想必大家在写论文的时候都会遇到烦恼，小编特意整理了一些《飞行控制计算机软件设计论文(精选3篇)》，欢迎阅读，希望大家能够喜欢。基于AMSim和Matlab联合仿真技术是近年发展的一项新技术，它充分利用AMESim和Matlab的接口技术将2个优秀的专业仿真软件结合起来，解决了系统建模难题，为了验证该联合仿真技术在飞行模拟器上的仿真效果，本文对飞行模拟器运动平台进行AMESim/Matlab联合仿真建模，获得了良好的效果。
飞行控制计算机软件设计论文 篇1：
机载飞控计算机机内的自检测方法分析
摘要针对国内大型民用飞机主飞行控制计算机故障繁多、故障难以检测以及计算机系统复杂等诸多问题入手分析，通过介绍主飞行控制计算机内部部件的主要功能以及故障模式，对飞机的主飞控制系统（BIT）在完成飞行任务这一过程中，以及其在不同阶段的具体检测内容都做了分析，并对其核心部件给出了可靠的自检测方法。
关键词主飞行控制计算机；机内自检测；故障检测
本文所介绍的机内自检测，即BIT，指的是飞机系统设备依靠自身内部的软硬件来实现系统测试与故障隔离的一项新技术。机内自检测不仅可以改善机载电子系统的测试性，故障诊断能力以及维修性，还能最大限度减少系统维修检测的次数。机内自检测技术的关键性内容是不依赖外界的设备系统，仅使用附加于系统内部的软硬件来实现系统检测与故障隔离，以精确迅速地解决系统内部所出现的各类故障。
1飞控系统的系统构成与设计分析
机内自检测系统作为飞控系统的主核心部分，其主要作用就是宏观控制飞控系统的解算装置，并接受各种传感器所传输的信息。而且，它也作为整个飞控系统的综合管理部件，能够对整个系统中出现的工作模式予以转换，并进行逻辑判断，对飞控系统工作过程中出现的各种故障，机内自检测系统都会做出相应的故障警告，并采取相应的故障处理。
本文介绍的主飞行控制计算机系统构成设计图如下所示。
从图不难看出，在主飞行控制计算机的系统构成设计图中，其核心部分为CPU模块、存储器模块两部分。CPU模块的功能是运行控制律解算，模拟数据输入、输出，以及离散数据输入、输出部分，以给出运行计算后所对应的计算结果，便于更好地控制飞机的飞行状态与飞行姿态；而存储器模块的功能是将CPU模块在进行计算的过程中所产生的所有数据予以存储，同时也将飞控系统在运行过程中BIT系统所检测出来的故障情况予以存储；模拟量输入、输出模块的功能是将飞机传感器得到的模拟信号予以处理和采集，通过A/D、D/A模块转换成相应的数字信号；离散量输入、输出信号模块的功能是转换并处理外部的开关型信号，将其转换成可在计算机上使用的数字信号，并转换计算的最终结果，使之成为适合外部开关型的输出量；接口模块的功能是转换飞控系统计算机的指令，并且将其传输给其他子系统。
2机内自检测系统的分析与设计
在本文的设计方案中，将其分为加电启动机内自检测、飞行前机内自检测和飞行中机内自检测，以及维护机内自检测，下面将对这几个部分的功能进行简要介绍。
1）加电启动机内自检测。加电启动机内检测运行于电子控制系统在上电后的初始化过程中。其主要功能是测试对系统的核心部分并给出相应测试结果。以便于根据不同的测试结果来采取不同的处理措施。
2）飞行前机内自检测和飞行中机内自检测。飞行前机内自检测主要运行于飞机起飞之前，其主要功能为测试飞控系统硬件的完整性，同时记录出现的各类故障情况及故障类型，以便操作人员能采取相应的处理措施。而飞行中机内自检测则是按照周期性的运行规律，运行于飞机的整个飞行过程中。其主要的功能是实时、全面监测飞行控制系统运行状态并存储测试结果。以便于操作人员根据数据显示的故障情况来采取不同的处理策略进行隔离。使得系统能完成飞行任务或者将飞行任务降级完成。
3）维护机内自检测。维护机内自检测运行于完成飞行中机内自检测之后，当飞机处于地面这一位置时，地面维护人员则可以就存储器中存储的故障信息以及故障类型，来作出准确的判断，以采取合理的检修维护措施。
3机内自检测系统设计准则
3.1 计算机软件开发
如进行设计的设备中包含数字计算机，那该计算机的软件在开发时必须严格遵守RTCA在1992年12月颁布的DO—178B《机载系统和设备合格审定中的软件要求》，申请人必须按照DO—178B进行提交，所提交的软件文档供局方进行审批。除此之外，还应当清晰且持久地标注如下内容。
1）计算机软件等级。
2）仪表的类型、量程。
3）在设备的每一个独立部件上标注部件号、TSO号，以及制造人的名称。
4）设备的主要部件上应当包含对设备软件与硬件的标识，该标识应当以能表面软件与硬件的更改状态为内容。
5）额定频率和输入电压。
3.2 资料要求
除上述要求之外，申请人还应当以局方能够接受的方式提交如下资料。
1）安装程序以及限制。
2）使用说明。
3）设备限制。
4）技术条件、设计规范。
5）适用于安装程序的接线图以及原理图。
6）DO—160C规定的环境合格鉴定表。
7）主要部件的目录（按件号排列）。
8）铭牌图纸。
9）DO—178B中规定的相应文件，若该软件包含多个软件等级，那么这些文件就应当覆盖到每个软件等级。
10）制造人的CTSO鉴定合格试验报告。
11）图样目录，其中需要列出确定的设备设计所必需的工艺文件与全部图样。
12）生产中用于测试每个设备，以保障其能够符合CTSO的性能测试规范。
13）设备的校准程序。
14）设备维修程序、故障检修。
15）全套的图样。
16）DO—160C环境鉴定试验记录。
3.3 其他要求
1）机内自检测系统在设计时应考虑如何能将潜藏的故障发生率降低到最低限度。
2）机内自检测系统在设计时应结合具体工作环境，使得故障检测率足够大，且虚警率较小。
3）控制系统中核心部件容错能力应与机内自检测系统的电路容错能力保持在同一级别。
4）在设计机内自检测系统时，应尽量避免与飞控系统的其他应用软件一同进行设计，以免混淆或对其他应用软件的设计和应用造成不利影响。
4主飞行控制计算机故障分析
在机内自检测系统设计中，最为关键的核心环节就是故障分析，在机内自检测系统中，针对可能发生或潜藏的所有故障情况均应进行分析和研究，且是否全面进行故障分析，都将会对机内自检测系统造成直接影响，从而会大幅度降低机内自检测系统的故障检测能力。但由于故障分析方法多种多样，因此本文所采用的故障分析的方法则是以故障模式影响程度为出发点的故障分析方法。
所谓故障模式影响分析，即指在设计产品的过程中，将设计产品的内部单元所潜藏的故障模式都予以分类对比，并将潜藏故障模式可能对产品功能所产生的影响程度按照严重程度划分类型。故障模式影响分析的具体工作流程可划分为定义系统的方式，然后再填写故障分析的各个表格，分析比对主飞行控制计算机内部模块潜藏的有可能出现的各类故障，最后填写故障模式分析表，至此工作完成。
5机内自检测软件设计与探讨
在进行机内自检测系统的软件设计时，所遵循的设计原则即采用软件的可靠性、分析各功能子模块、及设计软件总体结构，同时又根据机内自检测系统主要运行的四个阶段，加电启动机内自检测、飞行前机内自检测和飞行中机内自检测，以及维护机内自检测。
在飞机执行飞行任务过程中，首先要启动飞控系统，然后再进行检测上电的步骤。在此之前需测试其是否满足工作所需的联锁条件，如果其能满足联锁条件，则可以完成上电工作，随后按退出机内自检测系统的方式，进行下一步，机内自检测系统在上电过程中若存在一定故障，那么这时就需要将故障情况记录在相对应的存储器内，这样驾驶员就能够通过显示装置进行飞行观察，以及时、准确地发现潜藏的故障情况。在上电完成之后就可以进入飞行前机内自检测了，飞行中机内自检测需要运行在飞行前机内自检测完成之后，且还需满足相对应的联锁条件，若存在系统故障，则可以采取同样措施将其记录到对应的存储器当中。而维护机内自检测则运行于飞行中机内自检测完成之后，通过分析对比存储器中所记录的各类故障数据，以准确诊断出存在故障的部件模块的具体位置。最后，若能满足相应的条件，则可以退出系统。
6结束语
本文针对飞控计算机机内核心部件的设计方法展开讨论，对于检测故障和隔离故障，以及在设计机内自检测系统软件等方面，笔者都给出了比较具体合理的设计方法。但随着计算机技术、航空技术的不断进步，这项技术若想在未来的航空领域做出更大的贡献，那么我们还需进行更深层次、更为具体的研究工作。
参考文献
[1]张丹涛，张随良，杨东红.基于系统需求数据库的BIT自动测技术[J].系统仿真学报，2010（02）.
[2]唐建生.无人机通用维护性机内自检测系统设计与实现[D].电子科技大学，2012.
[3]王树丛.飞控综合测试平台硬件系统设计与实现[D].电子科技大学，2013.
作者：王成昆
飞行控制计算机软件设计论文 篇2：
基于AMESim/Matlab的飞行模拟器仿真设计
基于AMSim和Matlab联合仿真技术是近年发展的一项新技术，它充分利用AMESim和Matlab的接口技术将2个优秀的专业仿真软件结合起来，解决了系统建模难题，为了验证该联合仿真技术在飞行模拟器上的仿真效果，本文对飞行模拟器运动平台进行AMESim/Matlab联合仿真建模，获得了良好的效果。
1引言
飞行模拟器是当今世界仿真技术的重要研究领域，广泛应用于民用和军用航空领域。但模拟器由于其组成结构复杂、交联机构多，特别是运动平台参数不好设置，导致研制周期长、投入大、经济效益低，目前广泛使用的一些仿真软件，如AMESim，Matlab，ADAMS等，由于自身软件设计的局限性，造成依靠单一的仿真技术难以达到预期的目标。
为了提高飞行模拟器运动平台的建模精确度，改善控制系效果，采用AMESim和Matlab二种软件，进行了联合仿真。仿真结果表明，利用AMESim和Matlab的各自优势的联合仿真具有良好的仿真效果，节约了研发成本，为模拟器进一步研发打下良好基础。
2飞行模拟器运动平台工作原理
飞行模拟器运动平台由控制计算机、接口系统、液压汞站和伺服系统组成，控制计算机实时接收飞行方程解算出的与控制运动装置有关的各种信息，经D/A变换、前置滤波和伺服放大后成为伺服阀的输入信号，进而驱动液压缸平滑、稳定的伸缩，实时产生期望的过载、姿态及振动等运动信息；同时液压缸的伸长量经位移传感器传送给接口系统，通过A/D变换后输入给控制计算机，作为检测和控制信息。
3飞行模拟器运动平台联合仿真
3.1 AMESim环境下建模
AMESim软件采用面向系统原理图建模方法，便于工程技术人员掌握，其自带的智能求解器能保证运算精度并具有良好的拓展性。
具体建模步骤如下：
（1）在AMESim/Sketch mode模式下根据系统物理构成搭建清晰直观的物理模型；
（2）在AMESim/Submodel模式下为搭建物理模型选择子模型；
（3）在AMESim/Parameter模式下根据实际参数设置AMESim模型参数，具体的模型参数设置如下：
液压缸初始位移0 mm；活塞直径120 mm；杆直径80 mm；质量块500 kg；静摩擦力0.8 N；安全阀压力：28 MPa；汞排量50 ml/r；伺服阀各通路额定流量500 L/min；额定电流30 Ma；伺服阀阻尼比3；额定电流：40 Ma。
2.2 AMESim/Matlab下系统建模
AMESim虽然可以提高系统的建模精度，但在控制算法、数值处理上不是很强大；而Matlab中的Simulink具有强大的数值计算能力，在数值计算及控制领域得到了广泛应用，但建模的精度不高。采用联合仿真技术将2个专业的软件结合起来，取长补短、发挥各自的优势，提高仿真的精度。
具体实现步骤为：
①在AMESim中采用绘图模式建立系统模型，并为Simulink的控制模块构建一个图标；
②在AMESim子模型模式下為系统各个模块选择合适子模型；
③在AMESim中输入各系统参数；
④在运行模式下运行程序，将AMESim模型转化为Simulink中可调用的S函数；
⑤在Simulink中构建控制函数，在S-function模块参数设置函数名称。
4系统仿真分析
在Simulink中输入阶跃信号，设置好仿真周期和采样周期，从图1和图2可以看到飞行模型器运动平台曲线跟踪基本保持不变，图3可以看到跟踪误差较小，说明采用联合仿真技术改善了系统建模的精度，提高了系统的稳定性。
5结束语
利用AMESim/Matlab联合仿真技术，实现了飞行模拟器运动平台的仿真研究，仿真结果表明，采用联合仿真技术建立的模型仿真效果好，系统稳定无超调，拥有较好的稳定性和动态品质，为飞行模拟器的研发和改进、国防和工业现代化建设打下了良好基础。
作者：万舒 吴健楠 许学顺
飞行控制计算机软件设计论文 篇3：
SCADE平台下的图形化设计和代码自动生成
摘要：随着航空机载软件功能和复杂性的提高，采用传统的人工编码方法来已不能满足其效率和安全性要求，因此寻求一种更有效的航空机载软件设计方法势在必行。本文研究了一种航空机载软件开发方法—高安全性开发环境SCADE，并以飞机自主导航软件为例，按照SCADE软件的程序设计流程，即通过直观的图形化建模和模拟仿真自动生成可直接面向工程的安全嵌入式C代码。实验结果表明，SCADE在很大程度上实现了软件开发的自动化，节约了开发成本和开发时间。
关键词：软件开发；SCADE；高安全性；自动代码生成
Modeling and Auto-generation of C code on SCADE bench
（zhangxiaochun,jinping,sunquanyan)
(.Flight Control Department of SADRI, Shanghai, 200436)
1.引言
长期以来航空机载软件设计一直采用手工编码来实现，软件生命周期中所有的工作都是围绕着编码工作进行，是一个典型的V型开发流程。手工编码工作量大，开发效率不高，并且手工编写过程中某一局部的错误或失误，常常要花费大量的人力物力来修复。如何保证在最短的时间内开发高质量的软件是航空机载软件开发所面临的挑战，SCADE高安全性应用开发环境就是在这样的背景下应运而生【1】。
2.基于SCADE的图形化建模技术
SCADE作为一种高安全性的嵌入式软件开发环境，覆盖了嵌入式软件开发的整个流程，DO-178B标准规定了40个对软件开发过程的验证进程目标，使用SCADE可以完全省略其中21个，13个目标的工作量可因SCADE的使用而减少，其代码生成器（KCG）是目前世界上唯一的满足DO-178B民航A级标准的代码生成器，相比于手工编码，极大地减少了编码和测试工作。据国外文献报道，用以SCADE为主体的开发方法和代码生成流程，能自动生成70%~90%的嵌入式代码，并且将开发成本降低至50%，大大提高软件开发效率【2】。
使用SCADE进行开发时，软件生命周期中所有工作都是围绕着详细设计，即SCADE模型展开的，其开发流程是一个基于模型的Y型开发流程。软件模型在整个系统开发工程中占据着重要地位。使用模型可以提高开发者对整个系统的观察深度和控制复杂度的能力，给不同的开发阶段提供全局统一的视图和指导，提高软件质量、生产率和可靠性。建模也是进行形式化分析和验证的基础【3】。
对于嵌入式系统既有离散的状态变化又有连续的时间行为。从传感器采样数据，经过控制逻辑和数学运算，产生输出，到执行机构，如图1所示。SCADE提供了两套机制来进行图形化建模：数据流图和安全状态机。这两套机制都建立在严格的数学模型基础之上，具有严格的数学语义，它们保证了设计模型的精确性、完整性、一致性和无二义性。SCADE把这两套开发机制很好地融合在一起，能够适合于不同类型的系统尤其是混合系统的开发。
1) 数据流图
数据流图适用于连续控制系统的建模，主要用于传感器等时间间隔采样、信号处理、计算并输出等，以用户定义的输入输出变量为接口，使用一些运算符，如算术算符、逻辑算符、时序算符、case操作符、if-then-else操作符等，用节点为功能单元，组成复杂的层次结构，以图形化的方法搭建软件模型。
2) 安全状态机
SCADE提供安全状态机来描述离散化状态控制逻辑，主要用于响应外部中断或处理内部事件，安全状态机（SSM）是有限状态机的图形化实现，其图形化方法是用一系列的状态、转移和信号来表示反应系统的控制逻辑。系统的进展用状态和状态之间的转移来表示，转移用信号来触发，SSM开发环境如图2所示。
安全状态机以可视的状态（State）和转移（Transition）来进行建模，用信号（Signal）结合转移条件(Condition)控制系统流程。状态代表系统的模式，只有“激活”和“不激活”两种状态，SSM的状态用方框表示，可以体现层次关系，并行关系。层次化的状态框可以设置互斥状态exclusive（OR）和并行状态parallel（AND），互斥状态就意味着同一时刻仅有一个状态处于活动状态；若设置成并行状态，则所有的状态都可能在同一时刻处于活动状态，并行的状态应该在其父状态被激活的时候同时被激活，而激活顺序一般按照“从外至里，从上至下”的规则排列。
3.基于SCADE的代码自动生成技术
3.1代码生成机制
代码自动生成的原理是根据建模平台的当前目标系统模型，由代码生成器自动生成某种语言的源代码。具体来说，生成代码的信息来源有两个：模型属性（控制代码生成方式即如何生成）和元素规范（控制代码生成内容即生成什么）。【4】
由SCADE图形描述转换为高质量的C代码，需要经过以下两个步骤：
1) SCADE2Lustre：SCADE是以图形建模为基础的软件开发环境，这一步是将方程式、参数块等图形转变成Luster语言描述，然后删除图像信息，并将多个文件模型整合到一个文件中；
2) Luster2C：将Luster语言描述转换成面向工程的C语言。
具体流程如图3所示。
3.2代码自动生成
软件模型设计完成后，需要对其进行模拟仿真。SCADE仿真器是一个强大的可视化的图形调试工具，可以在设计过程中验证软件是否满足功能要求，其输入/输出可以用文本或表格的形式给出，还可以由TCL语言来驱动【5】。SCADE仿真和代码生成工具栏如图4所示。
利用SCADE仿真器对软件模型进行仿真，经检验正确无误后，点击代码自动生成按钮，对其进行代码自动生成。
SCADE代码生成器有两个显著的特点，第一，SCADE所生成的代码完全面向工程，可以直接嵌入到所开发的系统中去而不需要做任何的修改；第二，SCADE基于严格的数据理论，它保证所生成代码的正确性，保证所生成代码的行为和仿真的行为的一致性。
4.开发实例
本文以某型飞机的自主导航软件设计为例，来说明基于SCADE的软件设计过程。
4.1需求分析
自主导航飞行主要是指在没有人直接参与的条件下由控制系统自动的控制飞机按规定航线的飞行。航线通常由通过直线或圆弧线连接多个航点构成。航点信息包括该航点的航点号、经度、纬度、高度、任务字、控制字等信息。自主导航飞行控制系统根据飞机经、纬度、高度等信息，计算出实际飞行轨迹和预置航线的位置偏差，经过控制律解算，对飞机三个舵面进行控制，改变飞机飞行姿态,从而使飞机按规划航线自主飞行【6】。
自主导航过程如图5所示。
4.2 SCADE环境下建模
针对飞机导航过程的需求分析，使用SCADE开发环境进行软件模型设计，导航软件主要包含两部分内容，即参数计算和飞行状态切换。导航过程中所需参数的解算通过数据流图来实现，该部分的输入参数是GPS提供的飞机的经纬度信息、AHRS提供的航向信息、航线信息等，输出参数包括：纵向模态切换指令，横侧向模态切换指令，当前航段指定高度，当前航段指定航向角，当前侧偏距，当前待飞距。飞行模态切换通过安全状态机实现，根据数据流图解算出的模态切换指令进行相应的模态切换。每一个模态输出控制律解算所需的参数和发动机油门。
横侧向导航控制是通过副翼舵和方向舵两个舵面来控制飞机在水平面的航迹运动，横侧向飞行模态为航迹跟踪。纵向导航控制是在垂直面内对应飞行航迹偏差的控制，用于控制飞机按照预定的轨迹爬升或下降进入某一高度的某一地理坐标位置，纵向飞行模态包括爬升、平飞、下滑，纵向各个模态之间的触发信号（climb, glide, level）,通过比较飞机当前高度与预定的航线高度得出。
利用SCADE中的安全状态机实现的自主导航模态切换如图6所示。
数据流图与安全状态机共同实现自主导航功能模块，其连接图如图7所示。
4.3 代码自动生成与集成
导航软件模型设计完成之后，对其进行仿真验证，正确无误后点击代码生成按钮进行代码的自动生成。SCADE生成的代码相当于一个函数块，在编译环境中嵌入生成的代码，必须另外添加主函数。主函数一般是个循环调用生成代码的过程，SCADE代码的输入与输出通过接口与底层支持软件衔接。代码集成主要分以下三个步骤：
1) 定义一个结构体调度SCADE生成函数的接口，结构体成员为SCADE根节点的输入与输出；
2) 添加主函数，编写SCADE生成代码与底层支持软件的接口函数；
3) 主程序中调用主函数。
将生成的代码与支持代码在VC++6.0编译器下编译链接，进行软件集成，生成可执行文件。
4.4 代码测试与分析
任务代码的大致执行时间通常采用测量同一代码执行多次的累计时间来实现。本文使用clock函数测量时间，clock函数精度为毫秒级，对于短时间内的定时或延时可以达到毫秒级。以下函数段为测量执行时间的具体实现。
startT=clock( );
for(a=0; a { /*put user task code here */ } endT=clock(); printf("The time is %f",(double)(endT-startT)); 在相同的环境下，对SCADE生成代码与相应的手写代码进行执行时间测试，测试结果如表1所示。从表1可以看出，执行同样步数，SCADE生成代码的执行效率略高于手写代码执行效率。 SCADE满足一系列的安全性特征，例如没有死代码、没有死循环等，基于SCADE平台进行软件开发在很大程度上实现了软件开发的自动化，节约了开发时间，提高了开发效率。SCADE模型的设计方法和设计流程直接影响生成代码的质量，因此，在设计过程中通过改进设计方法和设计流程可以进一步优化代码。 4.5仿真验证 本文的仿真实验是在一套飞行控制计算机半物理仿真平台上进行的，仿真系统包括飞行控制计算机、传感器仿真计算机、遥控遥测与地面检测计算机；将集成后的可执行文件下载到飞控计算机中，飞行控制计算机进行实时运算，产生输出量，控制飞机仿真模型，在仿真控制台上观察数据和曲线变化，并根据解算出来的经纬度绘制飞行轨迹，绘制的飞行轨迹如图8所示。其中蓝色的为目标航迹，黄色的为实际飞行航迹，可见飞行轨迹与规划的航线基本一致，设计的软件达到设计要求。 5结束语 采用SCADE对飞机导航软件实例研究，可以得到以下结论： 1. SCADE建模机制基于严格的数学理论，排除了传统软件开发中难以发现的安全性隐患，减少测试工作量和测试时间。 2. SCADE生成代码的执行效率与手工代码的执行效率相当。 3. 采用SCADE开发航空机载软件是可行的，且可在很大程度上节省开发时间，提高开发效率。 参考文献： [1] Jean-Louis Camus，Bernard Dion，Efficient Development of Airborne Software with SCADE Suit，Esterel Technologies，2003 [2] Anjali Joshi，Mats P.E. Heimdahl，Model-Based Safety Analusis of Simulink Models Using SCADE Design Verifier，SAFECOMP，2005：122-135 [3] 杨向忠，安锦文，催文革，嵌入式自动代码生成技术应用研究[J]，弹箭与制导学报，2008，28（3）：151-154 [4] Labbani，Ouassila，Mode-automata based methodology for scade，Lecture Notes in Computer Science，v3414，Hybrid Systems: Computation and Control - 8th International Workshop，HSCC 2005，2005：386~401 [5] 徐爱春，章坚民，基于XML/XSLT代码自动生成技术研究，杭州，杭州电子工业学报，2004，24(4)：64-68 [6] 吴了泥，黄一敏，基于Stateflow技术多模态飞行控制律仿真，杭州电子科技大学学报，2005，25(4)：34-37 作者简介：章晓春（1985-），男，硕士，助理工程师，主要研究领域为飞控计算机及机载软件 作者：章晓春 金平 孙全艳