一種基于線(xiàn)性化直升機數學(xué)模型的仿真系統

摘要：為了配合飛行控制系統的設計和開(kāi)發(fā)，本文設計了一種基于線(xiàn)性化直升機數學(xué)模型的半物理仿真系統。重點(diǎn)講述了仿真系統的系統結構以及各個(gè)組成部分的功能，描述了線(xiàn)性化直升機仿真模型的基本原理和實(shí)現過(guò)程，并以航線(xiàn)飛行為例給出了仿真過(guò)程和仿真結果。實(shí)際使用表明，本系統具有結構簡(jiǎn)單、仿真準確、可靠性高的特點(diǎn)，達到了設計要求。

關(guān)鍵詞：無(wú)人直升機;線(xiàn)性化模型;數學(xué)模型;仿真系統;半物理仿真

飛行控制系統決定了無(wú)人直升機的飛行性能，隨著(zhù)無(wú)人直升機性能的不斷提高及功能的日益增加，飛行控制系統越來(lái)越復雜。某型半物理仿真系統是為配合飛行控制系統設計而開(kāi)發(fā)的，主要為直升機飛行動(dòng)力學(xué)模型的驗證與評估、飛行控制軟件的設計與驗證等提供強有力的技術(shù)支撐平臺。這對于提升飛行控制系統設計的效率、減少設計差錯、縮短設計周期及降低設計成本具有重要意義。

1 仿真系統功能

某型半物理仿真系統的主要功能包括：

1)模擬無(wú)人直升機從起飛到降落整個(gè)飛行過(guò)程的全狀態(tài)，進(jìn)行全包線(xiàn)仿真;

2)評估驗證直升機飛行動(dòng)力學(xué)模型的準確性;

3)模擬無(wú)人直升機各個(gè)傳感系統的報文和動(dòng)態(tài)特性;

4)可接入飛行控制計算機實(shí)物、舵機系統和地面站實(shí)物(除去電臺部分)，進(jìn)行半物理仿真實(shí)驗。

2 仿真系統結構

根據無(wú)人直升機仿真模型獲取方式不同，某型半物理仿真系統如圖1、圖2所示，形成了兩種半物理仿真系統結構。

2.1 采用外部模型機的FlightLab直升機模型

如圖1所示，該仿真系統由仿真測試設備、模型計算機、舵回路和飛控計算機等組成。其中，與仿真測試設備相配合的還有仿真控制臺，與飛控計算機相配合的還有地面站測控軟件。

1)仿真測試設備：運行仿真軟件，其中主要包括傳感器信息模擬軟件、舵機信息模擬軟件、多功能板信息模擬軟件。各個(gè)模擬軟件之間采用共享內存的方式進(jìn)行信息交互。主要功能包括：①舵控指令接收解算并轉換成4個(gè)操縱量作為模型輸入信息;②直升機模型接收操縱指令，解算得到飛行狀態(tài)信息作為傳感器輸入數據信息;③模擬傳感系統的報文和動(dòng)態(tài)特性;④和飛控計算機之間進(jìn)行網(wǎng)絡(luò )通信;⑤和模型機之間進(jìn)行網(wǎng)絡(luò )通信。

2)模型計算機：運行無(wú)人直升機FlightLab仿真模型;接收控制輸入，并解算得到無(wú)人直升機實(shí)時(shí)狀態(tài)數據。

3)舵回路：舵機可接實(shí)物舵機，也可直接通過(guò)仿真測試設備中的舵機信息模擬軟件進(jìn)行模擬。

4)飛控計算機：運行飛行控制軟件，接收傳感器狀態(tài)信息以及遙控信息，根據無(wú)人直升機當前的飛行狀態(tài)以及操縱指令解算得到舵機控制指令。

5)仿真控制臺：運行仿真界面程序，可接受用戶(hù)界面輸入信息，主要實(shí)現模型狀態(tài)量的曲線(xiàn)顯示功能，以及各種傳感器故障類(lèi)型仿真、模型運行與重載控制等功能。

6)地面測控計算機：運行地面測控軟件，用于對飛行控制計算機發(fā)送遙控指令，控制無(wú)人直升機的飛行模態(tài)，并接收飛行控制計算機的下行數據，顯示、記錄無(wú)人直升機飛行過(guò)程和任務(wù)設備運行狀態(tài)。

2.2 采用仿真測試設備內部的線(xiàn)性化模型

如圖2所示，該仿真系統由仿真測試設備、飛控計算機和地面站測控軟件等組成。其中，仿真測試設備中除了運行傳感器信息模擬軟件、舵機信息模擬軟件、多功能板信息模擬軟件，還將運行線(xiàn)性化直升機數學(xué)模型模擬軟件。相比于2.1節所述的半物理仿真系統，該系統平臺搭建簡(jiǎn)單且攜帶方便。但是，受到線(xiàn)性化直升機數學(xué)模型的精度限制，該系統僅適用于對仿真精度不高的情況。

3 線(xiàn)性化直升機模型

當進(jìn)行飛控軟件邏輯仿真或者其他對模型精度要求不高的仿真時(shí)，常采用仿真機內部的直升機線(xiàn)性模型。其主要優(yōu)勢在于便于快速搭建仿真平臺，易于攜帶(不需要再攜帶模型機)，特別是大大方便在外場(chǎng)調試過(guò)程中的仿真工作。

線(xiàn)性化直升機模型主要實(shí)現以下功能：接收飛控計算機解算出的控制輸入數據;實(shí)時(shí)運行仿真模型;最后將模型解算得到直升機的相關(guān)狀態(tài)數據反饋給飛控計算機。線(xiàn)性化直升機模型仿真模塊的輸入輸出關(guān)系如圖3所示。

被控對象數學(xué)模型建立于機體坐標系，如圖4所示。

采用狀態(tài)空間表達式形式描述，給定被控對象的數學(xué)模型為：

其中，狀態(tài)x=[Vx Vy Vz ωx ωy ωz γ ψ θ]T，分別表示直升機縱向速度、垂向速度、橫向速度、滾轉角速度、偏航角速度、俯仰角速度、滾轉角、偏航角和俯仰角;控制輸入u=[φ7A1 B1 φT]T，分別表示旋翼總距、橫向周期變距、縱向周期變距和尾槳總距。

狀態(tài)矩陣A和控制矩陣B通過(guò)FlightLah計算得到，且隨著(zhù)無(wú)人直升機飛行狀態(tài)的不同而改變。具體計算過(guò)程如下：

1)在FlightLab開(kāi)發(fā)環(huán)境下，分別對主旋翼、尾槳、機身、平尾、垂尾、發(fā)動(dòng)機和飛控系統等部件進(jìn)行建模，并最終綜合成一個(gè)完整的無(wú)人直升機模型;

2)給定一個(gè)穩定的飛行狀態(tài)，通過(guò)FlightLab進(jìn)行模型的線(xiàn)性化和配平計算;

3)通過(guò)FlightLab計算，分別得到0m/s、3m/s、9m/s、15 m/s、20 m/s、25m/s、30 m/s、35 m/s、40 m/s、45 m/s等穩定飛行狀態(tài)下的A、B矩陣。

4 仿真過(guò)程及結果

基于線(xiàn)性化直升機模型的直升機仿真過(guò)程如下：

1)啟動(dòng)各個(gè)傳感器、舵機、多功能板仿真程序;

2)啟動(dòng)線(xiàn)性化直升機模型仿真程序：

3)啟動(dòng)飛行控制軟件程序;

4)通過(guò)測控軟件，發(fā)送飛行控制指令，開(kāi)始飛行仿真;

5)通過(guò)測控軟件，顯示、記錄仿真過(guò)程參數;

6)對飛行仿真結果進(jìn)行參數分析。

以航線(xiàn)飛行仿真為例，其仿真結果如圖5～7所示。

由仿真曲線(xiàn)可知，航線(xiàn)飛行高度100 m，高度控制精度能達到飛行高度的3%，飛行速度16 m/s，速度穩態(tài)控制精度能達到±1 m/s。

5 結論

該仿真系統的建立為無(wú)人直升機設計和控制策略的研究提供了試驗平臺，且方便攜帶和實(shí)際使用操作。實(shí)踐表明，這套仿真系統可以非常有效地驗證飛行控制系統的控制邏輯，直觀(guān)地驗證飛行控制系統控制效果的優(yōu)劣，為飛控系統的優(yōu)化設計和系統的性能評估等提供數據支持，具備了較好的工程應用價(jià)值。