下，用戶只需定義各任務模塊的優(yōu)先級別，系統(tǒng)自動保證各模塊不沖突并實時運行，目前在航空航天領域得到成功應用。VxWorks是其中最為優(yōu)秀的軟件之一。

　　本系統(tǒng)采用VxWorks操作系統(tǒng)進行發(fā)動機電子控制器軟件設計，編程平臺采用其配套的Tornad02.2開發(fā)環(huán)境，編程語言采用C語言。

　　3.1 任務模塊劃分

　　在VxWorks下進行發(fā)動機實時控制軟件開發(fā)，首先需要進行任務模塊劃分和設計合理的優(yōu)先級，保證系統(tǒng)軟硬件資源得到合理的利用。

　　上述發(fā)動機控制任務中，不僅要求雙機同步，與飛控的通訊以及雙機通訊實現(xiàn)實時數(shù)據(jù)傳輸，而且發(fā)動機控制器的控制算法必須在給定的控制周期完成。所有任務要求有很強的實時處理性?；贒OS的傳統(tǒng)控制軟件設計將所有任務安排在一個或幾個不同優(yōu)先級別的中斷程序中，任務調(diào)度困難，隨著任務量增多，各模塊有可能沖突，軟件的可靠性不能有效保證。

本系統(tǒng)采用Vxworks設計，任務劃分基于以下原則：實時性要求嚴格的任務組成獨立的模塊；計算量大占用CPU時間多的任務捆綁到一起按時問片輪轉方式運行；同步驅動同步完成的任務組成一個模塊。結合發(fā)動機控制任務要求，將系統(tǒng)軟件總體劃分為5個模塊。系統(tǒng)軟件的優(yōu)先級基于任務越重要，優(yōu)先級越高的原則進行分配。

3.2 軟件設計與實現(xiàn)

　　3.2.1 數(shù)據(jù)IO模塊

　　數(shù)據(jù)IO模塊主要指相關設備驅動程序。系統(tǒng)中PC／104板配置的CPU為X86體系結構，板載網(wǎng)絡芯片Intel82559，均為VxWorks給X86級CPU提供的板級支持包所支持，可自動分配合適的硬件接口參數(shù)。硬件的行為和特性由內(nèi)部寄存器控制，系統(tǒng)采用內(nèi)存映射訪問寄存器。

　　3.2.2 余度管理軟件模塊

　　余度管理模塊如圖4所示，包括雙機同步模塊、故障處理模塊、交叉?zhèn)鬏斈K和余度表決模塊。雙機同步是在兩個通道之間建立握手控制標志，當每一個通道完成相應的步驟后自動設置步驟完成標志，同時，查詢另一通道任務是否完成，再啟動下一功能的任務執(zhí)行。通過在消息通信時設置同步等待周期，在交換消息的過程中實現(xiàn)同步。同步的工作包括雙通道CPU采集數(shù)據(jù)、控制律計算和同步表決輸出數(shù)據(jù)。

　　主從通道在每一次同步后，進行數(shù)據(jù)采集，然后將采集的結果傳輸?shù)綄Ψ酵ǖ乐?，并在兩個通道中各自進行故障判斷。本系統(tǒng)使用的判斷方法是將兩個通道的結果進行比較，兩個通道結果之差超過設定值時認為發(fā)生故障，隨即調(diào)用相應的故障處理模塊。

　　電子控制器在硬件上設計為兩套獨立的系統(tǒng)，控制輸出通過表決邏輯執(zhí)行。在工作過程中，通道A和通道B同時采集發(fā)動機參數(shù)，在系統(tǒng)內(nèi)部每個控制周期兩個通道通過網(wǎng)絡UDP方式互相傳輸參數(shù)并進行邏輯判斷，根據(jù)判斷結果由表決電路選通當前沒有故障的通道控制輸出，并與飛控計算機進行通訊傳參。兩個表決邏輯遵守其一優(yōu)先的原則。

　　3.2.3 通訊模塊

　　通訊模塊包括雙機UDP網(wǎng)絡通訊模塊和與飛控的RS422串行通訊模塊。

　　雙機UDP網(wǎng)絡通訊使用了客戶端一服務器模式進行Socket通訊，服務器與客戶端的實現(xiàn)方法基本一致。在VxWorks下，利用多任務的方法，設計的通訊程序包括以下8個任務：初始化(Init)、連結接受(Accept)、連結監(jiān)控(Acp—Watch)、消息發(fā)送(Send)、消息接收(Recv)、發(fā)送定時(SendTimer)、消息定時發(fā)送(SendOnTime)、網(wǎng)絡監(jiān)控(NetWatch)。

　　電子控制器與飛控系統(tǒng)通過RS422進行串行通訊，接收來自飛控系統(tǒng)的控制指令和飛行狀態(tài)參數(shù)，同時向飛控系統(tǒng)傳輸發(fā)動機當前工作參數(shù)。RS422通訊波特率為9600，采用一個起始位，一個停止位，在Vxworks下通過調(diào)用系統(tǒng)相應的串口打開函數(shù)open()、串口關閉函數(shù)close()、串口讀函數(shù)read()和write()以及I／0口的控制操作函數(shù)ioctl()來完成串口操作與數(shù)據(jù)傳輸。

　　3.2.4 發(fā)動機控制軟件模塊

　　發(fā)動機控制軟件模塊如圖5所示?？刂栖浖强刂葡到y(tǒng)的核心，控制系統(tǒng)通過控制軟件完成復雜的控制規(guī)律的計算，實現(xiàn)對發(fā)動機的控制。控制器在接收到由傳感器采集到的發(fā)動機轉速和T4溫度后進行計算處理，依據(jù)飛控指令，基于信號量機制，調(diào)度某一發(fā)動機控制任務(執(zhí)行機構的主燃油控制，I／O模塊的驅動輸出控制，地面啟動控制，空中啟動控制，發(fā)動機油封，發(fā)動機冷運轉)，輸出控制參數(shù)的計算結果和開關量，同時進行數(shù)據(jù)監(jiān)控處理。其中發(fā)動機燃油控制規(guī)律為：

　　3.2.5 系統(tǒng)管理軟件模塊

　　系統(tǒng)管理軟件模塊包括軟件啟動、任務調(diào)度和任務執(zhí)行。啟動包括操作系統(tǒng)加載、硬件自檢、軟件初始化等操作。

　　3.3 電子控制器任務調(diào)度策略與管理

　　VxWorks基于優(yōu)先級的搶占式任務調(diào)度策略，每隔一定的時間便進行周期同步校準及20ms采樣的輸入輸出任務刷新。為了避免任務優(yōu)先級逆轉，系統(tǒng)采用了優(yōu)先級繼承算法。

　　高優(yōu)先級的任務之間以及低優(yōu)先級的任務之間通過信號量進行通信。系統(tǒng)啟動之后，引導操作系統(tǒng)等后臺任務，然后進行同步操作任務，接著通過信號量機制出發(fā)高優(yōu)先級的輸入數(shù)據(jù)任務，若系統(tǒng)出錯，則高優(yōu)先級任務堵塞，啟動系統(tǒng)重構或者故障診斷等低優(yōu)先級任務。同樣，當輸出數(shù)據(jù)比較結果不一致時，亦必須調(diào)用系統(tǒng)內(nèi)故障診斷及通道故障邏輯等任務。

4 系統(tǒng)試驗驗證

　　系統(tǒng)軟件調(diào)試完畢，與電子控制器硬件結合進行某發(fā)動機數(shù)控試車驗證。試驗中控制器指令與發(fā)動機工作數(shù)據(jù)通過試車實時監(jiān)控軟件記錄。

　　試車監(jiān)控記錄發(fā)動機各工作參數(shù)，其中圖9～10為發(fā)動機從起動一慢車一額定一最大一額定一停車的一個完整試車過程轉速與T4溫度試驗結果。

　　多次試驗結果證明，記錄的數(shù)據(jù)與與要求的試車過程吻合，電子控制系統(tǒng)工作可靠，可實現(xiàn)改型發(fā)動機電控試車，滿足無人機對發(fā)動機的電子控制要求。

5 結論

　　以某無人機用單軸噴氣發(fā)動機數(shù)控系統(tǒng)研制為背景，采用自行設計的486級PC／104架構雙余度硬件，重點進行基于嵌入式操作系統(tǒng)VxWorks的電子控制器系統(tǒng)軟件設計，將系統(tǒng)軟件劃分為多個任務，基于優(yōu)先級的調(diào)度算法，CPU將運行時間分配給不同的任務，形成宏觀上多任務并發(fā)進行的效果，在已有的電子控制器硬件平臺上，保證程序任務實現(xiàn)實時運行。軟硬件系統(tǒng)結合裝機并進行發(fā)動機臺架試驗驗證，多次試驗表明，所設計的實時控制軟件與電子控制器配合良好，能實現(xiàn)發(fā)動機電子控制。該軟件系統(tǒng)能對發(fā)動機控制任務進行可靠的管理和調(diào)度。