飞行仿真系统（共9篇）
飞行仿真系统 篇1
0 引 言
随着技术的发展,仿真技术的应用在扩大。采用实物进行飞行实时测试需要多台元器件共同完成,且维护、扩展、操作、运输极不方便。通过飞行中的数据,直观地再现飞行状态。因此实时飞行仿真显示系统适用于研究开发、方案论证和设计阶段。本系统采用在工程应用领域内连续系统仿真的数学仿真方法,并模拟生成人的感觉环境的各种物理效应设备(包括视觉、动感等人能感知物理环境的模拟生成、显示系统)。为了适应在数字计算机上进行数学仿真,按变量(包括按时间)进行离散化处理,以及根据精度与计算速率要求选用适当算法,将原始数据模型变换为仿真数学模拟[1]。
实时飞行仿真显示系统具有仿真操纵系统、清晰的仿真显示画面、逼真度高的飞行动力学特性、连续的性能仿真、良好的人机交互界面,具有动态感和交互性的环境仿真。通过建立数学模拟、利用先进的虚拟和计算机仿真技术,仿真再现飞行显示系统画面,可以通过设置各种飞行参数和条件实施飞行模拟操作,可以通过CRT、打印机、绘图仪显示输出仿真结果。采用实时飞行仿真显示系统可以实时运行,也可以在非实时条件下运行。
1 实时飞行仿真显示系统设计方案
本系统采用分布式交互协同工作,以模块化的建模方法,仿真飞行显示系统画面。实时飞行仿真显示系统大体由数据采集处理中心模块、子系统模拟器模块、仿真显示器模块、飞行控制台模块组成,结构如图1所示。
子系统模拟器在网络终端提供各种飞行实时数据,它是通过键盘指令或文件的数据源,向数据采集处理中心提供所需数据;数据采集处理中心负责控制网络中的数据源,并且利用子系统模拟器的数据源,加载飞机运动方程,转化为飞行状态数据,向仿真显示器提供飞行数据;仿真显示器除了显示飞行数据及画面,还提供外部环境画面。子系统模拟器和显示系统模块在网络中通过点到点的方式连接到数据采集处理中心上,由该数据采集处理中心向目的终端传送信息。数据采集处理中心执行集中式通信控制策略,在此网络结构中任何两个终端要进行通信都必须经过数据采集处理中心。
由飞行控制台传来的操纵控制指令提供飞行输入数据,在飞行控制模块中,根据操纵指令和控制规律计算飞行状态,由起落架力和力矩模块负责计算飞机起飞和降落时在地面运动的力和相应的力矩,气动力/力矩模块计算气动系数和气动力/力矩;飞机六自由度运动方程模块解算飞机六自由度非线性全量运动方程,计算出姿态、位置、加速度和角速度等飞行状态信息,并将飞行状态信息在反馈给气动系数模块、起落架力和力矩模块,同时输出到实时飞行仿真显示系统的其他子系统。飞行仿真的主要功能是对飞行控制系统的输入作出反应,对飞机飞行状态进行仿真[2];解算飞机的六自由度非线性运动方程;并对环境变化、飞机本身的变化和飞行造成的影响进行仿真解算。
在Windows环境下,采用C++ Builder和OpenGL作为编程工具,运用面向对象的设计方法,开发实时飞行仿真显示系统。该系统按指定机种提供的真实图形仿真飞行画面,数据采集处理中心负责把画面显示数据存放在显示数据存储器中;仿真显示器负责从显示数据存储器中读取数据;仿真显示器定时调度数据画面,并对所有显示符号、线段、数字的静态及动态象素坐标进行实时计算,生成仿真飞行画面[3];仿真显示器实时接收解算数据采集处理中心所得数据,并将其作为仿真显示器的驱动数据,为充分保证飞行状态的准确性和连续性,对数据进行精度提取和高速插值计算。同时,采用融合消隐技术和抗锯齿算法解决飞行画面中抖动和旋转时出现的锯齿问题。
数据传输系统采用基于UDP传输协议的Socket编程技术,结合数据压缩和调度算法,解决网络编程时数据安全可靠传输的技术难题。为了提高数据传输的稳定性和实时性,数据采集处理中心同时开设多个端口,一些端口用于发送飞机的飞行数据,一些端口分别实时接收其他子系统模拟器发送的飞行数据,并用其作为仿真飞行显示的驱动数据。
实时飞行仿真显示系统的网络结构,体积小、耗费低,便于管理、维护、调试;控制简单,建网容易。通过构建飞行动力学模型,实现飞机的俯仰、滚转、偏航等飞行姿态的模拟,模拟逼真,实时性强。OpenGL 3D声音引擎仿真飞行过程中听到的主要环境音效和实现语音提示功能,OpenGL具有表现多通道三维位置音效的能力,主要是在来源物体、音效缓冲和收听者中编码。来源物体包含一个指向缓冲区的指标、声音的速度、位置和方向,以及声音的强度。通过采用OpenGL纹理控制,基于glut核心函数库编程、视点控制处理、数据传输,自主开发场景画面,实时动态渲染,运行效率高,场景模拟真实感强,实现了实时飞行仿真显示系统图形图像显示。
2 实时飞行仿真显示系统软件功能结构
数据采集处理中心有一个主线程和多个子线程。主线程负责终端的接入连接请求,然后创建一个子线程来处理这个终端网络连接。每个子线程按照既定的协议与数据采集处理中心通讯。在网络通讯中,当其中一个终端正在向数据采集处理中心发送数据块时,其它某个终端正在向数据采集处理中心请求这个数据块时,数据采集处理中心采用互斥的方法,将完全接收完整个数据块,然后才向请求的终端发送完整的数据块。终端向数据采集处理中心发送数据,数据采集处理中心保存这些数据,终端也可以向数据采集处理中心请求数据。所以每个终端有可能是很多数据的发送者或请求者。在同一时间内,飞行实时图形仿真系统可能有多个数据的发送和请求终端存在,数据的读写速度成为数据采集处理中心的重要性能指标。数据采集处理中心的采用消息列表的方式,提高数据的读取处理,为数据的可靠性提供保障[4]。
网络通讯采用MIL-STD-1553B 总线通讯规则[5],该标准确定了美国军用飞机数字式数据总线的各种要求。网络数据消息块包含有指令字、状态字、数据字。并相应设计了10种消息格式,即“信息传输格式”。在此系统设计中,增加了消息的生存时间字,用于记录消息的生存时间,判定消息是否应该驻留在系统中,还是该删除。当要求通信的终端发出通信请求后,数据采集处理中心查看被叫终端是否空闲,是否建立通路响应,从而决定是否能建立双方的物理连接。终端向数据采集处理中心请求数据时,先向数据采集处理中心询问数据是否存在,数据采集处理中心收到请求数据命令,在消息列表查询,如果请求的数据不存在,数据采集处理中心向请求数据的终端发送“失败”消息。如果请求的数据存在,数据采集处理中心向请求数据的终端发送“成功”消息,然后向请求的终端发送请求的数据。数据采集处理中心同时也处理从各个终端接收到的数据,向子系统模拟器模块、显示系统模块发送相应数据,仿真显示器从正视、后视、左视、右视等角度直观反映飞行状态。数据采集处理中心数据包格式如表1所示。
子系统模拟器提供实时飞行仿真显示系统必须的飞行用数据,其数据源读入有两种方式:一种为人工设置(分为静态和动态数据),另一种为原始飞行数据文件(文件流fstream读入飞行数据文件)。实时飞行仿真系统一般运动动力学方程组为:
Fx,Fy,Fz;u,v,w;p,q,r为作用在飞机上的所有外力的和F,飞机的质心速度v,质心转动的角速度w在机体坐标系三个坐标轴Ox,Oy,Oz上的分量;Ix,Iy,Iz为转动惯量。
动力学方程组为力和力矩方程,利用坐标转换关系计算飞机相对于地面固定坐标系的方程和飞行轨迹运动学方程如下:
θ----俯仰角
ϕ----滚转角
仿真显示器需要使用一种计算能力很强的计算机语言对其数据进行处理,仿真显示飞行画面。OpenGL提供了数百个库函数,可以方便地绘制具有真实感的3D图形。图形的绘制只是一部分工作,更多的工作集中在场景数据结构、图形对象、三维交互和图形用户界面的设计上[6]。OpenGL与窗口系统无关,不提供任何交互手段,必须由程序员自己编写所有的交互功能。它的大部分指令是立即接口操作方式,说明对象可以马上进行硬件操作[7]。本系统在仿真显示器图形设计时,定义了视场局部坐标系以及相应的图形变换。采用最小单元法,其中基础对象定义了矢量、矩阵运算;常用几何图元的绘制(线、圆、刻度带等),图形函数将数据转化为几何模型绘制出来,使用继承方法扩充新的几何图元;点阵中文字体用于可视化图形的标注。该系统设计中汉字的形状复杂多变,所以显示汉字较难,采用汉字显示中的线性列表方法,先由CreateFontIndirect函数创建需要的中文字体、然后判断每一个字符是否为双字节,如果是就多处理一个字节,创建中文显示列表、运用投影矩阵和模型变换矩阵显示需要的文字。
实时飞行仿真显示系统显示画面具有固定的视场范围[8],根据显示器画面的视场范围,计算实时飞行仿真显示系统的仿真显示器像素换算比例K,用以确定元素在仿真显示器中的位置。
环境、动画场景的实时处理,是将图像存储在帧缓存中,帧缓存是多个显示缓存的逻辑集合,通过双缓存技术完成环境、动画场景的实时显示。环境形态的变化、位置的变化以及颜色的变化通过网络数据及程序的定时器控制。图形显示工作流程如图3所示。
C++ Builder具有快速的可视化开发环境,内置了100多个完全封装了Windows公用特性且具有完全可扩展性的可重用控件[9]。利用相关控件组建外部接口模块、操作模块。外部接口主要完成人机界面的设计,为使用者提供有好方便的操作平台。
图形创建首先检索指定窗口的客户区域环境的句柄Picture_hdc=GetDC(PanePicture->Handle);再创建一个新的OpenGL渲染描述表,此描述表适用于绘制到由Picture_hdc返回的设备,这个渲染描述表将有和设备上下文一样的像素格式Picture_hrc=WglCreateContext(Picture_hdc);然后设定OpenGL当前线程(线程相关性)的渲染环境,以后这个线程所有的OpenGL调用都是在这个Picture_hdc标识的设备上绘制wglMakeCurrent(Picture_hdc,Picture_hrc)。
仿真显示器画面坐标系根据国家标准规定的坐标轴系定义,实时飞行仿真显示系统画面的生成采用光栅扫描法。与真实飞行显示系统相比,某检测画面如下:图4为某一真实显示器的画面,图5为仿真显示器的画面。经检测证明:实时飞行仿真显示系统能满足飞行模拟使用,数据显示准确,画面清晰、正确,适合飞行仿真试验研究。
3 结 语
本文介绍了采用虚拟仪器技术研制实时飞行仿真显示系统,提出了软件实现实时飞行仿真显示系统的设计方法,从而有效地提高了飞行器研究开发、方案论证和设计方法。由于实时飞行仿真显示系统软件的易操作、易维护,更好地弥补了硬件带来的缺陷。
参考文献
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[9]Charlie Calvert,et al.C++Builder应用开发大全[M].徐科,译.北京:清华大学出版社,1996.
飞行仿真系统 篇2
某型直升机飞行控制系统仿真研究
介绍了基于MATLAB开发的某型直升机飞行控制系统仿真软件包及快速原型的开发,说明了系统各单元的模型及系统仿真的实现.并对飞控系统的所有功能进行了仿真验证,仿真结果表明,控制系统的`设计合理可行.在某型直升机飞行控制系统的设计过程中,本软件取得了较好的效果,对控制律的设计及验证发挥了较好的作用.
作 者：戴宁 司云玲 雷亚平DAI Ning SI Yun-ling LEI Ya-ping 作者单位：西北工业大学,自动化学院,陕西,西安,710072刊 名：飞行力学 ISTIC PKU英文刊名：FLIGHT DYNAMICS年，卷(期)：200624(1)分类号：V249关键词：直升机 飞行控制 快速原型
飞行仿真系统 篇3
随着中国民用航空交通流量的持续快速增长, 空中交通管制和空中交通流量管理技术对未来空中交通态势的感知能力要求越来越高。通过仿真来模拟未来飞行态势是验证和评估当前决策的有效方法, 赵嶷飞等探讨了基于计算机网络的空中交通流量仿真技术方案[1], 杨振鹏等通过分析空中交通管制的各种要素, 建立了仿真环境框架和仿真环境模型[2], 李云冲等提出了基于静态的飞行计划数据雷达仿真系统设计方案[3]。
但目前的这些飞行态势仿真技术多以静态的飞行计划数据和模拟数据为基础, 没有考虑仿真过程中的各种实际变化因素 (如实时雷达信号、飞行计划变更情况、气象条件、军事活动影响、空管设备运行状况等等) 。例如对未来2～4h的飞行态势进行仿真时有一架飞机已经起飞, 则可以利用当前起飞报得到飞机的实际起飞时间, 利用当前雷达信号得到飞机实际位置信息和飞行状态信息, 还可以利用已有的气象预报信息和在仿真期间接收到的气象实况报文信息计算预测轨迹所受到的影响, 同时结合当前已有空域状态信息和仿真阶段新接收到的军事活动信息和航行情报可以比较准确地把握仿真阶段的空域态势[4,5,6]。否则, 仅仅只考虑静态数据和模拟数据虽然可以对一些特定情况下空中交通态势进行仿真模拟, 但对于战术阶段或预战术阶段的仿真如果忽略那些已经可以预测或即将得到的预测信息将导致仿真结果较为理想化, 缺乏合理性和准确性, 与实际运行状况偏差较大。
本文设计的空中交通动态仿真系统在仿真过程中引入飞行情报、雷达信号、天气预报、导航设备运行状况等实时数据, 对仿真飞行态势进行实时修正, 同时提供工具对仿真过程进行实时的人工动态调整, 以此来弥补静态仿真的单一性。
1 系统架构方案
1.1 系统物理结构
借鉴近地空域环境仿真模型的框架设计思路[7]系统包括了前端数据处理、数据库、服务器仿真数据计算、仿真显示以及模拟终端共5大模块, 其系统结构如图1。
1.1.1 前端数据处理
对所有接入仿真系统的实时动态数据进行预处理, 判断数据的有效性, 完成军民航飞行情报转换、气象情报解析、设备运行状况监视信息分析等等, 并将规范化数据存入数据库。
1.1.2 数据库
提供空域、航路、航线的基本结构信息和航空器的基本性能参数, 保存仿真计算需要的所有数据和仿真结果。
1.1.3 服务器
完成仿真运行所需的所有数据运算, 是系统核心, 主要功能有两个部分:
(1) 飞行轨迹动态预测与修正:
根据不同的飞机机型建立相应的飞行模型, 从飞行计划中得到其飞行路线和指定巡航速度, 结合经验飞行时间预测出飞越每个航路点的时间、速度。在飞机起飞前, 根据飞行计划动态电报实时修正预测结果 (如根据起飞报可以准确的得到飞机实际起飞时刻) , 在飞机起飞后, 用实时雷达数据对已有的预测做出修正, 使得预测数据不断趋近于真实数据。在全程飞行过程中, 考虑气象条件 (如高空风) 对飞行的影响, 进一步提高预测精度。
(2) 空域运行状况预测:
根据军航场内、场外飞行训练计划和炮射计划提取禁区、限制区和危险区的使用信息 (如激活时间、高度限制、影响范围等) ;根据未来天气预报提取仿真空域范围内的气象信息;然后结合空管设备运行状况信息预测空域的实际运行状况;默认的空域运行状况为理想状态, 只考虑空域固定的航路、航线结构, 不考虑任何动态因素。
1.1.4 仿真显示
融合服务器计算的飞行目标轨迹、空域态势信息以及地理信息, 完成空域飞行态势仿真显示。
1.1.5 模拟终端
根据仿真需要产生各种模拟信号 (如雷达数据、飞行情报、气象情报和设备监控信息) , 同时提供空域结构编辑并生成GIS图层的功能。
1.2 系统逻辑结构
系统采用Windows操作系统, 在ATC系统基础平台上构建各功能模块, 所用信息均直接从ATC系统中引接:雷达信号采用经过多雷达融合处理后输出的系统综合航迹、飞行情报信息采用AFTN电报处理系统和FDP系统处理后的相关数据、气象情报以及航行情报等数据也都是经过ATC系统接收、解析处理后的输出数据。其系统逻辑结构如图2所示。
1.3 系统软件结构
系统的核心功能模块主要有:轨迹预测与动态修正、静态空域态势分析与动态修正、飞行态势显示与人工动态调整。各功能模块划分及结构如图3所示。
2 关键技术实施方式
2.1 轨迹预测的动态修正技术
在已有轨迹预测方法基础之上, 系统增加了动态修正技术:利用仿真期间接收到的实时气象信息、AFTN电报信息和雷达信息对仿真开始前预测到的4D信息进行修正, 其程序流程如图4所示, 其中气象信息对预测轨迹的影响主要通过实时提取重要天气报告SIGMET、日常航空天气报告METAR、特殊天气报告SPECI、航站天气预报电报FT、航路天气预报电报ROFOR和航空区域天气预报ARFOR中高空风的风速、风向、高度和作用范围等具体数据项, 然后通过将风的速度矢量投影到目标轨迹的速度矢量上来计算高空风对预测轨迹的影响。
2.2 空域态势分析的动态修正技术
另外, 系统在默认空域态势分析的基础上也增加了动态修正的技术:实时接收气象服务部门发来的天气预报信息 (主要提取影响航班正常飞行的恶劣天气信息, 如雷暴的作用范围、运动方向和速度等) 仿真未来空域气象条件, 根据航行情报和军用飞行计划中的场内、场外飞行训练计划TPI、TPO以及炮射计划报STG提取军事活动空域状况的详细信息, 根据导航设备监控信息提取各类空管设备运行状况, 然后将各种影响空域态势的动态因素叠加在基于GIS信息的、静态的默认空域态势信息上, 实现对未来空域态势的比较准确的仿真。其程序流程图如图5。
2.3 人工动态调整
利用模拟终端可以根据仿真需要人工调整航路、航线结构[8], 可以人工模拟军事、气象以及空管设备运行状况等信息, 以此来模拟仿真不同的空域结构和运行条件。同时在仿真过程中, 可以人工手动调整飞行航迹的未来航向、航速和飞行高度, 灵活地对各种情况进行仿真。
对于系统中的人工动态调整功能, 其主要实施方式体现在如下3个方面。
2.3.1 空域结构调整
根据仿真需要, 对读入航路、航线、空中走廊、导航台、扇区等各级空域单元结构数据进行、添加或修改等编辑工作, 然后另存为临时数据, 同时生成新的GIS图层发往仿真显示端更新显示;
2.3.2 空域运行环境调整
通过模拟终端产生军事活动信息、特定气象条件和空管设备运行状况等信息发往服务器和显示端, 模拟特定的空域运行环境;同时在仿真过程中可以人工动态修改各种模拟信号, 以此来实现空域运行环境的动态调整。
2.3.3 飞行轨迹调整
通过模拟终端产生模拟的雷达信号和飞行情报数据, 利用雷达数据和飞行计划配对后的相关信息人工调整计划航迹的未来航段, 然后自动调整模拟雷达目标的速度大小、方向和飞行高度, 从而实现飞行轨迹的动态调整。
3 总结
本系统方案综合考虑了各种影响军民航飞行安全和效率的主要动态因素, 将部分实时信号引接到仿真过程中, 与传统静态仿真方法相比能够更加灵活、准确地仿真空中交通飞行态势。同时, 通过模拟终端根据仿真需要生成各种模拟数据来仿真不同的空域结构和运行态势, 可为空域管理与规划、空域容量评估、空中交通管制和流量管理等领域提供更加合理有效的决策支持。
参考文献
[1]赵嶷飞.空中交通流量管理仿真系统方案研究.中国民航学院学报, 2003;3:27—29
[2]杨振鹏.空中交通管制仿真环境研究.北京航空航天大学学报, 2002;28 (4) :391—394
[3]李云冲, 陈红林.雷达仿真系统的设计.科学技术与工程, 2007;7 (11) :2694—2696
[4]黄卫芳.浅谈我国空域仿真评估.中国民用航空, 2008;9:25—26
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[7]王曙钊, 刘兴堂.近地空域环境仿真模型的框架研究.系统仿真学报, 2005;17 (8) :1793—1797
飞行仿真系统 篇4
在现代飞行器的设计、试验和分析中，随着飞行器系统的日益复杂，飞行仿真实验占有越来越重要的地位。而飞行器系统的多样性和复杂性使得仿真软件的开发日趋复杂化，对软件开发的要求也越来越高。但与这种要求不相适应的是，在飞行仿真领域许多系统开发者还在沿用以前的老方法开发新系统。目前飞行仿真软件开发的弱点集中体现在软件开发过程、软件系统的分析与设计和编码方面，传统的仿真系统开发方法在很大程度上己不能适应复杂软件系统的开发要求，软件质量难以得到保证。在开发过程中暴露出的效率低下、结构混乱、重复性开发、可理解性和可维护性差等问题，是导致仿真软件系统失败的主要原因。因此迫切需要一种完善的、适应于飞行仿真系统开发特点的工程化方法来支持仿真系统的开发。
现代软件技术的发展，提出了一整套解决开发过程中所遇到的一系列问题的工程方法。为解决飞行仿真系统开发中的实际问题，本文将软件工程方法引入到仿真系统的开发中，提出了一套仿真系统开发过程和仿真程序分析与设计的优化方案，并对开发过程中的全面质量管理方法进行了研究，从而实现了软件工程方法在飞行仿真系统开发中的有效应用。
软件工程是一种运用系统的、规范的和可定量的方法来开发、运行和维护软件的工程化开发技术。它借鉴了传统工程的原则和方法，针对传统软件开发方法的缺点，以求高效地开发高质量软件。软件工程方法在软件系统开发过程中的优势主要体现在如下几个方面:对软件开发过程的优化;对软件分析与设计方法的优化;全面的软件质量管理体系。
软件开发过程主要包括需求、设计、实现、确认以及支持等活动，所有这些活动构成了软件的.工程开发模式，定义了软件的生存周期。将其用明确的工程化方法描述出来，有助于规范开发的过程，提高开发的效率和质量。目前常用的开发模式有瀑布式模型、原型开发模型、螺旋模型、面向对象模型等。
在软件系统分析与设计方面，软件工程定义了一套比较完整的实现方案。分析是抽取相应需求的过程，设计是将需求转化为设计规格说明的过程。在系统分析与设计方面，目前比较流行并且适合于仿真系统开发的方法是面向对象的分析与设计方法。它在对象、类、方法和消息等概念的支持下，在现实系统的建模、分析与设计方面更直观有效。可用下面的等式来说明面向对象的方法：面向对象=对象十分类十继承十通过消息的通讯。
面向对象的方法将现实系统分解为一个个直观可理解的对象类，并在分类的基础上定义了类的属性和服务(类与类之间的通讯手段)，然后在此基础上将类组装成为实际的软件系统，对软件开发的复杂度进行有效的控制。
质量保证在软件开发过程中占有很重要的位置，在软件工程方法中是依靠软件质量保证(SQA)活动对软件品质进行控制的。SQA是软件开发过程中一项有计划的规范性管理活动，它主要通过如下活动保证软件的开发过程和软件质量：技术方法的应用;正式技术评审的实施;软件测试;标准的执行、修改的控制;度量、记录和记录保存。
软件工程技术的应用改变了软件开发仅是一个纯粹编码过程的基本观念。软件工程方法有一套严格的开发模式和管理控制体系，从问题域的分析，到软件系统的设计、具体的编码实现，再到软件的测试、交付使用与维护，都有一套相应的解决方案，使整个软件开发的过程规范化、文档化，并且在软件系确保软件系统满足开发要求，最大限度地提高软件的质量。为了对以上质量因素进行评价与控制，根据仿真系统的特点综合考虑，可将仿真系统开发过程中的质量保证分为如下几个层次:仿真模型验证与校核;仿真软件测试;仿真软件评审;软件修改过程控制。这几方面的活动不仅仅是单纯的技术活动，还要包含对软件开发过程的管理活动，因此在实施过程中，必须在软件系统的需求分析阶段之前，制定具体的管理方法和实施步骤。
具体的实施步骤为：首先考察对SQA的需求，也就是对仿真系统开发中的软件质量保证和软件配置管理的状态(包含软件开发所采用的政策、过程和标准等)、组织以及SQA与软件开发中其他元素的关系的评价;其次是制定具体的SQA计划，并在一些SQA标准(如GB/T12504―90)的基础上，结合飞行仿真系统的特点，形成SQA计划的标准格式;最后是SQA的实施阶段。
飞行仿真系统 篇5
1 建立数学模型
直升机主要依靠旋翼升力进行起飞和降落, 与固定翼飞机相比, 直升机旋翼结构复杂, 飞行时绕桨毂转动的同时, 桨叶还要做上下挥舞运动[1], 所以其动力学特性更为复杂。在XOY平面内用叶素法对直升机进行受力分析。
1.1 旋翼升力
对于理想扭转的桨叶而言, 单个旋翼升力公式为:
式中:ρ-空气密度;ω-桨叶转动角速度;c-为翼弦长;k-升力线斜率;
θ-桨叶安装角;R-桨叶长度;ϕ-入流角。
1.2 诱导速度
直升机桨叶旋转时, 空气受到扰动产生流动, 作用在桨盘上方, 则旋翼上任意半径r0处气流速度可表示为:
式中:
vc-直升机垂直起降速度;n-桨叶个数。
这个速度称为气流在桨盘处的诱导速度[2]。
2 机身-起落架动力学模型
直升机机身动力学建模是研究直升机飞行模拟器的核心技术, 该文选取除去旋翼和尾桨之外的机身为研究对象, 把每个轮胎看作三维线性弹簧, 建立直升机机身-起落架动力学建模[3], 如图1所示。
3 仿真分析
3.1 气动特性仿真
根据公式 (1) - (2) 及直升机动力学模型, 以桨叶安装角θ为输入进行仿真分析, 可以得到θ与旋翼升力、诱导速度以及机身起降速度之间的变化关系, 如图2所示。
图中, 当桨叶安装角为30度时, 机身速度为0, 此时升力等于重力, 直升机处于悬停状态。当桨叶安装角逐渐增加时, 升力增大, 机身速度也随之增大, 直升机上升;反之如果安装角逐渐减小时, 升力也减小, 机身速度为负, 直升机下降。
3.2 机身动力学模型仿真
为验证直升机动力学模型的正确性, 对机身的滚转动作进行仿真, 得到滚转角速度和滚转角随输入量的响应曲线, 并与相应的实际飞行曲线进行对比, 图3为滚转角速度时间响应曲线, 图4为滚转角时间响应曲线。
从仿真结果可看出, 在同一输入量下, 仿真曲线和实际飞行曲线具有一定拟合趋势, 从而验证了所建动力学模型的正确性。
4 结论
本文从直升机模拟器仿真系统实际需要出发, 对某型直升机展开研究, 建立了直升机动力学模型, 为仿真分析提供了依据;同时把仿真结果与实际飞行数据相对比, 进一步验证了研究结果的正确性, 具有一定的实际意义和参考价值。
参考文献
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飞行仿真系统 篇6
飞行指挥专业性强, 装备功能强大、操作复杂、技术含量高, 在实验室内建立飞行指挥仿真系统, 对整个飞行指挥进程进行模拟, 不仅可很好地再现实际飞行指挥过程, 节约人力、物力和财力, 而且为作战训练、战法研究、武器装备发展规划及论证提供一个演练论证平台, 对信息系统优化研究和提高技术指挥水平具有重要意义。
构建飞行指挥仿真环境, 传统集中式、分布式的仿真由于在交互性、扩展性和重用性能力不足, 已不适应大型、复杂系统的仿真构建需求; HLA可将分布在不同位置的子系统连接起来, 构成时空一致的仿真环境, 具有良好互操作性、可重用性、可扩充性, 在复杂系统仿真领域得到广泛应用[1,2,3,4,5,6]。
1 高级体系结构
1995年, 美国国防部在建模与仿真主计划 ( MSMP) 中提出高层体系结构 ( HLA) , 作为未来建模/仿真的共同技术框架, 其核心是互操作和重用, 并通过运行支撑环境 ( Run-time Infrastructure, RTI) , 提供通用、相对独立的支撑服务程序, 将仿真应用和底层支撑环境分离, 使分布在不同位置的子系统连接起来, 构成时空一致的仿真环境。HLA体系结构体现系统自治, 各仿真应用均为独立对象, 保证仿真运行阶段中各仿真应用能够方便相互协调运行。
HLA为复杂系统建模和仿真提供了公共技术支撑框架, 其中联邦 ( Federation) 是一个重要概念, 将用于达到某一特定仿真目的的分布式仿真系统称为联邦, 由若干相互作用的联邦成员组成。HLA主要由HLA规则、HLA接口规范和HLA对象模板 ( Object Model Template, OMT) 3部分组成。其中, HLA规则定义了在联邦设计阶段必须遵循的基本准则; HLA接口规范定义了在仿真系统运行过程中支持联邦成员间互操作的标准服务; HLA对象模板定义了一套描述HLA对象模型的部件, 该3部分有机结合共同构成HLA仿真体系结构。通过RTI提供的通用、相互独立的支撑服务, 支持不同仿真应用间的互操作和仿真部件的重用, 成员之间的数据交换通过RTI实现。HLA标准组成结构如图1所示[7]。
2 飞行指挥仿真系统需求设想
依托以太局域网, 采用面向服务网络架构[8]和软件集成中间件技术[9]在通用支撑平台基础上, 构建飞行指挥信息系统仿真环境, 包括飞行平台模拟器、地面指挥所、空中指挥所、友邻指挥所、模拟蓝方、仿真导调、仿真态势综显和仿真评估等仿真要素, 涵盖指挥、领航、空管、情报、通信和导航等主要业务功能, 展现受领作战任务、战场情况综合、作战方案拟制、作战行动推演、对空引导、指控交接、作战协同和火力突击等指挥流程, 提供仿真导调、网络研讨、仿真推演和效果评估等手段, 通过虚拟战场、状态监控、信息可视化显示等手段展现各类信息。飞行指挥仿真系统组成结构如图2所示。
3 基于 HLA 飞行指挥仿真系统设计
3. 1 联邦及仿真引擎体系结构设计
飞行指挥仿真系统为武器平台与指挥平台相结合的仿真系统, 涉及对象多, 仿真实体模型复杂, 仿真实时性强, 需要解决仿真时间同步、模型组合协调、人机接口良好、仿真策略灵活、仿真实时统计分析和仿真过程动态可视等问题, 需要有统一的管理结构协调各仿真系统的交互运行, 同时各子系统内部有统一的体系结构, 而HLA互操作性和可重用性优点, 可很好满足该系统结构设计, 并能适应系统扩展互联要求。
根据HLA体系结构思想, 飞行指挥信息系统仿真作为一个联邦, 主要包括飞行平台模拟器、地面指挥所、空中指挥所、友邻指挥所、模拟蓝方、仿真导调、仿真态势综显和仿真评估等联邦成员。联邦成员通过局域网互联, 采用RTI作为其运行支撑环境, RTI中Lib RTI库封装到每个联邦成员中, 使每个联邦成员与其他成员信息交互通过HLA接口函数实现。联邦成员的功能如下:
①仿真导调联邦成员。任务想定、仿真脚本和模拟数据等制作, 通过指令、话音更改战场态势, 控制仿真推演进程。
②仿真态势综显联邦成员。具有二维、三维战场态势显示能力, 能够模拟编队飞行, 接收响应地面指挥所、空中指挥所等仿真系统发送的引导指令, 实时生成平台参数、系统状态和监视目标等消息, 并向模拟指控单元下发。
③仿真训练评估联邦成员。实时采集仿真业务操作数据, 可现场随机点评及事后总结、分析。
④飞行平台模拟联邦成员。完成飞行平台航电任务设备模拟数据采集、显示和处理, 接收响应地面指挥所、空中指挥所等仿真系统发送的引导指令, 生成平台参数、系统状态和监视目标等消息, 并向模拟指控单元下发。
⑤地面指挥所仿真联邦成员。包括指挥、领航、协调、情报和通信等指挥保障业务, 完成受领任务、战场情况分析、作战计划拟制、网络研讨和作战行动推演等功能, 可对飞行平台模拟系统进行指挥引导, 与空中指挥所、友邻指挥所仿真系统进行信息共享与指挥协同。
⑥空中指挥所仿真联邦成员。包括雷达监视、指挥、情报和引导等业务功能, 能够完成受领作战指令、战场态势监视、飞行指挥和指挥协同等模拟功能。
⑦友邻指挥所仿真联邦成员。模拟生成协同计划、共享态势和协同指令等信息。
⑧模拟蓝方联邦成员。模拟蓝方部队、阵地部署及目标机动等己方态势, 并根据态势演进, 实时对战场态势进行更新。
⑨仿真引擎联邦成员。基于HLA的分布式交互仿真控制与管理部分是仿真引擎, 由仿真调度器、仿真控制器组成, 是一个特殊的公共仿真联邦成员, 其主要任务是读取想定数据、解释行动方案、在RTI服务支持下驱动其他联邦成员的实体仿真运行。
飞行指挥仿真引擎体系结构如图3所示。
3. 2 FOM /SOM 表设计
在确定联邦成员后, 接着要考虑对象类和交互类设计, 并确定发布/订购关系。联邦对象模型FOM表描述联邦执行中各联邦成员间进行交互的全部共享信息, 是各联邦成员发布的对象类和交互类信息的集合, 直接体现HLA仿真对象的互操作性和可重用性。成员对象模型SOM是单一联邦成员的对象模型, 其描述单个联邦成员对联邦其他联邦成员的需求及向其他联邦成员提供信息的能力。面向对象的分析与设计方法为各联邦成员建立对象模型提供理想的技术方法[10,11,12]。FOM/SOM是联邦进行交互的基础。各联邦成员可通过发布和订购所确定好的FOM/SOM, 以获得联邦所需的信息。
在HLA中, 对象类是指参与联邦交互的对象实例所属的类, 交互类是指对象实例交互时交互实例所属的类, 各联邦成员可通过发布和订购所确定好的对象类和交互类, 获得该联邦所需的数据信息, 同时将其他联邦感兴趣的信息发送出去。通过对各对象类属性值的公布/订购、更新/反射, 实现各联邦成员更新状态, 控制执行完成相应操作, 并反映在操作界面上。采用建模工具OMDT生成SOM各类表格, 进而形成联邦执行所需的FED文件, 主要包括对象类和交互类设计。系统仿真设计主要的对象类、交互类、对象类的公布和订购关系分别如表1、表2和表3所示。
3. 3 时间管理方式
在基于HLA仿真系统开发中, 时间管理主要包括时间推进机制和消息传递机制, 均与联邦成员的时间管理策略相关。在飞行指挥仿真推演过程中, 各联邦成员的时间管理策略设为既“时间控制”、又“时间受限”, 联邦成员既影响其他联邦成员的时间推进, 而本身时间推进又受其他联邦成员的影响, 推进驱动方式采用时间/事件推动。
3. 4 联邦运行流程
联邦由仿真导调系统创建, 各联邦成员加入后, 由仿真导调系统启动。在仿真想定基础上, 创建加入联邦, 通过初始化对象数据及确定对象间的声明订购关系, 设定时间推进策略, 在达到仿真同步时, 仿真推进, 更新数据, 存储仿真结果, 反复推进, 直至仿真结束, 退出联邦。联 邦运行流 程如图4所示[4]。
联邦成员通 过调用RTI的标准服 务RTI- Ambassador完成加入联邦执行、设置时间管理方式、发布/订购对象类/交互类等工作; 同时RTI通过回调函数Federate-Ambassador将订购的对象类属性及交互类参数传给指控仿真单元。
联邦成员通 过调用RTI的标准服 务RTI- Ambassador完成加入联邦执行、设置时间管理方式、发布/订购对象类/交互类等工作; 同时RTI通过回调函数Federate-Ambassador将订购的对象类属性及交互类参数传给指控仿真单元。
4 结束语
针对飞行指挥系统仿真问题, 给出了基于HLA仿真体系结构, 合理设计了联邦, 规范了联邦成员框架结构, 根据其功能进行模块化设计, 使其具有HLA赋予的组件重用和扩展能力, 缩短开发周期, 提高系统的可重用性和可扩展性。该仿真系统为装备培训、战法研究、武器装备发展规划及论证提供一个演练论证平台, 为大型仿真系统开发、扩展、重组提供了有效解决途径[13,14]。
摘要：根据飞行指挥系统需求, 结合当前仿真技术的发展, 提出了基于高层体系结构 (High Level Architecture, HLA) 的仿真系统设计方案, 设计了由飞行平台模拟、地面/空中指挥所、友邻指挥所等成员组成的分布式飞行指挥仿真系统, 明确了仿真系统的功能组成, 给出了组成联邦的各成员功能、成员间的信息交互关系和仿真运行流程。该设计方案可有效地解决不同仿真器、模型之间的互操作性及仿真组件的可重用性问题, 在飞行指挥仿真系统开发中证明该设计方案可行。
飞行仿真系统 篇7
关键词：Mil-1394b,AS5643,仿真节点,飞行控制系统
国内外现都已广泛应用1394总线技术,主要用于音频、视频传输,但是这些应用只是基于消费电子类的应用,1394b总线的另一发展趋势是向军用领域拓展。
1 Mil-1394b总线概述
由Lockheed Martin领导的SAE AS1A3 Mil-1394b任务小组,制定了官方工业标准——“SAE AS5643:IEEE 1394b Interface Requirements for Military and Aerospace Vehicle Applications”[1]。该协议明确定义了1394b总线在军事和飞行控制系统中的典型应用。“SAE AS5643 Mil-1394b is a set of enhancements to the IEEE1394 standard.”[2]
飞行控制(简称“飞控”)系统对实时性、确定性、可靠性的要求较高,另外,总线传输也要求静态配置、高速、容错等。为了满足飞控系统的上述要求,采用Mil-1394b总线来实现系统互联和高速数据传输,是因为Mil-1394b总线传输速度快、传输距离长,可以实现实时、确定的点对点传输。
2 仿真板卡功能
设计实现的Mil-1394b总线接口板(简称为PC卡),可插入PC机的PCI接口插槽中。通过该接口,PC机就可与PC卡进行通信。
2.1 PC卡功能
在PC卡上实现1394b协议,对主机提供软件接口,实现异步流传输功能。1394b协议定义了物理层、链路层、事务层和串行总线管理,并定义了与应用程序间的接口服务[3]。每个协议层都定义了一整套相关的服务,用于支持各层间的通信,通过各协议层的配合工作,可以提供可靠、快速的通信服务。
每个PC卡都可以设置为CC(Control Computer,控制计算机)或RN(Remote Node,远程节点)。
2.2 CC功能
1)按照系统定义的周期发送STOF包;
2)可获得总线网络的拓扑图、速率表、网络节点的状态;
3)获得网络节点的连接状态;
4)提供自身的状态;
5)提供消息的发送缓冲和接收缓冲功能;
6)作为循环控制器时,可以发送周期为125us的循环启动包。
2.3 RN功能
1)监听STOF消息,并根据STOF消息更新其相关的偏移;
2)发送自身连接状态给CC;
3)监听系统为该节点分配的通道以及广播通道,接收网络中到该通道的数据包,对不是该通道的数据包进行转发;
4)提供消息的发送缓冲和接收缓冲功能。
3 硬件板卡实现
3.1 硬件原理
PC卡的设计特性包括以下几点:
1)FPGA设计灵活,通过更改FPGA逻辑就可以实现CC/RN节点功能;
2)主机操作接口简单,主机只需实现系统控制、数据收发控制等基本操作;
3)AS5643协议通过硬件逻辑实现,提高了系统的实时性;
4)FPGA逻辑设计灵活,方便系统设计与维护。
FPGA器件选型必须充分考虑AS5643协议处理的要求,从逻辑规模、资源等方面综合评估。由于V5系列的器件对于接口的设计难度降低了,同时该系列器件的逻辑规模更大,可以满足设计升级改版的需要,所以采用V5系列的FP-GA器件。
3.2 硬件实现
PC卡设计为单一硬件PCB板卡,用FPGA逻辑实现CC/RN上的AS5643协议功能。因此,FPGA同时连接链路层芯片TSB12LV32和物理层芯片TSB41BA3B。该FPGA主要实现PCI总线/异步总线接口控制、AS5643协议、配置表的硬件加载、硬件逻辑自测试和健康监控等功能,其功能框图如图1所示。
4 软件设计
4.1 软件框架
1394智能节点的协议软件设计总体上分为主机应用软件和主机驱动软件。主机应用软件主要实现FC-ASM协议;而主机驱动软件的主要功能有:1)实现对DPRAM双口存储器的读写;2)板卡配置与模式管理;3)网络配置状态与消息收发状态获取;4)消息收发;5)配置表的加载,可选为主机加载或硬件从PROM加载。
4.2 软件实现
每个节点提供了六种工作状态:1)初始化:包括1394B总线初始化——速度协商、树标识、自标识、强制根节点、自动环检测与断开等过程,硬件自动加载配置表,配置寄存器的初始化等。2)工作:节点处于正常工作状态,能够完成STOF包收发、消息收发等正常功能。3)自测试:上电自测试,包括DPRAM等硬件资源的自检。4)停止:节点处于静默状态,不进行STOF收发,但PHY不禁止,仍然维持网络拓扑与网络通信能力。5)故障:节点处于故障状态,导致1394网络不能正常通信。6)配置表的编程:PROM配置表的更新。
如图3和图4所示,为正常工作状态下主机发送消息与接收消息的流程。
5 结束语
使用FPGA实现SAE AS5643控制,相对于软件实现,可提高SAE AS5643接口需求的实现速度和效率,可保证更低的总线延迟和更高的可靠性。SAE AS5643控制器的应用,实现了消息传输的自治管理,内部的定时器实现节点的偏移控制,保证了消息传输的确定性,同时与主机接口简易,降低了主机的开销。另外,节省了FPGA内部大量的资源,更易于功能扩展和小型化实现。
参考文献
[1]Society of Automotive Engineers.IEEE 1394b interface requirements for military and aerospace vehicle applications[S].SAE AerospaceStandard 5643,2004.
[2]Bai Haowei.Analysis of a SAE AS5643 Mil-1394b Based High-Speed Avionics Network Architecture for space and Defense Applica-tion[Z].Honeywell Labs,Minneapolis.
[3]IEEE Std 1394bTM-2002 IEEE Standard for a High Performance Serial Bus Amendment 2[S].IEEE Computer Society,2002.
[4]1394 Open Host Conoller Interface Specficaiton[Z].2000.
[5]王海涌,黄江艳.一种基于IEEE1394总线的高速数据传输设备的设计[J].测控技术,2009,28(6):65-68.
飞行仿真系统 篇8
直升机有着诸如垂直起降、悬停、侧飞等其他飞行器所不具备的优越的低空飞行性能,以及毫不逊色的高速高空性能,能在不同天气条件和地面环境下执行各种任务,广泛应用于作战、运输、巡逻、旅游、救护等多个领域[1]。直升机技术已成为航空高技术的重要组成部分,各国正深入大力研发新一代的先进直升机。
对直升机的飞行性能进行研究,飞行品质进行评估还有飞行训练是直升机研制过程中必不可少的环节,其中一种经济有效的途径就是利用计算机对直升机飞行进行大量的模拟仿真实验,从中发现问题和缺陷,提出解决和改进的方法。仿真过程中,同时借助计算机强大的图像渲染功能生成人的感觉环境,动态实时地模拟直升机的飞行场所和飞行过程。具体地,它通过计算机图形学技术、多媒体技术以及地理信息技术等,将描述飞机的运动信息的参数直接关联到三维场景的飞机几何模型中,同时将与飞行有关的参数和信息(如地理位置、天气、环境等)同步集成到一个图形仿真环境,相对于传统全数值的仿真结果,它更全面、直观、综合地展现飞行状态及各种综合信息,为相关技术人员提供一个科学有效的综合分析工具。
本文提出基于FlightGear的直升机可视化飞行仿真系统软件的设计方法,首先在VC 6.0平台上完成运动仿真模块的设计,包括飞行指令遥控台,飞行控制律,直升机动力学模型以及三者之间的串口通信;然后将运动仿真模块与开源飞行模拟软件FlightGear集成,利用UDP网络传输方式向飞行模拟器FlightGear发送直升机飞行状态仿真数据,FlightGear根据接收到的仿真数据驱动内置直升机模型生成飞行动画。
1 仿真系统总体框架
本文设计的直升机飞行仿真系统由四个子系统组成:飞行指令遥控台、飞行控制律、动力学模型及飞行模拟器FlightGear,系统总体框架如图1所示。各个子系统的功能如下:
飞行指令遥控台:负责飞行遥控指令的发送。
飞行控制律:周期性解算出四个通道的舵面操纵量。
动力学模型:利用四阶龙格-库塔法周期性解算出直升机每一时刻的飞行状态数据信息。
FlightGear模拟器:实时接收动力学模型解算出的飞行状态数据,并动画显示直升机的飞行状态。
飞行指令遥控台通过串口发送指令给控制律模块,控制律模块接收到指令后和从动力学模型模块采集到的状态信息做比较,得到相应的偏差信号,再由飞行控制律解算后,输出操纵舵面信号到动力学模型模块。FlightGear模拟器通过UDP通信协议从直升机动力学模型获得直升机的飞行状态信息并实现三维可视化显示。因此,FlightGear和上述动力学仿真系统组成了一个完整的可视化仿真系统。
2 运动仿真模块
针对本文的运动仿真模块,下面主要介绍其中的直升机动力学模型,飞行控制律模块,以及各模块之间的通信接口的设计。
2.1 直升机动力学模型
针对单旋翼尾桨式的常规布局无人直升机建立其数学模型,它是一个典型的多体动力学系统,动力学模型包括了旋翼、尾桨、机身、平尾、垂尾等各部件的气动力模型、运动学模型以及模型间的耦合与约束[2]。图2给出了仿真动力学模型的总体构架。首先设置直升机飞行状态初值,然后根据刚体动力学、挥舞动力学和诱导速度场,采用四阶龙格库塔法[3]对直升机的非线性微分方程进行迭代求解得到直升机各部件的气动力和力矩。再根据牛顿定理以及欧拉角与姿态角变化率之间的关系,将所求得的各部件力与力矩折算到机身上,计算整机受到的力和力矩,进而计算出直升机的姿态、位置信息,更新直升机飞行状态,并以此状态作为下一帧计算的初值。如此不断循环,得到直升机非线性模型。
2.2 飞行控制系统
飞行控制系统的核心是控制律,它关系到直升机能否安全飞行和飞行品质。直升机飞行控制系统可分为四个控制通道:纵向通道,横向通道,总距通道和航向通道[4,5,6],控制结构如图3所示。
直升机的飞行控制具有多层次结构[7],航线管理模块根据航线任务调度各飞行模态;飞行模态管理模块根据飞机实际状态信息给出各通道期望指令值;期望指令经指令软化管理模块产生实际位置指令提供单通道控制器进行控制律解算;控制直升机沿给定航线飞行。
此处以实现直升机悬停模态为例介绍飞行控制律的设计。在悬停模态,则期望控制指令不变,四个控制通道都处于保持状态,选取飞行高度10 m,悬停条件下进行配平,得到直升机线性化模型,在此基础上,采用PID设计直升机四个通道的控制器,包括姿态控制器、位置控制器、高度控制器和航向控制器。
姿态控制器:在悬停模态下姿态控制不单独作为控制模态,而是作为增稳控制;在自主飞行模态才对姿态进行单独控制。直升机在悬停阶段时,飞行姿态保持在平衡点附近,姿态控制的作用主要是提高姿态的稳定性,实现姿态平稳、平缓响应。
位置控制器:位置控制是直升机在悬停条件下特有的控制模式,设计了基于姿态角阻尼内回路的位置控制律[8],将姿态回路作为增稳回路,用来提高系统稳定性,不进行姿态角跟踪控制;外回路为位置保持与跟踪控制回路,该回路产生的不是姿态角指令值而是舵面。外环为PID控制器;内回路采用角速率加姿态角信号增稳,为PD控制。
高度控制器:高度控制是通过总距的操纵实现的,但是总距的变化会同时影响旋翼负载和反扭矩的变化,因此高度通道和航向通道之间存在较大的耦合。直升机高度通道对响应的快速性和阻尼特性均有很高的要求。高度控制器的阻尼比需要大于或等于1.0,以保证高度响应的平稳性。同时从航向通道考虑要求总距变化平缓,使航向控制具有足够的调整时间。
航向控制器:航向控制器控制直升机的偏航运动,要求有较快的响应速度、较高的跟踪精度和较强的适应能力。采用反馈加前馈的复合控制。反馈控制为PID控制,前馈补偿控制分为两部分:旋翼反扭矩前馈补偿与偏航角速率前馈补偿。反馈控制器主要用于实现平衡点附近的稳定与跟踪控制;前馈补偿主要为了提高航向控制的响应速度,对旋翼负载变化的适应能力和航向跟踪精度。
2.3 通信接口设计
动力学模型模块与控制律模块之间通过RS 232标准串口通信,通信波特率为115 200 b/s,采用固定长的帧格式,结构如下:
“帧头”采用特殊标识位,作为一帧的起始判别标志,如本文用EB,90作为一帧的开始;“识别号”作为辨别不同的数据帧;“信息内容”是识别号所对应帧的内容;“校验和”采用的校验方式是:“帧头”+“识别号”+“帧信息内容”+“校验和”=0%28。
下行数据为直升机数学模型解算后得到的飞机飞行状态信息,根据控制律对不同状态信息要求的更新频率不同,将下行数据帧分为慢帧和快帧,并将数据帧的长度定为32 B。慢帧数据内容为外回路控制的相关状态量,更新频率为20 Hz;快帧数据内容为内回路控制的相关状态量,更新频率为100 Hz。下行快/慢帧数据定义分别如表1,表2所示。
上行数据位控制律模块输出的控制舵面信息,包括纵向周期变距,横向周期变距,总距和尾桨距。上行数据帧长度为22 B,剩余字节作为今后扩展之用,上行数据更新率为100 Hz。上行数据帧定义如表3所示。
3 FlightGear模拟器
FlightGear模拟器是一款著名的开源、跨平台的飞行模拟软件,它不仅以其强大逼真的飞行模拟功能吸引了大量飞行模拟爱好者,而且它开放式的程序架构和预留的数据输入/输出接口,同样赢得了专业人员的青睐,现已成为很多科研部门的可视化飞行仿真引擎。
FlightGear飞行模拟软件具有如下特点[9,10]:
(1) 跨平台(Windows,Linux等);
(2) 多场景(已集成全球地形和众多机场)、多机型(已集成数百种常用机型);
(3) 开放性(源代码开放,交互性强,为用户预留了大量的输入输出接口);
(4) 交互性(仿真中可以根据需要改变场景的切换视觉,实现人机交互)。
FlightGear模拟器使用灵活,其接口提供了多种与外部模块进行通信的方式,如串口、Socket等。同时FlightGear自身内置多种飞行器的动力模型,用户可直接使用这些模型进行动力学仿真和控制律设计验证;也可将FlightGear用作虚拟现实显示终端[9,11,12],飞行器的飞行参数由外部(如地面监控端)通过网络驱动传给FlightGear进行显示,网络驱动方式允许同时有分散在不同地方的多台计算机作为虚拟显示终端。本文采用基于FlightGear的虚拟显示方案,运动仿真模块将直升机的飞行状态参数通过UDP通信方式实时传送给FlightGear驱动三维动画显示。
3.1 FlightGear网络接口
FlightGear模拟器支持客户端/服务器(C/S)模式的UDP通信方式[13,14],即客户端向服务器发出请求,服务器接收到请求后提供相应的服务。Socket是定义在TCP/UDP网络协议上的函数接口,通过调用Socket API函数[15]实现网络通信,要进行网络通信,至少需要一对Socket,其中一个运行在客户端,另一个运行在服务端,基于UDP协议的通信流程图如图4所示。针对本文的飞行仿真系统,在使用FlightGear网络功能时,将 FlightGear本身看成服务器,客户端则是运动仿真模块,如此只需要在运动仿真模块中完成相应的通信代码。
3.2 FlightGear通信数据
通过UDP协议传输数据驱动FlightGear运行,还需按照FlightGear网络接口定义的数据形式向其发送数据包,以便服务器端能够正确接收到数据,以FlightGear 1.9.1为例,需要28个变量信息,具体这28个变量信息请参见文献[16],按照这28个变量进行编程,并通过UDP协议传输到FlightGear,即可驱动三维动画显示。
4 飞行仿真实现
本文目标飞行器为UH-60A直升机,要求实现垂直起飞的飞行任务,最终悬停在10 m的高度。在本文中FlightGear只作显示终端,因此需要在FlightGear的启动向导中的高级选项中对默认设置做想应的更改。FDM选项设置为external或null,表示飞行器动力学模型来自于外部,输入/输出接口设置如图5所示。
此时运行FlightGear模拟器就可以接收来自网络传输过来的直升机运动状态参数,从而驱动视景进行实时变化,仿真图如图6所示。
图6(a)为直升机的后视图,通过切换视觉可以观察直升机的侧视图,如图6(b)所示。另外FlightGear的I/O子系统有飞行记录的功能,表4是某次飞行仿真实验中UH-60A直升机实现定高悬停飞行的飞行日志。
5 结 语
本文提出基于FlightGear的飞行仿真系统,并取得初步的验证效果。该系统能够帮助科研人员开发飞控系统,基于FlightGear模拟器建立的可视化显示模块,使得控制律的验证更加直观、逼真,而且具有扩展性强,使用方便等特点,为以后的研究提供了良好的平台。
仿鸟扑翼飞行器仿真研究 篇9
扑翼飞行器因其广阔的应用前景正在受到越来越多的重视。而为将微型扑翼飞行器成功地运用于各领域中，其复杂的空气动力学问题则是首先必须解决的内容之一。这将涉及到非定常空气动力学、柔性翅翼的运动变形以及快速响应的自适应系统等，从而使得扑翼飞行的气动特性研究比同类型的固定翼和旋翼复杂得多。
为此，建立仿鸟扑翼飞行器的动力学建模和仿真系统，建立了它的状态空间仿真模型，作为后续分析、控制研究的基础。根据非定常空气动力学及准定常空气动力学原理计算飞行过程中翼面上的瞬时气动力。
2 仿鸟扑翼飞行器柔性翼建模模块
扑翼飞行器在飞行过程中，受到的外力包括重力、空气阻力、翅膀惯性力以及翅膀扑动产生的气动力，其中气动力的计算是重点也是难点。由于涉及到非定常空气动力学、柔性翅翼的几何形状变化、可变的多孔柔性表面以及快速的自适应系统等，使得关于扑翼飞行气动特性的研究比起固定翼飞行要复杂得多。在满足工程应用的前提下，采用近似解析法来研究扑翼飞行的气动力特性。
鸟翼的扑动是一种周期运动，主要可以分成两个方向的运动：(1)绕体轴线的上下扑动;(2)绕前缘或某一位置弦线的俯仰运动。而对于仿鸟扑翼飞行器来说，不考虑翅膀的柔性变形时，它的翅膀在驱动机构作用下只能上下简谐扑动。那么定义为扑翼相对来流方向的迎角;扑动角是翼根处翼面与水平面的夹角，表示扑翼上下扑动的位置，翅膀的这种简谐扑动方式可以表示为：
由于翅翼在运动过程中沿翼展方向上的伸长微乎其微，主要的变形都是由于翅膀在空气动力等作用下的旋转引起的，也就是说，主要的变形是旋转变形，而沿翼展方向的横向变形可以忽略。因此，对翅翼的动力学分析应当采用改进有限刚体元方法。则其扑翼运动规律可表达为:
3 仿鸟扑翼飞行器气动力计算模块
根据准定常模型翼面上的单位面元在平挥扑动过程中某时刻产生的气动力为:
式中FN为垂直气流方向的升力,FD为相对气流方向的阻力;CN、FD为修正的气动力系数;Y为扑翼与气流的相对速度,它由来流和扑翼扑动的共同作用产生。将此时单位面元产生的FN,FD沿机体轴进行行分解,可得到此时的升力和推力分别为:
将单位面元的升力和推力进行积分，就得到扑翼扑动产生的升力和推力。
式中S表示机翼面积。
4 运动仿真模块
在进行仿鸟扑翼飞机的运动仿真时，首先要建立运动机构的三维几何模型，并对模型进行各种坐标变换，以确定这些模型在三维空间中的定位和取向。在建立机构的几何模型时，首先应进行OpenGL窗口的创建和初始化工作，并在此基础之上建立起运动机构的三维模型。使其可以在飞行过程中根据控制信号随时改变参数。
扑翼飞行器的扑翼运动为平动和转动运动的合成，平动由翅膀的中心位置(X0,Y0)来描述，转动用攻角来表示a。这样翅膀的运动可由如下方程组给出:
式中，ω为扑翼频率，a0为攻角变化幅值，φ为平动与转动间的相位差。
根据式(6)所示运动方程，可以计算出机翼在各个时刻的位置与姿态，同时借助于OpenGL的双缓存技术可以实现扑翼机构运动的动画显示。在运动仿真的基础之上可以进一步进行飞行器的体动力学和空气动力学仿真。
5 虚拟飞行仿真模块
目前地形生成的仿真技术大致可以归纳为3类：(1)基于真实地形数据的地形生成及实时显示技术;(2)基于分形技术的地形仿真技术;(2)基于数据拟合的地形仿真技术。
在进行了结构运动仿真和地形仿真的基础之上，可以进行微扑翼飞机的虚拟飞行模拟，通常包括静态模拟和动态模拟。静态模拟主要涉及了飞行器结构、地形、天空、云层和树木等的造型;而动态模拟涉及了机构运动状况、碰撞检测、飞行姿态控制、飞行路径规划等方面。动态模拟的过程相对较复杂,涉及到各个仿真模块之间的相互作用。在虚拟飞行仿真模块中应可体验几近真实的飞行状态,最好可以在扑翼飞机的角度以实现第一角度飞行。其中的环境或是地形应尽量能够有较丰富和多种不同的设置(纹理映射、平滑处理、雾化处理)，并可重新设置新的地形。
6 结语
首先对仿鸟扑翼飞行器的柔性翼的动力学特征进行分析，然后在此基础上建立了它的数学建模，主要包括它的气动力模型、运动学和动力学模型。在Matlab与Simulink中设计了这些模块的仿真，以期可以计算出仿鸟飞行器所产生的瞬时气动力以及它的姿态、位置。它对开展扑翼控制算法的设计和验证工作有着积极的作用。
参考文献
[1]曾锐,昂海松.仿鸟复合振动的扑翼气动分析[J].南京航空航天大学学报,2003,35(1).
[2]苟兴禹,胡明朗,魏瑞轩.虚拟微型仿昆扑翼飞行器建模仿真[J].系统仿真学报,2007,19(13).
[3]魏瑞轩,胡明朗.仿鸟扑翼飞行器动力学建模[J].系统仿真学报,2009,21(15).
[4]符冰,侯宇.微型扑翼飞行器气动力估算方法研究[J].航空兵器,2006.