本发明涉及航空发动机控制技术领域，尤其涉及一种航空发动机双冗余控制系统。
背景技术：
航空发动机的工作条件为高温、高压、高速和强烈的振动，所以对其控制系统有较高的可靠性要求，并且航空发动机正常运行与否直接关系驾驶员人身安全。除了对各个元器件和各部分机构有较高的可靠性要求之外，还需要给比较重要的部分设计一套冗余系统，使得在某些部件有损坏的条件下，也能保证航空发动机的运行。
目前容错或冗余设计已经越来越被重视，在航空发动机领域，已有冗余can总线、冗余数字控制器等针对某些系统的冗余设计，除此之外，还有针对航空发动机主动容错仿真研究。但是控制系统应包括电源模块、参数采集、控制单元和执行模块等几部分，曲轴转速传感器、喷油器等传感器和执行器工作在恶劣的条件下，这些重要传感器的信号更容易发生失真，电源模块也是直接关系到整个控制系统的正常运行。除此之外，针对整个控制系统的软件架构与双冗余控制策略也是本领域急需探索的问题。
如何解决上述技术问题，是目前本领域技术人员需解决的问题。
技术实现要素：
为解决上述技术问题，本发明提出了一种针对航空发动机的双冗余控制系统。
一种航空发动机双冗余控制系统，包括：
冗余的采集调理接口单元，其用于采集发动机各类传感器信号，以及将所述参数信号进行滤波、调理、放大；
冗余的控制单元，其与所述冗余的采集调理接口单元连接，以对所述冗余的参数采集单元采集参数进行运算、分析，判断发动机所处工况，输出控制信号；
冗余的执行单元，其与所述冗余的控制单元连接，以根据控制单元输出信号，执行点火、喷油、喷气等相应动作；
冗余的电源模块，其分别与所述冗余的采集调理接口单元、冗余的控制单元和冗余的执行单元连接，以用于整个控制系统的供电。
进一步的，所述冗余的电源模块包括主电源转换电路、a信号电源转换电路、b信号电源转换电路、a转速传感器电源电路和b转速传感器电源电路；
所述主电源转换电路，使用电压转换芯片，将车载电源电压转化为整个控制系统可用供电电压，包括控制系统5v供电电压和驱动芯片12v供电电压，该电路为主要供电电路；
所述a信号电源转换电路和b电源转换电路，使用电压转换芯片，将12v电源电压转化为5v电压，单独为a组和b组信号传感器供电，保证重要的传感器能够有冗余的供电电路；
所述a转速传感器电源电路和b转速传感器电源电路，将5v电压转化为两路±5v电压，单独为a组和b组中的曲轴转速传感器供电电路，保证曲轴转速传感器供电电源的冗余。
进一步的，所述冗余的采集调理接口单元包括a组传感器调理电路、b组传感器调理电路和ab合用信号电路；
包括a组传感器调理电路、b组传感器调理电路，ab合用信号电路：
所述a组和b组传感器调理电路，包括采集发动机运行状态的重要传感器调理电路，其中a组调理电路包括的传感器有：进气压力传感器、增压后压力或机油压力传感器、节气门位置传感器、进气温度传感器、排气温度传感器i、排气温度传感器ⅱ、冷却水温度传感器、氧传感器和曲轴转速传感器等；b组调理电路包括的传感器有：进气压力传感器、增压后压力或机油压力传感器、节气门位置传感器、进气温度传感器、排气温度传感器i、排气温度传感器ⅱ、冷却水温度传感器、增压放气阀位置传感器和曲轴转速传感器等；
所述ab组合用信号涉及到的传感器和电路包括：凸轮轴转速传感器、燃油压力传感器i、燃油压力传感器ⅱ、环境压力传感器、环境温度传感器、爆震传感器、ecu内温度传感器、预热继电器电路、起动继电器电路、起动开关电路和点火开关电路等。
进一步的，所述冗余的控制单元包括控制板；所述控制单元接收到经采集调理单元处理后的传感器信号后，判断发动机运行工况，向所述冗余执行单元输出控制信号。
进一步的，所述冗余的控制单元包括单片机及外围电路、或门电路，接收到发动机运行参数之后，运算、分析，然后向执行单元发出指令；
所述单片机及外围电路，包括单片机a、单片机b及其外围电路，其外围电路包括单片机信号输入输出、有关总线通信电路等，其中单片机a与a组信号调理电路和ab合用信号相连，单片机b与b组信号调理电路和ab合用信号相连；
所述外围电路和或门电路，两个输入端口分别与单片机的执行信号输出端口相连，输出端口与执行单元的驱动芯片控制端口相连。
进一步的，所述冗余的执行单元包括冗余的增压阀控制、egr控制、节气门控制，冗余的点火控制，冗余的喷油和喷气控制，其中喷油控制包括缸内喷油控制和气道喷油控制：
所述的冗余增压阀控制、egr控制、节气门控制，执行机构均属于直流电机，由h桥电路驱动，执行系统包括a-h桥驱动电路和b-h桥驱动电路，a-h桥驱动电路与单片机a相连，b-h桥驱动电路与单片机b相连；
所述的冗余点火控制由两部分驱动芯片及其外围电路组成，包括a、b两路点火信号，并且每个气缸安装两个火花塞，两个火花塞的冗余采用热备份设计。两个驱动芯片的控制端口均与或门输出端口相连，点火驱动芯片的输出信号与点火线圈相连，每个点火线圈与两个不同的气缸的火花塞相连；
所述的冗余喷油和喷气控制采用冷备份设计，分为缸内喷油控制与气道喷油控制，其中考虑到航空发动机燃料的特性，缸内喷射时采用“油气混合”喷射的方式：
所述的缸内喷油控制包括喷油电磁阀和喷气电磁阀，与冗余点火控制系统类似，缸内喷油控制系统由两部分驱动电路组成，a、b两路驱动芯片的控制端口与相关或门输出端口相连，两路输出信号通过或门与喷油、喷气电磁阀相连；
所述的气道喷油控制为缸内喷油控制的冗余方式，当缸内喷油控制出现故障时，喷油改为气道喷射。气道喷射的控制芯片可以使用与于缸内喷射。
与相关技术相比较，本发明提供的航空发动机双冗余控制系统具有如下有益效果：
在本发明中电源模块、采集调理接口单元、控制单元和执行单元均采用冗余设计，有效地保证了航空发动机运行过程中的可靠性。电源模块对重要的传感器调理电路提供电压转换，采集调理接口单元对重要的传感器提供两路信号调理，控制单元使用两套中央处理单元，执行单元的驱动芯片分别设计a、b两套，通过或门与执行机构相连，保证当某一部分出现故障时，航空发动机仍能继续运行。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其它的附图。
图1为本发明实施例提供的采集调理接口单元与控制单元连接示意图；
图2为本发明实施例提供的控制单元与执行单元连接示意图；
图3为本发明实施例提供的点火控制图；
图4为本发明实施例提供的燃料喷射系统控制图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
为了说明本发明所述的技术方案，下面通过具体实施例来进行说明。
实施例1
如图1所示，一种航空发动机双冗余控制系统，包括：
冗余的采集单元，用于感知发动机的工况(转速和负荷)信息和各种温度和压力等状态信息，以监测发动机的运行状态；
冗余的控制单元，其与冗余的采集单元连接，冗余的控制单元用于接收采集单元所采集的状态信息，以判断发动机的运行工况和运行状态，并输出点火控制信号；
冗余的执行单元，其与冗余的控制单元连接，冗余的执行单元用于在点火控制信号的作用下，对发动机进行点火控制。
本发明实施例的第一方面提供了一种航空发动机双冗余控制系统，包括：
冗余的采集调理接口单元，其用于采集发动机各类传感器参数信号，以及将所述参数信号进行滤波、调理、放大；
冗余的控制单元，其与所述冗余的采集调理接口单元连接，以对所述冗余的参数采集单元采集参数进行运算、分析，判断发动机所处工况，输出控制信号；
冗余的执行单元，其与所述冗余的控制单元连接，以根据控制单元输出信号，执行点火、喷油、喷气等相应动作；
冗余的电源模块，其分别与所述冗余的采集调理接口单元、冗余的控制单元和冗余的执行单元连接，以用于整个控制系统的供电。
电源模块、采集调理接口单元、控制单元和执行单元的冗余保证在某一部分出现故障时，航空发动机仍能继续工作。
冗余的电源模块主要为其他冗余单元供电，其包括电路板，利用电压转换芯片将车载电源电压转换为各模块可用电压，主要包括主电源转换电路、a信号电源转换电路和b信号电源转换电路，a转速传感器电源电路和b转速传感器电源电路；
值得注意的是，冗余模块包括但不仅限于这些部分，当航空发动机的类型和工作环境变化时，相对来说重要的传感器、控制单元、执行器均应设计冗余电源。
冗余的采集调理单元，主要对航空发动机上传感器的信号进行消抖、滤波、保护、电平转换、放大、隔离、调制解调等，采集调理单元的作用包含但不仅限于上述功能，主要作用时将传感器信号转化为控制单元可以识别、分析的信号。
上述采集调理单元分为三部分，如图1所示为采集调理单元与控制单元的连接示意图。a、b两部分为航空发动机运行过程中重要传感器的采集调理电路，这些传感器直接关系到控制单元对航空发动机运行状态的判断，应包括但不限于以下传感器：进气压力传感器、增压后压力或机油压力传感器、节气门位置传感器、进气温度传感器、排气温度传感器、冷却水温度传感器、氧传感器、增压放气阀位置传感器和曲轴转速传感器等；ab合用信号为其他控制单元需要的发动机运转信号、环境信号和辅助工作信号，应包括但不限于以下传感器：凸轮轴转速传感器、燃油压力传感器、环境压力传感器、环境温度传感器、爆震传感器、ecu内温度传感器、预热继电器电路、起动继电器电路、起动开关电路和点火开关电路等。
冗余的控制单元包括控制板，控制板上设置有控制程序。
控制板接收到经采集调理单元处理后的传感器信号后，向执行器输出执行信号。
控制板分别与采集调理单元和执行单元电性连接。控制单元接收到采集调理单元处理后的发动机运行参数信号之后，经过控制程序内的控制算法判断此时发动机运行工况，并将控制信号向执行单元输出。
其中，所述控制程序也采用软件冗余策略，单片机a与单片机b分别接收a、b两路信号，并且同时接收ab合用信号，两套控制单元同时输出对执行单元的控制信号，通过或门与执行单元相连。
所述控制程序采用现有技术中发动机控制程序，所述单片机指冗余的控制单元中使用的mcu的一种，还可以是其他类型的可完成所述功能的中央处理器。
冗余的执行单元可以分为三部分：冗余的增压阀控制、egr控制、节气门控制，冗余的点火系统，冗余的喷油、喷气系统，如图2所示为控制单元与执行单元的连接示意图。
冗余的增压阀控制、egr控制、节气门控制，均使用h桥驱动，但本部分应属于航空发动机点火、喷油喷气之外的执行机构，当航空发动机类型或者工作要求发生变化时，相应执行器的要求也会发生变化，本实施例仅以增压阀控制、egr控制和节气门控制为例说明；冗余的增压阀控制、egr控制、节气门控制均采用驱动芯片，驱动芯片的输入端口与控制单元后的或门输出端口相连。每个增压阀、egr阀、节气门均由两个驱动芯片控制，驱动芯片的输出端口通过或门与这些执行机构相连。
冗余的点火系统是保证航空发动机正常工作的关键，所述冗余系统在每个气缸内安装两个火花塞，两个火花塞分别为上火花塞与下火花塞，两个火花塞的点火时刻相差一定相位。每个气缸的上火花塞与下火花塞连接在同一个点火线圈上，点火线圈上控制上火花塞点火的部分由一个驱动芯片控制，点火线圈上控制下火花塞点火的部分由另一个驱动芯片控制。所以对于点火信号，驱动电路采用了热备份设计，当两部分驱动芯片有一部分能正常工作时，就能正常点火。
冗余的喷油、喷气系统，为缸内喷射与气道喷射的双系统冗余措施，即同时采用两套完整的缸内喷射控制系统和气道喷射控制系统，中间采用仲裁机进行控制协调。考虑到航空发动机燃料的特性，缸内喷射主要包括喷油与喷气，正常工作时，采用夹气喷射作为主要喷射方案。如图4所示为燃料喷射系统控制图。故障发生时，通过控制单元仲裁，使用气道喷射代替夹气喷射控制策略；
缸内喷射与气道喷射均有一套完整的控制系统，执行器为喷油电磁阀和喷气电磁阀，为保证航空发动机可靠工作，电磁阀的驱动电路也采用冗余设计，为此，采用集成式的驱动→诊断→保护模块。同时，每个驱动芯片负责驱动不同气缸的缸内喷射与气道喷射，可以在将驱动芯片输出端口资源尽可能多地使用的情况下保证喷油系统地冗余。
本发明实施例的第二方面提供了一种航空发动机的双冗余控制分层软件架构：
所述分层软件架构，指一套支持分布式、功能驱动的发动机ecu软件开发方法和电子控制单元上的软件架构标准化方案。该方案便于应用于无人动力系统平台，提高软件编写效率，降低开发成本。解决无人动力系统ecu软件的复杂性和多样性问题。所述软件分层将控制程序分为四层：驱动层(driverlayer)，抽象层(abstractionlayer)，系统服务层(servelayer)，应用层(applicationlayer)。分层软件架构可基于各种微控制器进行改进。
所述驱动层位于驱动程序的最底层，驱动层主要包含微控制器制造商提供的内部模块驱动函数，这些驱动函数对微控制器的寄存器进行操作。可以直接访问微控制器的内部硬件模块或内存映射到微控制的外部设备，驱动层为上层的抽象层提供对微控制器各模块寄存器进行操作的接口，其中包含微控制器驱动模块、通信驱动模块、存储驱动模块、io驱动模块、复杂设备驱动等。
所述抽象层基于硬件开发商提供的各个硬件模块的驱动程序，在抽象层中调用驱动层代码对硬件模块进行配置，将硬件模块功能抽象成具体函数，将微控制器硬件从控制系统中隔离出来，使上层的发动机控制逻辑不依赖于具体的硬件类型。在抽象层中包括对驱动层模块的处理与封装。为实现控制器的系列化，抽象层应提供可配置的接口，将与具体机型有关的硬件模块配置以函数接口的形式给出，主要包括微控制器抽象模块、存储抽象模块、通信抽象模块、io抽象模块等。
所述系统服务层是基础软件层的最高层，系统服务层由操作系统模块，通信服务模块，存储服务模块以及数学运算服务模块组成；其功能是从微处理器和ecu硬件中提取信息，为应用层提供最基本的服务；其主要包括操作系统、存储服务、通信服务、函数库服务、系统化配置服务等。
所述应用层根据基础软件层提供的标准化信息，执行发动机控制策略。应用层软件组件经过下层的抽象与封装，与控制器硬件完全独立，具有很强的可移植性。通过对控制软件应用层进行设计，将应用层的模块进行合理的划分、重组，将各控制功能映射到操作系统的任务模块，从而在操作系统的调度下，完成相应的控制功能。应用层设计应包含航空发动机运转所需功能，包括但不限于以下功能：转速计算功能、数据采集与处理功能、工况判断功能、油量计算功能、故障诊断功能、通信功能等。
本发明实施例的第三方面提供了一种航空发动机的双冗余控制软件控制策略：
航空发动机数字系统的高可靠性是航空发动机正常工作的基本保证。其中控制系统中的传感器信息通道的误差将会造成控制系统的误动作从而导致发动机的工作异常；控制器、执行器的计算误差与机械故障也会造成发动机的工作异常从而影响发动机正常工作，因此对发动机控制系统中进行故障诊断就十分重要。本发明采用双硬件冗余和软件冗余策略。
针对点火系统，采用每缸双火花塞进行冗余设计，点火驱动电路也采用两块集成式的驱动-诊断-保护模块进行冗余设计，两块集成式的驱动-诊断-保护模块分别用于控制所有气缸上部和下部火花塞。当某一个驱动芯片或者某一路点火驱动电路出现故障，控制单元输出的控制信号仍然可以被另一块集成式的驱动模块输出点火控制信号，驱动各缸另一个火花塞进行点火。
针对燃料喷射系统，本发明采用气道喷射与缸内喷射的双系统冗余措施，即同时采用两套完整的缸内喷射控制系统和气道喷射控制系统，中间采用仲裁机进行控制协调。正常工作时，采用缸内喷射作为主要喷射方案。故障发生时，通过控制仲裁，使用气道喷射代替缸内喷射控制策略。考虑到航空发动机燃料特性，缸内喷射采用“喷油 喷气”的形式。
根据故障性质，将控制系统的故障对策程序分为三类，对一般故障(非控制传感器、双冗余中的一个传感器故障灯)，则切换余度，并给出提示；对于重要故障，则改变控制律，发动机降低性能，减少功能，闪烁故障信号灯；对于严重故障，则转为备份通道。保证控制系统在各种工作状态能安全、平稳地转换是余度切换的关键。控制系统采用热备份的工作状态，并接收主控通道的工作信息，使备份通道始终跟随主控通道，从而保证控制系统平稳转换；
容错控制器的设计方法分为硬件余度方法、解析余度方法两大类。硬件冗余设计采用气道喷射完整系统与夹气喷射完整系统的同时冗余方式；
软件方面通过设计冗余控制算法，即当诊断出系统故障，通过切换至备份部件或者通过主动容错控制以达到容错控制的目的。所述主动容错控制是，在故障发生后，根据要求的性能重新设计一个控制系统，并且该控制系统可以安全稳定工作。新的控制系统的性能可以比原有系统有所降低。主动容错控制一般是基于已知故障模式的先验知识，或者存在一个故障诊断系统来诊断和隔离故障；
当控制系统发生故障时，容错控制系统会以牺牲部分控制性能指标为代价来补偿因故障产生的负面影响。而关于性能指标的下降程度，是与控制系统的余度度有关的。当发动机系统拥有足够的执行机构和传感器的余度度并且余度与实际值较逼近时，采用合理的容错控制设计，可以实现在发生故障的情况下，控制系统可以按照设计的性能指标正常工作。
以上所述仅为本发明的实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构或等效流程变换，或直接或间接运用在其它相关的技术领域，均同理包括在本发明的专利保护范围内。
1.一种航空发动机双冗余控制系统，其特征在于，包括：
冗余的采集调理接口单元，其用于采集发动机各类传感器信号，以及将所述参数信号进行滤波、调理、放大；
冗余的控制单元，其与所述冗余的采集调理接口单元连接，以对所述冗余的参数采集单元采集参数进行运算、分析，判断发动机所处工况，输出控制信号；
冗余的执行单元，其与所述冗余的控制单元连接，以根据控制单元输出信号，执行点火、喷油、喷气等相应动作；
冗余的电源模块，其分别与所述冗余的采集调理接口单元、冗余的控制单元和冗余的执行单元连接，以用于整个控制系统的供电。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机双冗余控制系统，其特征在于，所述冗余的电源模块包括主电源转换电路、a信号电源转换电路、b信号电源转换电路、a转速传感器电源电路和b转速传感器电源电路；
所述主电源转换电路，使用电压转换芯片，将车载电源转换为控制系统可用电压；
所述a信号电源转换电路和b信号电源转换电路，分别单独为a、b两路采集接口单元供电；
所述a转速传感器电源电路和b转速传感器电源电路，分别单独为转速传感器的采集调理电路供电。
3.根据权利要求2所述的一种航空发动机双冗余控制系统，其特征在于，所述冗余的采集调理接口单元包括a组传感器调理电路、b组传感器调理电路和ab合用信号电路；
所述a、b组传感器调理电路，指测量发动机重要运行状态参数的传感器的信号调理电路；
所述ab合用信号，指其他传感器的信号调理电路或者发动机工作的辅助电路。
4.根据权利要求1所述的一种航空发动机双冗余控制系统，其特征在于，所述冗余的控制单元包括控制板；所述控制单元接收到经采集调理单元处理后的传感器信号后，判断发动机运行工况，向所述冗余执行单元输出控制信号。
5.根据权利要求1所述的一种航空发动机双冗余控制系统，其特征在于，所述冗余的执行单元包括冗余的增压阀控制、egr控制、节气门控制、冗余的点火控制、喷油和喷气控制；
所述冗余的点火控制为在每个气缸内安装两个火花塞，分为上火花塞与下火花塞；
所述喷油和喷气控制为喷油电磁阀和喷气电磁阀。
6.根据权利要求1所述的一种航空发动机双冗余控制系统，其特征在于，所述冗余的电源模块包括主电源供电模块、主要传感器信号处理电路供电模块、曲轴转速传感器信号处理电路供电模块；
所述主电源供电模块将车载电源电压转化为12v电压和5v电压；
所述主要传感器信号处理电路供电模块将12v电压转化为5v电压；
所述曲轴转速传感器信号处理电路供电模块将5v电压转换为±5v电压；
所述主电源供电模块、主要传感器信号处理电路供电模块和曲轴转速传感器信号处理电路供电模块采用冗余设计，当有一部分不能正常工作时，其他部分仍能给控制系统供电。
7.根据权利要求6所述的一种航空发动机双冗余控制系统，其特征在于，所述采集调理接口单元将发动机上重要的传感器信号处理电路设计成两部分，当其中任意一组无法正常工作时，控制系统ecu仍能从另一组获取发动机状态信息。
8.根据权利要求3所述的一种航空发动机双冗余控制系统，其特征在于，所述控制单元包括两组mcu及其外围电路，上述a、b两组传感器调理电路分别与两组mcu电连接，两组mcu分别与执行单元连接，在两组mcu通过接收信号判断发动机工况后，同时输出控制信号，两路控制信号通过或门电路与执行单元连接，当控制单元的任意一组mcu出现故障后，执行单元仍能接收到控制单元输出的控制信号。
9.根据权利要求8所述的一种航空发动机双冗余控制系统，其特征在于，所述两组控制单元分别与a、b两组驱动芯片相连，驱动芯片输出的驱动信号通过或门电路与增压阀、egr阀、节气门等执行机构相连，当其中任意一路出现故障时，执行机构仍能够根据另一路驱动信号正常工作；
所述上、下火花塞连接在不同的点火线圈上，两个火花塞点火时刻相差一定相位，每个点火线圈上控制不同火花塞的信号由两组点火驱动芯片分别发出，以保证当每个气缸的任意一个火花塞，或者任意一路驱动芯片无法正常工作时，气缸内都能正常点火；
所述喷油和喷气控制包括缸内喷射与气道喷射，考虑到航空发动机燃料特性，缸内喷射具体使用夹气喷射方式，缸内喷射与气道喷射均有完整的喷射系统。
技术总结