飞行模拟（精选11篇）
飞行模拟 篇1
0 引言
飞行仿真是把飞机假设为刚体的运动情况作为研究对象、面向复杂系统的仿真。以飞机的飞行力学和飞行控制理论为依据,通过Matlab/Simulink建立数学模型,并以此模型为基础进行模拟飞行试验与验证分析研究。飞行仿真系统是一个软件仿真系统,数学仿真模型覆盖所模拟对象的工作过程,包括从发动机启动之前直到发动机停车之后的所有飞机特性,以及因环境条件变化所引起的正常延迟效应,同时也对系统故障进行仿真[1,2,3]。
本文对民用飞机飞行仿真软件系统进行了研究,基于飞行仿真系统功能,对飞行仿真软件设计、流程和管理进行了分析,并对飞行仿真软件接口设计进行了剖析。飞行仿真系统通过飞机的相关数据建立动力和运动学模型,并利用验证数据完成整个系统逼真度验证。
1 仿真系统功能
飞行仿真系统主要功能是:通过把飞机作为物理实体进行数学描述,模拟飞机的本体特性,实时计算飞机的运动参数,基本功能包括以下几个方面:①对飞行任务剖面的飞行状态进行模拟;②模拟飞机在全包线、包线边界附近的飞行状态;③对飞机发生故障后的降级状态进行模拟;④对飞机在受外界扰动下的飞行状态进行模拟;⑤模拟典型的故障功能。
飞行动力学仿真模块是飞行仿真系统的核心,该模块基于刚体运动方程和绕质点转动方程,用于模拟飞机在空中和地面上的全部运动特性。模拟飞行系统中其它仿真系统如飞行控制、液压、动力、航电等仿真模块的输出结果,都会输入给飞行仿真系统进行综合计算,以实现对飞机运动的控制。具体功能需求如下:
(1)通过计算驾驶员操纵飞机后,飞行控制、动力和液压等系统对飞机气动模块的影响,实时解算出飞机飞行状态(飞行速度、飞行高度、飞行姿态、飞机构型等)和飞行位置(机场的坐标、经纬度),并通过驾驶舱仪表、视景系统实时反馈给驾驶员操纵和视觉感受,以便驾驶员在环评估。
(2)输出姿态角(俯仰、滚转和偏航)、气流角(迎角、侧滑角)、高度、速度等关键飞行参数给飞行控制系统,用于飞控计算机对飞机操纵面、油门指令的实时解算。
(3)系统初始化:用于对飞行状态、飞行条件和故障注入的设置和初始化,包括:飞行状态、飞行终止、飞行构型(襟缝翼位置、重量重心等)、大气环境、机场环境和大气扰动(紊流、阵风和风切变)。
2 飞行仿真软件系统设计
2.1 非线性飞机模型设计
飞机非线性模型是以飞行动力学仿真模块进行动力学计算,并把反映当时飞机位置和飞行状态的各种参数提供给其它相关的仿真系统。飞机全量运动方程组为六自由度非线性动力学模型的通用表达式,可用来计算最一般的情形(包括非对称、有风/无风、大扰动等情形)。
为便于描述,在满足工程应用需求的前提下,进行了如下假设:①平面大地(忽略地球的曲率和自转);②刚体飞机(不考虑旋转部件的影响,不考虑动气弹效应,仅在气动力模型中作静气弹修正)。
此外,是否考虑飞机质量、重心等随时间的变化,可按照具体仿真计算情形确定。
2.1.1 动力学模型设计
基于地面惯性参考系,根据牛顿第二定律,对飞机在合外力F和合外力矩M作用下分别建立线运动和角运动方程。
在合外力作用下,飞机的线性运动方程为
在合外力矩作用下,飞机的角运动方程为
在机体坐标轴系中确定刚体飞机在所受外力和力矩下的平动和转动规律,详见公式(3)和(4)。
2.1.2 运动学模型设计
在地面坐标轴系中确定飞机在空间的运动轨迹和姿态变化规律,详见公式(5)和(6)。
飞行仿真系统的软件设计基于假设的刚体运动学方程和绕质心转动方程,实现对真实飞机在空中和地面飞行运动特性的全面模拟。
2.2 飞行仿真软件流程设计
飞行仿真系统的软件设计主程序按照逻辑控制关系,以一定的顺序调度飞行仿真系统内部各功能模块,实现飞行仿真系统内部各功能和真实飞机性能的模拟。飞行仿真系统的软件主程序运行流程见图1。
2.3 飞行仿真软件管理
飞行仿真软件管理用于规范仿真模型标准、版本变更和升级流程,管理仿真模型功能及接口,以确保飞行仿真系统的正常运行,主要包括:①建立建模规范,实现模型和数据的标准化;②建立全功能、全包线、多形式、多用途的模型库,如图2、图3和图4所示;③仿真参数设置:包括仿真步长、解算方法、仿真时间、时间因子、仿真数据在线监控步长、仿真科目、仿真模型初值、飞行场景等设置;④仿真流程控制:包括仿真的启动、暂停、停止、单步运行、编译、仿真代码分配、仿真代码下载等功能;⑤仿真数据记录、处理与分析;⑥自动批量仿真:包括蒙特卡罗仿真、自动批量脚本仿真等;⑦仿真数据在线监控:包括实时仿真数据在线监控、实时计算机CPU、内存的状态监控等;⑧建立模型库管理体制,包括版本管理、模型关系管理、模型测试管理、模型文档管理等。
3 软件接口设计
民用飞机的模拟飞行系统利用逼真的飞行环境,通过驾驶员的操纵指令,观察驾驶舱里的显控设备和仪表,感受真实视景和音响模拟来评价飞行性能和操纵品质。
模拟飞行系统功能复杂,除了核心的飞行仿真系统,还有飞行控制仿真系统、航空电子仿真系统、驾驶舱操纵设备仿真系统、视景仿真系统、音响仿真系统、运动系统和工程师平台等。飞行仿真系统与其它系统均存在交联关系,需要对软件接口进行设计,接口原理见图5。
接口类型主要包括AD、USB、开关量等,用于与其它仿真模型或硬件的接口驱动与数据交换。网络类型主要包括以太网或反射内存网等,用于计算机之间的网络连接与数据交换。
4 结语
本文研究了民用飞机模拟飞行仿真系统,重点对飞机级的主飞行仿真系统功能进行了详细说明;对飞行仿真软件系统组成进行了剖析,详细研究了软件系统模块和功能,研究了飞行仿真系统的软件接口。基于此功能软件系统所设计的民用飞机飞行模拟仿真系统,能够为驾驶员提供逼真的飞机六自由度运动学和动力学模拟,实时在高保真飞行状态和飞行环境下操纵飞机,可为驾驶员模拟飞机的真实飞行提供技术保证。
摘要：在经典飞行仿真技术研究的基础上,利用虚拟现实技术的相关理论,结合民用飞机模拟飞行的特点,建立精确的飞行仿真系统,为飞机设计的动态验证提供重要的技术支持。首先对飞行仿真系统功能进行了分析说明,然后从飞机非线性模型设计、流程设计和软件管理三方面重点剖析了飞行仿真系统的软件设计,最后研究了飞行仿真系统的软件接口设计。
关键词：民用飞机,飞行仿真,仿真软件设计
参考文献
[1]王行仁.飞行实时仿真系统及其技术[M].北京:科学出版社,1985.
[2]曲小宇.模拟器飞行仿真系统研究[J].软件导刊,2014,13(9):95-96.
[3]童中翔,王晓东.飞行仿真技术的发展与展望[J].飞行力学,2002,20(3):5-8.
飞行模拟 篇2
《模拟飞行》教案
一． 活动背景现代越来越多的航空飞行大事，让学生对飞行关注越来越多。同时玩航模的学生也越来越多，急需一门专业课程教学。以后的学习、工作和生活中经常需要三维思维和较强方位感，而学生的三维空间思维缺乏，立体方位感较差。此时开设一门较专业的飞行课程，很有裨益。二． 活动目的1.让学生学会操控遥控器，能够驾驶模型飞机。
2.培养学生良好心理素质，如立体方位感、敏捷的思维、快速的反应等等；训练学生的协调操作能力。
3.满足学生的飞行愿景，让他们当飞行员的梦想迈出实践的一步。
三． 活动准备 1.教室卫生干净、准备垃圾桶、三天抹一次电脑桌椅； 2．每台电脑前，摆放4条凳子，成一条直线；
3.电脑开机，模拟器打开关掉油门，软件预设。另外对初中生只开电脑开机，对小学5、6年级开机并打开软件，对小学1-4年级开机打开软件，并点击模拟开始。
四． 活动流程
（一）组织进入教室：3分钟之内
要求有序不拥挤，书包整齐码放在讲台，学生无夹带零食，学生合理分组（3-4人一组；小学男女生分开，初中男女生可混合组），学生迅速坐在凳子上成一条直线，并面向讲台做好，做到不乱动电脑及模拟器。
（二）讲授：15-20分钟 1.上课纪律：
最高纪律为教师在讲台吹口哨，所有学生停止一切动作及声音。另外强调：不准争抢电脑及模拟器，杜绝打架骂架，不准吃零食、喝水，不准随意走动包括串组，不准躺、跪、站在凳子上，不许大声喧哗，提问时坐在原位举手，上厕所要请示。
2.活动介绍：
模拟飞行是通过操作模拟器（即遥控器）发射数字电子信号至电脑，从而控制软件中的飞机。达到真人驾驶飞机的效果。模拟飞行也是飞行员进行驾驶真正飞机
前的必过课程。
3.活动目的：同上
4.上课形式：
视情况让学生依次轮流每人操作3-5次或3-5分钟。
5.本课任务：
让飞机起飞、平稳飞行、左右转弯、180°转弯、向操作者飞回来、降落。视情况节选任务。
6.讲授飞机知识：
（1）飞机的基本概念：有动力驱动的固定翼飞行器。并区别于学生常见的直升机和滑翔机。
（2）飞机的基本构造：以简单飞机模型（自制PVC板材飞机）介绍机身、侧翼、垂直尾翼、水平尾翼，副翼、襟翼、方向舵、升降舵、起落架、发动机、驾驶舱。介绍时间视学生情况而定。
（3）飞机的飞行原理：粗略讲解。
动力介绍：动力的来源包含活塞发动机、涡轮螺旋桨发动机、涡轮风扇发动机或 火箭发动机等等。
转向机制：先通过上下左右倾斜的纸片面对风吹时的转向，讲解基本原理。再示范副翼、方向舵、升降舵的转向原理。
7.模拟器的操作方法及注意事项： 介绍左右操纵杆的作用：
右手控制右操作杆，前后推拉为加速减速，左右拨动是控制副翼带动侧翼左右转；左手控制左操纵杆，前后推拉为向下、向上飞行，左右拨动为方向舵引起的左右转弯。强调以下几点：
（1）只准动左右操纵杆，其它按钮开关一律不许动。
（2）油门开关一般不要推到最前最大，油门拉到最后最低是关掉油门，但飞机仍会滑翔。
（3）右操作杆左右拨动要灵敏有度，尽量轻微调整。（4）左操纵杆往后拉动采取拉下---默数1、2---松手操作，不要一直往后拉，以免造成飞机竖直转圈。
（5）左右转弯主要靠右手操作
视情况增减。
组合操作介绍：
（1）起飞：右手缓慢往前推，左手往后拉。注意操作要领。（2）平衡调整：
左右平衡：飞机往左倾斜，右手往右拨，注意，从操作者看来，在飞机飞出去和飞回来两种情况下，操作者的左右和飞机的左右是相同和相反的。
上下平衡：飞机向下坠，左手往后拉，反而反之。
翻转调平：在飞机翻转过来，机背朝下时，可以优先使用左右平衡，也可使用上下平衡。
（3）转弯：主要讲解180°转弯：右手往左（右）拨，左手往左（右）下方多次间断短暂拨松。
（4）降落：分解为转弯---关油门---调平---波浪起伏飞行---擦地而停。
8.学生动作练习：
（1）模拟左右手的上下左右操作及理解用途：学生平伸左、右手，老师下口令，学生模拟动作。
（2）模拟组合操作：
分为起飞、调平、转弯、降落四类，视学生情况选用。老师模拟飞机，学生伸出双手，集体模拟相应过程。
（三）开始活动：
1.开始飞行：左键点击“模拟”，点击“开始”。视学生情况，教师做相应的课前预设和课间帮助。
2.中间巡查：（1）指导学生，纠正错误，抓典型；
（2）强调纪律，发现问题，及时制止；
（3）解决设备问题；（4）消除安全隐患。
3.课间小任务：
（1）观察飞机构造，增加对飞机的了解；
（2）更换场景，练习尽快熟悉新环境，认识外部条件对飞行的影响；（3）更换模型，增加对飞机的认识和兴趣，练习尽快熟悉所驾驶的飞机。小任务还可以避免学生长久重复操作，产生疲倦、懈怠等不积极心理。
（四）活动总结：
1.停止活动：下课前5分钟，组织学生摆好桌椅，关掉模拟器油门，有序拿好自己物品，捡拾垃圾，尽快列队。
2.总结：（1）.评价学生学习情况，指出后续自主学习方向；
（2）.激励学生的飞行热情，促其产生扎实的飞行情结； 3.下课：组织学生有序出教室，教师做好下一堂课准备。
火星载人飞行模拟试验即将开始 篇3
佩尔米诺夫说，参加模拟试验的６名志愿者全部为男性，俄航天部门将与他们签署试验合同，合同中将注明参加试验的条件和可能存在的危险。试验过程中，如果志愿者不愿继续进行试验，可以在任何阶段退出。试验预计于２００６年在俄罗斯科学院的生物医学研究所进行，试验将持续５００天，差不多跟火星载人飞行整个航程的时间相同。
在整个火星载人飞行模拟试验期间，６名志愿者将全部处于一个与外界隔绝的独立“火星船”内。该“火星船”实际上是一个压力实验室，里面有一个面积不大的厨房，几间小卧室和实验室。试验中，志愿者必须学会适应狭小的生存空间，减少运动，并自己制造水、氧气和部分食物。为此，他们需要对水和氧气进行回收利用，并且还要在小型温室中种植蔬菜，以充实自己的食品供应。
在模拟试验过程中，生物医学研究所专家将对６名志愿者的生理和心理状况进行不间断的研究分析。在长达几年的火星载人飞行期间，考察团几名成员应该能够融洽相处并密切配合，因此他们的心理相容性非常重要。
据悉，此次试验还将对生物医学研究所专门为未来火星和月球载人飞行而开发的人工大气进行测试。这种人工大气实际上是氧气和氩气的混合气体，这种混合气体能够防止封闭条件下发生火灾。
美将试验火星探测器激光通信技术
美国航宇局将用3亿美元开展一项行星际激光通信试验，以使科学家能通过激光与远在火星的探测器实现通信。对于想“下载”行星轨道器和着陆器等探测器采集的大量图像和其它数据的科学家来说，这项技术将能大大提高探测器可靠地发回地球的信息量。试验所用的激光器将以近10倍于任何现有行星际无线电通信链路的速度发送数据。但美国航宇局称，激光通信要成为探测器的主要通信手段可能还需几十年时间。美国军方计划在2012年前后在地球轨道上部署一个光学通信中继卫星星座，以解决带宽不足问题。随着功能更强大的探测器和科学仪器的出现，美国航宇局也面临着同样问题。试验用的“火星激光通信验证”（MLCD）有效载荷目前正由戈达德航天飞行中心、喷推实验室和麻省理工学院的林肯实验室进行研制。它将搭乘拟于2009年发射、价值5亿美元的“火星通信轨道器”通信中继卫星前往火星。试验将在2010年开始，持续一年。由于地球和火星相距3.44千米之遥，所以试验中最困难的环节之一将是如何使激光束精确地指向地球。
美专家认为应制订条约限制太空武器
美国核武器专家、物理学家理查德·加温最近在一所大学演讲时说，美国军方研制和部
署天基武器不仅会促使其它国家效仿其做法，还会将重要的非武器型航天器置于危险的境地。加温研究了美国军方的天基武器计划。他说，保护太空财产确实很重要，但敌方将会很轻易地利用便宜的、类似地雷的微型卫星将专用武器平台摧毁。他提议各国制订一项限制发展太空武器和反卫星航天器的正式条约，界定哪些武器（如果有的话）可以在太空部署，哪些不准部署。他说，惩罚违约国家的手段不是打击其卫星，而是打击其地面军事能力。美国空军在2004年初公开的《转型飞行计划》报告中描述了一系列潜在的太空武器计划。这份176页的报告探讨了天基激光器、超高速杆束以及新型空中和太空飞行器。加温说，除太空武器外，“全球定位系统”（GPS）和低轨通信卫星等关键资源也会成为微小卫星的靶子。这些卫星会运动到距目标10～100米之内引爆。它们因质量较轻而很容易发射，而且远比耗资巨大的太空武器平台便宜。
美国国会通过太空旅游法案
FlightGear飞行模拟器 篇4
Flight Gear在飞行环境中仅会建立唯一的空气动力模型, 如果飞行动态模块 (FDM) 拟真程度不高, 用户的飞行感受将大打折扣。比如自动驾驶或者动态反馈, 即使单独运行时的效果得再逼真, 也可能会由于FDM的问题, 而带给飞行员完全错误的飞行感受。
因此, Flight Gear为所有的代码后面预留了一个面向对象的FDM接口, 一旦发现当前的FDM无法满足用户的需求, 额外的FDM将可以直接以代码的形式添加到对象中, 而不影响现有应用程序的性能。
最早的FDM名为La RCsim, 它以Cessna172初教机为原型, 使用带有强制系数的硬编码的专用C源码编写, 这一飞行模型能适用于绝大多数的飞机情况。包括专门为飞行培训设计的故障科目, 如发动机熄火故障, 不同程度的风切变等。
伊利诺伊大学的一个研究小组创建了La RCsim的衍生物, 它具备高度简化的模型, 且唯一真正的用途仅仅是模拟飞行器的巡航状态, 这个改动主要用来研究飞行器表面积累的冰层会对飞行操纵产生的影响。
另一个研究小组开发了一个完全参数化的FDM代码库, 其中所有的信息可通过XML格式的文件进行检索。这个项目能独立运行一个完整的环境模拟, 去测试空气动力学动作和其他行为指标, 并收集Flight Gear环境对象上的各类参数, 以此提供一个集成的数据系统。这一模块主要提供初学者驾驶的教学机与资深飞行员操纵的试验机之间的数据对比。
在不依赖自动控制支持的情况下, 学习操纵飞行器的一个重要方面是理解各种操纵极限和仪表误差, 当然, 这需要飞行数据指示出真实可用信息。但由于传感器固有的误差修正, 仪表面板列示的信息也存在相应误差。当Flight Gear仪表面板先进到仅有两个实施极限而没有任何误差的时候, 程序开发者就从模拟简单的仪表进近到达了重现复杂的落地冲量变化的程度。
这段代码的复杂程度较高, 即便一个简单的陀螺仪也可以发生很多导致误差的异常情况, 比如转速下降、抖动、转轴偏移、因万向节故障而导致停转甚至反向转动、电源供电不足或者偶发闪断。基于大气数据的仪表会在特定的气象条件下出错、响应缓慢、因雨水而导致线路阻断甚至因冰雪覆盖而无法使用。无线电导航则受视线的限制、因丘陵和湖泊而发生特殊的反射现象、而远距离信号站的信号则会被路径上的其他飞行器干扰。这还不包括磁罗盘的各种误差情况。
2 模拟世界
Terra Gear这一项目的目的是开发一种开放源代码的工具, 包括渲染数据库和收集免费的数据去建立地表的3D模型以完成实时渲染功能。互联网上有许多方便可用的地理信息系统 (GIS) 。但由于Flight Gear的核心数据必须不受限制, 因此该项目默认仅使用源码而非任何有强制权限的衍生产品。符合这样条件的代码有三类。
(1) 数字高程模型 (DEM) 数据通常是一组规则网格上的高程点。目前, 免费数据的精度仅达到100-1000米, 这是从美国地址勘探局 (USGS) 得来的。
(2) 其他更特殊的数据, 如机场信标, 灯塔的位置, 无线电发射塔, 诸如此类, 已由各个政府部门一一认可。它们通常提供一个简短的文字描述以及该项目所处的地理坐标。
(3) 多边形数据, 比如地形轮廓, 湖泊, 岛屿, 池塘, 市镇, 冰川, 农田和野生植被可以从USGS或其他源代码获取。GSHHS数据库提供了一个高度详尽和准确的全球地形数据。
从某些渠道获取源数据限制性很强的授权, 然后通过使用Terra Gear工具生成增强后的场景并分发给他人使用的转化行为值得Flight Gear和Terra Gear鼓励, 最基本的开放源代码数据包无法做到这些。
显卡在渲染场景时, 必须在图像质量和运算速度间进行折中。如果显卡的运算速度更快, 那么在保证平滑的视觉效果的同时, 更多的图像细节就会被加入到场景当中。
视觉效果都来自人工合成的, 它具备足够的信息去支持人工的导航行为。压缩数据要求每平方公里约1千字节。所有的场景数据库中包含的信息被统一划分为四个层级, 每个层级的变化规模由特定的因数决定, 最小的视景元素约为100平方公里。
公共领域里发布的数据大都存在质量偏低、日期陈旧或者覆盖面积狭小等问题。由这样的数据生成的场景与真实世界相比可以说是完全错误, 但视觉上却并不容易发现这些问题。这些错误更多的显现在电子导航的过程中, 比如依赖仪表的飞行, 路径公差极其明显。在并不完美的场景中按照Jeppesen航图进行导航是非常令人沮丧的, 有时候用这种方法甚至无法完成导航。
为了避免这个尴尬的结果, Atlas项目组开发了相应的软件, 可以将实景数据和Flight Gear所用的数据库文件自动整合成为带有航空风格的图表。尽管这些数据与真实世界的差异巨大, 对于真实飞行器的运行毫无用处, 但它非常准确的匹配了上述虚拟世界的细节特征, 与Flight Gear的飞行器操作无缝对接。
该项目还包括同名的Atlas应用。这可以用于浏览这些地图, 同时也可以直接与Flight Gear关联, 用以将模拟飞行器当前的位置在移动的地图上显示出来。这个功能在模拟器飞行员中的使用率并不高, 因为大多数小型飞行器都不配备带有移动地图显示功能的GPS组件。不过, 无论如何, 移动地图对于教员给学员评测打分这一环节还是很有用处的。
鉴于二者常用的功能, Flight Gear和Atlas发生关联的情况是比较特殊的。Flight Gear能够向串口或者UDP网口发布一系列符合NMEA标准的位置报告数据流。而Atlas可以接受NMEA格式的位置数据并校正移动地图图像。正在浏览Atlas航图的用户可以放大、缩小或锁定机场、航站楼、地形着色的图像, 还可以对图层进行命名。
参考文献
飞行模拟机运行管理之成本控制 篇5
（二）-----成本控制
所谓运营成本控制，是企业根据一定时期预先制定的运营成本管理目标（预算），由企业在其职权范围内，在生产耗费发生以前和成本控制过程中，对各种影响成本的因素和条件采取的一系列预防和调节措施，以保证成本管理目标实现的管理行为。
飞行模拟机的运营成本控制作为运营管理的一部分，每个飞行模拟机训练中心对此给予了不同程度的关注。相对于质量管理来说，运营成本控制处于次要的地位。但是随着模拟机数量和机型的增多，企业运营成本的压力就凸现出来。本人结合深航飞行模拟机训练中心来浅显地谈谈如何进行运营成本控制。
首先从宏观角度上来看运营成本控制。宏观角度就是指企业管理、财务政策和企业文化的层面。
如果用纳税人的钱运营企业，对国有资产不负责任，巨额亏损国家还会不断注资补贴，而管理层更多地关注政绩，那么对于这种企业管理，无从谈起运营成本控制；
如果由于采取运营成本控制措施，导致当年预算没有花完，进而将被管理高层批评而不是奖励甚至下一年预算将被削减的话，那么对于这种财务政策，运营成本控制将是搬
石头造自己脚，吃力不讨好的无用功。
成本控制更是企业文化的一部分。如果企业平时铺张浪费，不鼓励、不奖励运营成本控制措施的话，那么对于这样的企业文化，运营成本控制只是一句口号、空话而已。
其次从微观角度上来看运营成本控制。微观角度是指技术层面;离开宏观角度去谈运营成本控制那是舍本逐末的做法。幸运的是，近年来国内航空企业越来越重视企业的效益，实施运营成本控制，只是力度和深度有所不同。
飞行模拟机的运营成本主要包括设备/设施的折旧、劳动力成本、能源的消耗和部件的维修/更换的费用。后面两项是每个模拟机飞行训练中心关注的重点。在此，本人尝试从技术和文化建设层面来讨论如何有效地进行运营成本控制。目的在于保障运营正常的同时控制成本和不断降低成本；
1.确立正确的运行和维护方式；
首先澄清成本控制的概念误区，它不仅仅是节约，而是在保障设备质量和安全（正常运营）的前提下，通过科学地组织实施成本控制，改善运营管理，转变运营机制来控制成本和不断降低成本；这个概念的隐含意义就决定了在模拟机运行的过程中要建立正确的运行和维护方式。
举例来说，模拟机上很多印刷电路板（PCB）超过
6层，甚至有20多层。对于这些多层印刷电路板，断
电冷却有可能会导致内部微型元件受损，尤其是长时间的断电造成的损害非常大，甚至导致电路板完全烧毁，这在很多模拟机飞行训练中心都发生过，损失甚大---价格超过1万美元的电路板（设备）比比皆是。可见在没有训练的情况下，对这些设备断电，节约用电是不明智的做法。从这个角度看，模拟机不怕持续地运行，而是怕长时间的断电、频繁地上电和断电。
可见，没有正确的运行和维护方式会导致设备维护费用的大幅增加，并且给运行带来隐患或者直接的损害。
2.降低运行消耗
一台传统的液压（HPU）全动飞行模拟机在运动系统加载的情况下运行所消耗的能源100━200度电。同时，模拟机配套基础设施/设备,如空调、冷冻水制冷机等耗费电能非常大。为了降低运行消耗，可以采取以下方法：
(1).制定合理的检查制度，在模拟机训练结束后（维护除外）及时关闭模拟机舱内照明、电源和液压泵，节约用电。
(2).合理设定模拟机大厅温度，个人建议设定在22━23度；充分使用模拟机自带的空调，（可以）改造通风管道为发热量较大的部件如FCU/MCP、视景投影头冷却；结合当地实际气候，合理适时地使用大厅排风扇来代替空调。
(3).改变/改造某些运行设备。比如，以前我们训练中心的模拟机都采用瓶装压缩空气向机组氧气供气，后来购买一台具有清洁过滤功能的压气机替代瓶装压缩空气。此次改造既降低了运行成本又减少了维护工作量。粗略估算在2—3年内就可以将购机费用节省回来。这是牺牲了短期利益换来了长期效益，也体现了“人无远虑，必为近忧”的道理。
3.部件的维修费用
模拟机上的很多部件失效后，最直接的方法是向模拟机生产厂家（或者OEM）送修，但是由于国外厂家提供的部件价格很高，维修费用高，并且手续较复杂，维修时间长。我们训练中心的做法是，尽可能地自己修理或者在深圳本地以及周边地区寻找有资质的维修公司修理失效部件，并建立良好的合作关系。每年的维修费用大大降低。
另外，由于模拟机部件无须通过适航安全认证，所以对于容易损坏的部件，我们进行改造或者寻找替换件。比如B737模拟机的氧气面罩两侧盖板容易损坏，我们在当地加工厂制作金属盖板并喷漆，可靠耐用，可谓一劳永逸，仅此一项改造每年就能节省3—5万元。
4.文化建设。
企业运行的基本保证，一是制度，二是文化，制度建设是根本，文化建设是补充。成本控制中最重要的制度是定额管理制度、预算管理制度和费用审报制度等。在实际中，由于这些制度建设属于公司层面（大环境）的，很难或者根本不能左右，所以我们
能够补充的就是内部的文化建设。我们飞行训练中心鼓励并奖励员工的成本控制的措施和建议，发挥员工的创造性和积极性。体现了“勿以恶小而为之，勿以善小而不为”的道理。
飞行模拟器主操纵机构的仿真设计 篇6
关键词：主操纵机构仿真设计误差分析虚拟装配参数化设计
中图分类号：V217文献标识码：A文章编号：1007-3973(2011)006-098-02
1引言
飞机的主操纵机构用于控制飞机飞行轨迹和姿态，由升降舵、副翼和方向舵的操纵机构组成。在航空模拟器中，主操纵机构的准确定位和操纵性直接影响到模拟器的飞行品质和飞行员的受训质量，所以，主操纵机构的仿真设计在整个模拟器研制过程中非常重要。
飞行模拟器主操纵机构是操纵系统中一个很重要的机构，设计时需要考虑的因素较多，不仅需要考虑功能方面的要求，还需考虑强度、刚度等方面的要求，从而导致其设计难度较大。现代设计系统的一个主要要求在于已有设计的可再使用性，所以解决该问题的有效方法之一就是采用知识驱动的设计方案，建立先进的设计平台。这不仅可以提高产品质量，缩短研制周期，降低设计成本，而且对减轻劳动强度也是十分有益的。
2仿真设计
飞行模拟器操纵系统由主操纵机构、辅助操纵机构、操纵负荷系统等部分组成。主操纵机构由驾驶杆、脚蹬机构、连杆机构和摇臂机构组成。
2.1主操纵机构主要构件的分析
主操纵机构的传动机构通常分为软式、硬式和混合式三种。其中硬式传动机构主要由摇臂和传动杆等构件所组成。
2.1.1摇臂
摇臂主要用来传递力、位移或改变它们的大小和方向，有的仅作支撑用。结构形式通常包括单摇臂、双摇臂和复合式摇臂。
2.1.2传动杆
传动杆又称拉杆，由两端耳片接头(或耳环螺栓)和管材组成。通常把一端或两端耳片接头设计成螺纹连接，便于微调杆长，进行系统装配。
2.2主操纵机构传动比的计算与分析
以驾驶杆做俯仰运动的行程为例进行计算与分析。驾驶杆俯仰运动的行程为11，操纵负荷的行程为12，传动比为n，
n= 11/ 12
n为一个固定值。在驾驶杆和操纵负荷之间，需要经过多个摇臂的转接，由于安装空间的限制等因素，摇臂的长度不同，在设计摇臂的长度时，既要考虑安装空间的需求，也要考虑传动比。
传动比的数值是衡量飞行模拟器的操纵品质的重要参数之一。传动比的数值不宜过小，也不易过大。如果比值太小，则操纵输入量小，输出量大，这种飞机对操纵过于敏感，难于精确控制；如果比值过大，则操纵输入量大，输出量小，飞机对操纵反应迟钝，容易使飞行员产生错误判断。如果飞机在作机动飞行时，不需要飞行员复杂的操纵动作，驾驶杆力和杆位移都适当，并且飞机的反应也不过快或者过分的延迟，那么就认为该飞机具有良好的操纵性，该传动比也是合理的。
2.3主操纵机构力的传递的分析
2.3.1驾驶杆力的传递分析
当飞行员推拉驾驶杆时，驾驶杆产生了位移，通过拉杆和摇臂的传递，将位移传递给操纵负荷的连接杆，此时操纵负荷的拉／压传感器产生会产生力信号，位移传感器产生位移信号。计算机根据驾驶杆的位移量和飞机当时的飞行高度和速度值，计算出所需的驾驶杆力，该力信号经控制器转换成电枢电流，于是在电机中产生电磁转矩，再经传动机构传到驾驶杆上与外力矩相平衡，系统便会处于一种新的平衡状态。
2.3.2脚蹬力的传递分析
脚蹬力的传递原理和驾驶杆力的传递相同，不再赘述。
2.4主操纵机构力的传递误差的分析与解决方法
2.4.1摇臂的累积误差的分析
(1)累积误差的产生
在飞行模拟器中，由于现有的操纵负荷系统的体积较大，座舱内设备较多，驾驶杆和操纵负荷力的传递需要经过摇臂多次转接才能实现。在理论上，摇臂只受到径向力的作用，不会产生不可接受的误差。在实践当中，由于安装定位精度、摇臂自身重力和加工精度等的原因，摇臂在转动过程中，会产生间隙和其它方向上的分力的影响。经过多个摇臂的转接后，误差便会累积，进而影响摇臂传递的力的准确性。
(2)累积误差的消除
在实践中，由于人工定位的局限性，误差是不可能被完全消除的，但是，我们可以经过其它途径，尽量的减少误差。如图1，摇臂与摇臂座的连接使用了轴承，可大大减小摇臂与摇臂座的摩擦力，在摇臂的两个端面采用双轴承定位，可以减小摇臂轴向摆动，避免产生较大的轴向扭矩。
2.4.2拉杆的累积误差的分析
(1)累积误差的产生
拉杆作为传递力的一个部件，在力的传递过程中同样很重要，拉杆是摇臂与摇臂之间、摇臂与驾驶杆之间连接的桥梁，拉杆的刚性及拉杆与摇臂等的连接方式在传动过程中也会产生误差。
(2)累积误差的消除
拉杆是传递摇臂与摇臂之间力的部件，拉杆与摇臂之间有两个接触面，因为操纵要求联动，力的传递需要改变方向，这对装配定位精度的要求就很高，相对的成本也就会很高。在设计之时就应该考虑实际的装配情况。
解决这个问题的办法是选择合适的关节轴承。关节轴承与摇臂、拉杆的连接方式如图2：
当拉杆与摇臂装配后，拉杆在关节轴承的可转动范围内可以自由的摆动，很方便拉杆与摇臂的连接，大大降低了装配的要求，同时也降低了由于装配带来的摩擦、卡滞等现象。
在选用关节轴承的时，普通的民用关节轴承径向间隙较大，多次转接后累积误差较大，影响操纵的可靠性和稳定性，而航标关节轴承径向间隙很小，满足设计需要，所以，在摇臂和拉杆的连接中均选用航标关节轴承。
3主操纵机构的参数化设计和虚拟装配
前面已经分析了主操纵机构的组成、力的传递、累积误差的消除等，但在实际的设计过程中通常会遇到这样或那样的问题，如零部件的干涉、碰撞等许多问题，常用的CAD等平面软件在解决这些问题时效率相当低。
CATIA是集CAD／CAE／CAM于一体的通用软件，具有强大的CAD、CAM功能，基于完全的三维实体复合建模、特征建模和装配建模技术，能够设计出复杂的产品模型，可用于整个产品的开发过程。
3.1零件参数化设计
参数化设计方法的目的是存储设计的整个过程，从而设计出一族而不是单一的产品模型。在计算机辅助设计系统中，不同型号的产品往往只是尺寸不同而结构相同，映射到几何模型中，就是几何信息不同而拓扑信息相同。因此，在对零件进行拓扑结构归类的基础上建立参数化模型，保证设计过程中几何拓扑关系一致，同时提取几何特征参数并进行用户化命名，建立几何信息和参数的对应机制，通过编辑参数值直接或间接修改几何实体，实现参数化设计。Catia环境下，可通过catia／partdesign提供的相应功能编辑零件参数，从而编辑几何
实体，来实现参数化设计。如图3，只要在"partdesign"环境下打开零件，进入草图编辑窗口后，编辑图中的a或b的数值后，退出草图后，就可以生成一个新的零件。
3.2虚拟装配
虚拟装配技术是在虚拟设计环境下，完成对产品的总体设计进程控制并进行具体模型定义与分析的过程。它可有效支持自顶向下的并行产品设计、可制造性设计和可装配性设计，以缩短产品开发周期。
3.2.1虚拟装配的概念
“虚拟装配”(Virtual Assembly)是产品数字化定义中的一个重要环节，在虚拟技术领域和仿真领域中得到了广泛的应用研究。虚拟装配是在计算机上完成产品零部件的实体造型，进行计算机装配、干涉分析等多次协调的设计过程，并通过统一的产品数据管理，实现产品三维设计过程与产品零部件制造、装配过程的高度统一。
3.2.2虚拟装配在主操纵机构设计中的应用
(1)总体设计阶段
根据主操纵机构总体设计要求以及基本的设计参数，建立主操纵机构主模型空间，并进行初步的总体布局。总体设计阶段主要包括以下基本步骤：
1)根据已知的主操纵机构的理论数据，建立各部件的相对位置关系；
2)布置各部件的主要结构部分的初始模型(摇臂、转轴等)；
3)根据联动关系，初步布置、建立初始模型。
本阶段结束时，必须冻结已经建立的产品主模型空间，作为研制工作的基础。
(2)装配设计阶段
这是主操纵机构模型具体建立阶段。本阶段主要包括以下基本步骤：
1)建立主操纵机构主体结构简单的实体模型；
2)定义具体结构装配的分解线路；
3)定义部件之间的连接界面；
4)用简单实体方式，进行初期布局；
5)建立模型间的装配约束关系：
6)进行主操纵机构三维实体模型的具体设计：
7)进行计算机装配，干涉检查，如果有干涉，需要重新进行装配或者修改模型的几何要素。
(3)详细设计阶段
本阶段完成主操纵机构所有零件的设计工作，保证主操纵机构所有零件干涉自由。本阶段包括以下基本内容：
1)完善主操纵机构三维实体模型的细节设计；
2)进行主操纵机构模型的计算机装配、干涉检查，做到模型干涉自由。
4结束语
飞机飞行模拟器方案设计 篇7
飞机飞行模拟器产品的研制与生产, 国外起步较早, 从60年代就已经开始, 1970年有了产品标准, 经过四十年的持续发展, 已可以进行批量化和系列化生产。国内起步于20世纪80年代初, 其应用经历了非持续性发展, 经过近30年的技术和经验积累, 近年来才形成了产品标准, 飞行模拟器的使用在国内正在普及[2]。
1总体设计
飞行模拟器系统设计主要包括硬件和软件两部分。硬件包括: 仿真驾驶舱、教官台及六自由度运动平台。软件包括:飞行仿真软件和教官台软件。
2硬件设计
2.1仿真驾驶舱
仿真驾驶舱主要包括用于仪表显示的显示器、飞机操纵件、飞行员座椅, 以及安装上述设备的金属台架。
显示器采用5台28寸带触摸功能的液晶电视, 用于显示飞机驾驶舱中央仪表板与中央操纵台等信息。显示器布局及显示信息如图1所示。
仿真硬件系统主要包括脚蹬、驾驶盘及油门台这三个操纵件。 仿真硬件依据飞机真实操纵件1∶1设计, 数据通过USB接口发送至仿真硬件主机, 通过仿真硬件主机发送至飞行仿真系统, 以实现飞机的操控。
飞行员座椅采用皮质汽车座椅总成, 可调节前后位置、高度及倾斜角度等, 操作人员可调节适合自己的坐姿。
台架主要包括金属机架, 用于安装飞行员座椅、仿真计算机、 液晶触摸屏、操作杆、油门杆以及各种通信电缆和插头等。
2.2教官台
教官台硬件包括一台主机及显示设备。显示设备选择触摸式一体机。一体机屏幕选用高清屏幕, 防眩护眼。机身内外喷漆, 防磁防锈防静电。
视景显示系统。视景系统硬件主要包括用于运行视景系统软件的高性能视景系统主机和用于显示视景软件的大屏幕电视机各一台。视景系统机箱采用4U机架式工控机。视景系统主机需要具备比较高的运算速度, 以保证视景软件运行流畅, 画面显示不存在卡顿现象。视景系统显示电视机采用55英寸高清大屏幕窄屏电视。
2.3六自由度运动平台
通过六自由度运动平台, 用户可以真实地感觉到飞机模拟器的速度、加速度等姿态信息。六自由度运动平台是由六支油缸, 上、下各六只万向铰链和上、下两个平台组成, 下平台固定在基础上, 借助六只油缸的伸缩运动, 完成上平台在空间六个自由度 (X, Y, Z, α, β, γ) 的运动[3]。
3软件设计
3.1飞行仿真软件
主飞行仿真软件为Prepar3D软件。Prepar3D是由洛克希德马丁购买微软飞行模拟 (FSX) 的商业版本平台, P3D是面向专业领域的实时三维仿真引擎。很多用户从网上下载或自行制作飞机、 仪器, 以求达到更加真实的效果。甚至有很多的飞行员 (准飞行员) 在他们的飞行考试前也使用这些和真实飞机极为相似的附加飞机来练习[4]。
视景系统软件用于显示飞机飞行时, 机舱外的景色, 包括各种视角展示的飞机、起降时的机场、关键地标建筑物、一般建筑物、 道路, 地表等信息 (见图2) 。
3.2教官台软件
教官台主要提供主飞行仿真软件的设置, 包括“飞行计划、气象条件、故障、飞行记录、复位、燃油-装载、飞行选择”七个功能。
4结语
本文从飞机模拟器软硬件组成方面, 详细描述了设计方法。该设计方案已成功运用到各种飞行模拟方面的需求, 经过现场反复使用, 验证了模拟的真实性和稳定性。此外, 将该方案中的功能进行适当增删, 可用于机载设备飞行仿真环境搭建或学生飞行体验, 具有很好的可推广性。
摘要：飞行模拟器主要用于民用与军用飞机飞行员的飞行训练, 是飞机试飞员、飞行员、领航员和地勤人员进行技能培训和维持、飞行训练、试验研究的有效手段。该文主要介绍了飞机模拟器的基本组成, 从软硬件方面详细描述了模拟器各子系统的设计与实现方法。实践证明, 该模拟器性能稳定, 操作方便, 能满足专业人员飞行训练的需要。
关键词：模拟器,驾驶舱,运动平台,视景
参考文献
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[3]宋国峰, 程忠涛, 袁立鹏, 等, 运动模拟器及其运动平台系统的发展现状及应用前景[J].机械设计与制造, 2008 (6) :230-232.
新舟60模拟机飞行指引系统实现 篇8
飞行模拟机是一种通过在地面上模拟出实际飞机各种飞行状态来训练飞行员的设备,通过这种方式可以做到安全经济地训练飞行员。Collons APS-85飞控计算机的主要功能是自动驾驶(A/P)与飞行指引(F/D)。本文提出了一种用软件替代硬件搭建飞行模拟系统的方法。通过这种方法,可以在PC机上用软件模拟Collons APS-85飞控计算机的飞行指引功能,从而替代昂贵的Collons APS-85飞控计算机。
用软件模拟飞行环境,需要解决四个问题:(1)拟合控制律使之符合真实的飞行效果;(2)控制逻辑的设计与实现;(3)数据传送的同步和畅通;(4)保障软件稳定可靠的运行。
2 飞行指引的功能
飞行指引系统的结构如图1所示,其功能分为两部分:(1)在A/P衔接之前,为飞行员提供目视的操纵指引,指导飞行员正确的操纵飞机;(2)在A/P衔接之后,可以监控A/P的工作状态[1]。飞行员通过飞行方式选择面板/自动驾驶操纵面板(MSP/APP)将飞行操作(爬升,下降等)和飞行目标(预选高度,预选航向等)指令发给飞行控制计算机。
在自动驾驶模式,飞行计算机在进行逻辑判断之后,如果判定操作有效将调用相对应的控制律,将计算结果发给飞行运动参数传感器(升降舵,方向舵等偏转控制系统);同时,飞行参数传感器将飞机实时的运动姿态(飞行高度,俯仰滚转角等)反馈给飞行控制计算机。飞行控制计算机每隔1/60秒读一次飞行参数传感器反馈来的飞机实时的运动姿态,与预先设置的目标进行比对,不断将修正过的控制指令发给飞行运动参数传感器,采用闭环控制使飞机不断接近预定和达到预定的控制目标。
选择人工驾驶模式,飞行计算机在进行逻辑判断之后,如果判定操作有效,将调用相对应的控制律,将计算结果和飞机实时的姿态动态的显示在电之飞行指示系统(EFIS)上,飞行员根据EFIS的引导去操纵飞机,飞行员只要不断的操纵飞机使得F/D指示与飞机实时姿态相重合,就能控制飞机达到预定目标。其原理与自动驾驶一样,只不过自动驾驶由计算机修正偏差,而人工驾驶由飞行员根据F/D指引手动修正偏差。
3 飞行控制计算机软件设计与实现
飞行控制计算机的软件结构如图2所示,由飞行控制律,控制逻辑,和通信模块组成。
MSP/APP发出的控制指令由通信模块接收后发给控制逻辑,控制逻辑加以判断后,将判断结果经通信模块发给相应的实现系统,如果MSP申请的控制方式经判断符合逻辑要求,则调用相应的控制律。控制律计算的控制结果由控制模块发给EFIS。
3.1 飞行控制逻辑设计
飞行控制逻辑是整个软件系统的指挥中枢,它保障整个控制系统的稳定可靠的运行。飞行控制逻辑主要由MSP和APP控制逻辑两部分组成。它是严格依据新舟60飞机实际状态制定的。
MSP控制逻辑主要用来确定在MSP上被选中的各种模态的有效性。当控制逻辑检测到MSP板发来一个飞行方式指令时,判断该方式是否有效,同时判断该方式对其他方式的影响。将判断结果发给MSP板,由MSP板的信号灯指示判断结果,同时调用相应的控制律。
飞行员按下MSP板上的HDG按钮,给控制逻辑发送一个矩形脉冲,告知HDG被按下,控制逻辑首先判断当前是否工作在HDG控制律,如果是,就视为关断HDG的命令,将其关断,退出HDG控制律,同时引导飞机进入横滚和俯仰保持状态。如果当前不是HDG控制律在工作,则进一步判断是否截获航向信标系统(LOC),如果没有截获的话,就调用航向控制律。同时点亮MSP板HDG工作指示灯,航向控制律将计算出的各个参数发给EFIS,引导飞行员操纵飞机保持目标航向。如果已经截获LOC了,则不起任何作用,MSP板的HDG工作指示灯不亮。
APP控制逻辑主要是用来设置各种目标参数。例如:升降速度,俯仰角度,滚转角度等。
为了避免判断语句的重复执行,使用switch语句来替代常用的if语句。提高了程序执行效率,增强了程序的可读性[2]。
3.2 通信模块的设计
3.2.1 通信协议的选择
常用的通信协议主要是TCP/IP和UDP协议。TCP/IP虽然能保证数据的完整性,但不能保证数据的时序性,也就是发送端发出的数据在接收端不能保证先发先到。UDP协议虽不能保证数据的完整性,但能保证数据的时序性,同时UDP使用灵活,可以对相同IP不同端口发送数据,也可以对不同IP,不同端口发数据,适合本系统需要在同一个IP下接收不同端口发来的数据。本系统严格要求数据的时序性,故采用UDP协议,虽可能发生丢失数据事件,但每秒发60个数据,实践证明少量的数据丢失不会对计算产生大的影响。
3.2.2 通信模块的实现
采用WINSOCK类封装的sendto和recvfrom函数实现无连接的通信。为了保证通信的同步性,采用阻塞进程的模式。这样,当接收端接收不到发送端的数据时,就会处于阻塞等待状态,直到收到发送端发来的数据才会去执行程序的其他语句,这样能保证控制律的实时正确计算。通过绑定不同的端口来分别实现与MSP/APP板,飞行运动参数传感器等的通信。
3.3 飞行控制律的实现
飞行控制律是整个软件系统的核心,飞行控制律拟合的优劣直接关系到飞行控制的性能。根据飞机的操控要求,设计出了7个控制律,在MSP板有相应操作按钮与之对应。它们分别是:横向通道的航向保持控制律(HDG),导航控制律(NAV),自动进场(APPR),纵向通道的爬升控制律(CLIM),下降控制律(DES),高度保持控制律(ALT),速度控制律(SPEED)。
3.3.1 控制律模型的建立
控制律就是给定相应目标输入与飞机实时的姿态,输出的相应控制参数,使飞机达到预定的控制目标。根据自动控制理论,可以先建立起相应的传递函数模型,调整参数,使其输出的性能满足实际的控制性能。以航向保持控制律拟合为例,建立如图3所示的控制律拟合模型,将实际控制律算出的值与QAR纪录的F/D真实值做差,送入人工神经网络训练。求出相关参数[3]。
3.3.2 控制律模型的C++程序实现
控制律模型建立之后,需要用C++语言描述出来,通过MATLAB工具,可以提取出控制律的微分方程组模型,通过求解微分方程组的各个状态变量来求得控制律的输出。C++解微分方程组的实现方法是经典的四步迭代法[4],以求解爬升控制率为例:
第一步迭代:
第二步迭代:
第三步迭代:
第四步迭代
求解结果:
上式中,f1,f2为从传递函数中抽象出来的微分方程,h为采样周期,这里取1/60。w,10,w2,0为状态变量,初始值为0。w,11,w,12经过一次迭代后求出的控制变量。通过循环迭代就可以求出各个时间点的控制变量。这样就将传递函数模型转化为微分方程组,通过C++实现解微分方程组来实现对输入的响应,并达到比较理想的效果。
解微分方程组的计算量比较大,并且在同一时刻最多只有两个控制律在起作用(一个横向,一个纵向),故将8个控制律单独做成一个DLL文件,这样只有在逻辑控制调用时才加载,不使用时就不加载,可以优化内存,提高程序执行效率。
4 应用实例
现以启动航向控制律为例说明控制逻辑判断调用控制律的过程。
飞行员按下HDG按钮,假设控制逻辑满足启动航向控制律条件,启动航向控制律飞机处于航向保持控制中,当前飞机航向为177o现将航向角调整到300o。以1/60秒为采样周期,将记录的数据用MATLAB进行绘图,其效果如图4、图5所示。
如图4所示,图中虚线为飞机实际飞行中的滚转角度,实线为控制律算出来的指引滚转角度,图5为飞行员按照飞行指引的指示飞出来的实际航向与控制律计算出来的航向曲线。图5中,虚线代表实际飞机的飞行航向,实线为控制律计算出来的航向,此时飞机正处于从177o航向转向300o航向。从图中可以看出,在控制律的指引下,飞机很好的完成了转向。
最终控制律的指引效果将以图6的飞行视景显示。图中Beta值表示F/D指引俯仰角,Speed值表示F/D指引滚转角。当前飞机处于爬升与航向保持,从图中飞机实时的状态可以看出,飞机当前的航向在0度附近,俯仰角在2度左右。由于新舟60飞机要求爬升时空速稳定在140海里/小时,此时空速指示为177,所以F/D指示飞机抬头,降低空速。航向与目标航向较接近,故F/D指引滚转角较小。
5 结语
本文通过软件模拟实现了新舟60飞机装备的Collins APS-85飞控计算机的飞行指引功能,从控制逻辑到控制律都经过严格的验证,符合实际情况,满足训练飞行员的要求,并在实际应用中得到了飞行员的认可,具有相当实用价值。由于飞行模拟硬件设计的复杂性,国内在许多方面还是空白,严重依赖进口,从而用软件替代硬件训练飞行员不失为一个经济可行的方法。
参考文献
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飞行模拟机指针式仪表研制 篇9
航空仪表种类众多,既有较为复杂的地平仪、水平状态指示仪,也有比较看似简单但内部结构复杂的指针仪表,如空速表、发动机仪表、电压表等。其中指针类航空仪表应用最为广泛,数量较多。据统计波音737-800模拟机使用了13个指针式仪表,夏延模拟机使用了25个指针式仪表,其它小型飞机训练器使用的该类仪表数目也不少。通过研究指针式航空仪表仿真核心技术,可开发出通用指针式航空仪,通过更改指示表盘,就能仿真该系列的所有仪表,在各类飞行模拟机、飞行训练器上使用,因此研究指针式模拟机用仿真航空仪表,有较大的实用性和经济效益。
1 飞行模拟机指针式仪表设计
1.1 现行飞行模拟机使用的指针式航空仪表分析
模拟机用航空仪表因需通过计算机经接口系统驱动,有多种仿真方式:既有未经过改装的真飞机电动仪表、也有改装过的飞机仪表,还有仿真的模拟航空仪表。指针式航空仪表为提供更清晰的指示,其指针旋转范围较大,通常接近360°或具备360°旋转指示范围或能力,这是共性。其外观上仅形状和表盘刻度不同,这是可见外部差异。
按其内部驱动工作原理主要有三种采用三相交流信号和400HZ激励信号驱动同步电机带动指针指示仪,如:发动机仪表;采用正交动磁式,如:座舱温度表、电流表;采用伺服电机驱动的仪表,如:升降速度表等。
1.2 系统设计
指针式模拟机仪表核心设计采用与传统仪表系统模拟电路驱动、补偿完全不同的设计。系统框图参加图1。系统采用高性能DSPIC 30F4013单片机作为主控芯片驱动微型步进电机的设计方案。该芯片具备多路12BIT的数模转换电路,运算速度高达30MIPS,与普通单片机相比能进行快速的浮点数学运算。系统中DSPIC30F4013接收模拟机仪表驱动模拟量输出信号,进行采集和处理,经过计算后再驱动步进电机带动指针指示。其数字化程度高,具有数字系统较传统模拟电路抗干扰能力强、工作稳定的特点,外部电阻、电容器件较少,系统故障机率也大大降低。步进电机驱动电路采用专用微型仪表步进电机驱动VID6608芯片,该芯片无外围元件,电路简单,且具备步进电机微分控制。微型仪表步进电机选用VID29系列仪表步进电机,该电机是一种精密的微型步进电机,内置减速比180/1的齿轮系能仪表机心。其驱动采用两路逻辑脉冲信号驱动,可以工作于5V的脉冲下,输出轴的步距角最小可以达到1/12°,最大角速度600°/S。可用分步模式或微步模式驱动。其旋转角度接近360°。VID6608与VID29配合可实现每圈(360°)4096步的步进量,相当于每步或分辨率达到0.089°,而且无模拟表特有的线性度不均匀的问题,精度远超过普通指针式航空仪表1%的精度要求。(如图1)
图2为指针式模拟机仪表工作流程图其工作原理如下:当仪表上电后,单片机对整个系统进行自检,自检通过后,单片机自动驱动步进电机逆时针转动到仪表表盘机械零位,此时单片机对内部位置寄存器清零。当模拟机飞行程序运行后,通过接口电路驱动仪表的模拟信号经过单片机内A/D采集,送入单片机内数据单元,单片机计算得出步进电机应该前进或后退的步数,驱动步进电机运动到指示位置,单片重复执行上述过程,完成仪表的实时指示。(如图2)
开发中电路设计将采用Protel辅助设计,内部程序将采用计算机模拟仿真,调试运行。元件选择上将使用贴片元件,力求电路小型化、标准化。程序采用Microchip公司的MPLAB集成开发环境,C语言开发。仪表表圈采用三轴CNC加工制造。
2 结语
基于本研究基础研制了波音737-300飞行练习器APU排气温度表,如图3所示。图中左边仪表为自行研制的仪表,右边仪表为原波音737-300练习器仪表。该仪表在波音737-300飞行练习器进行测试和使用,其具备工作稳定、指针指示准确、仪表响应速度快,达到了设计要求。
本研究的成功对减少航材进口,降低仪表维修时间和费用具有积极意义。同时也可为国内新型研制的飞机模拟机、训练器的配套仪表提供相关技术支撑。(如图3)
摘要：指针式仪表作为飞行训练设备的常用仪表使用数量大,在民航多数飞行模拟机、训练器使用国外产品的今天,其航材配件也需从国外,其价格昂贵,订货周期长,维修费用高昂。现以高性能单片机为核心,驱动仪表微型步进电机,开发出通用指针式飞行模拟机仪表,其简洁的结构、稳定的工作性能、高精度、低成本的特点,具备较好的推广应用前景。
关键词：飞行仿真,模拟机,仪表
参考文献
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飞行模拟器仪表仿真的设计与实现 篇10
近几年我国航空工业发展迅速, 我国已经成为仅次于美国等国的航空大国。同时航空事业的蓬勃发展对飞行员的数量和素质都提出了更高的要求。飞行模拟器正是训练飞行员的重要地面训练设备, 是经济、高效、安全的训练方式, 世界上各主要航空航天大国都研制了大量的飞行训练模拟器[1]。设计和制造具有自主知识产权的飞行模拟器可以逐渐缩小我国同世界各航空大国的技术差距, 使我国不仅是一个名符其实的民航大国, 更是一个民航强国。
本文对飞行模拟器的仪表系统进行仿真设计和实现, 它可作为飞行模拟器前期设计的雏形, 在所有的硬件都没有设计之前进行理论的验证工作。飞行模拟器虚拟仪表系统的开发应该具有一定的灵活性, 良好的平台可移植性和较高的实时交互性, 故而对系统软件开发环境提出了较高的要求。并且, 为了提高虚拟仪表系统真实感, 界面的逼真度需要着重注意。
2 开发平台简介
本文是在Window XP平台下, 使用GL Studio 4.1与Visual Studio2005实现基于PC的虚拟仪表系统的仿真, 力求通过对仪表的仿真达到既能满足飞行模拟器对环境逼真这一客观条件的需求, 又尽可能降低成本的目的。为了保证开发的速度、质量, 应用的可扩展性、可移植性、稳定性, 选用Di STI公司的GL Studio作为虚拟仪表的主要开发工具。
GL Studio软件是美国Di STI公司在2000年5月正式发布。该软件致力于为全球提供创新的人机接口 (HMI) 开发工具和解决方案[2]。它在Windows下的开发编译环境就是Microsoft的Visual Studio, 应用便捷, 可以编译生成.ex e可执行文件、.dl l动态链接库或Active X控件。GL Studio可用来开发虚拟维修训练器、驾驶舱和仪表板, 还可以用于快速原型机开发, 安全关键的嵌入式开发。总而言之, GL Studio适于任何需要人机接口的领域。
GL Studio的一般开发有9步:拍摄, 生成纹理, 规划制图, 命名对象, 生成组件, 产生事件, 生成代码, 测试和集成。把欲仿真的实物面板、按钮、开关等通过数码相机等拍照, 再用图片处理工具做成纹理图片, 这是之前的准备工作。完成之后就要用GL Studio创建控件雏形, 在控件上粘贴制作好的纹理, 定义其行为属性, 模拟真实情形。还可以直接使用GL Studio提供的绘图控件, 把它们拖到绘图板上, 定义各控件的行为逻辑, 显示模式等达到效果。
3 仪表系统开发
仪表开发按总体设计来讲需要从仪表图形建模、内部驱动程序设计、外部网络接口的开发和处理按键消息这四个方面进行实现。而按工程实现的划分的话, 分五大步骤, 开发流程如图1。实体仪表被抽象成GL Studio仪表类后, 为其添加控制逻辑、控件驱动方式, 实现软件对图形的驱动。通过UDP通讯协议通讯, 实现数据交互。如果仿真结果有偏差, 需要在GL Studio和VC++工程中修改, 然后再次编译、链接, 生成可执行应用。
3.1 图形设计
图形设计是在仪表开发的第一步, 要将大量的飞行信息在有限的仪表面板上显示, 特别要注意布局简洁、合理、醒目等。现在应用成熟的飞行仪表界面设计有很多, 可以从中借鉴, 取其精华。以主飞行显示器 (PFD) 为例, 主要向驾驶员提供飞机姿态、飞行航向、飞行高度、飞行速度、工作状态、工作模式等信息。为了显示完整信息, 设计时要特别注意图符、文字的结合。设计大体布局见图2, 采用飞机姿态指引指示 (ADI) 和水平状态指示 (HSI) 组合显示方式。
3.2 创建模型
开发仪表和控制面板, 根据模拟真实飞行, 在仿真面板上完成各种图形、字符及相关飞行参数的显示, 因此必须建立标准字符库和图片库。图形画面是整个虚拟座舱实现的基础, 也是首要工作。
(1) 制作纹理。首先要采集真是纹理数据, 然后用Photoshop处理, 获得符合要求的png格式纹理贴图[3]。由于GL Studio对中文汉字输入支持不完善, 所以把汉字也制作成纹理图片, 这样还能提高渲染效率。
(2) 实体模型建立。建立仪表图形、画面显示符号的模型, 先要把每个仪表页面的模型的位置和内部层次关系弄清楚, 进行初步规划。每个对象都是多边形组成, 使用GL Studio提供的基本图形元组合完成, 通过旋转、剪切、扭曲等操作, 能嫁接合成复杂的实体。对于模型中不可模拟的细节, 还可以用图片纹理替代, 以达到逼真度的要求。
显示模块画面完成, 下一步就要给定义逻辑结构、动作程序、执行用户事件、时间或数据事件触发的响应动作, 实现实时驱动。这一步一般都是和画面模型创建交叉进行。
3.3 驱动代码编写
对象的行为事件是各个成员函数的集合, 受外部数据的控制, 但行为事件本身的驱动程序是在仪表内部描述实现, 每个仪表都有自己独立的行为。一般旋转可以使用Dynamic Rotate () 函数进行控制。发动机指示和机组告警系统中燃油、油量、液压等的指针旋转可以使用Move Object () 函数来完成。读数可以使用Va String () 函数来完成。下面介绍主要的驱动方式的实现过程。
(1) 旋转 (以横滚刻度尺为例) (如图3所示) 。
首先在界面的Code区域, 用右键选择“Add”选项, 然后点击“Property”选项, 在出来的空白表格内填入成员函数的名字为In dicator, 类型为fl oat, 然后自动派生的成员变量的名字为_indicator。在该成员函数的“set”方法中添加下面代码:
(5) 数据传递 (以转速为例) 。
由于调用了复用组件.dll动态链接库, 所以数据传递要用到Resource () 函数。例如转速在发动机指示和机组告警的启动画面和主画面都需要显示, 所以将其单独做成一个.dll组件, 然后启动画面和主画面各自调用它。外部数据先传递到启动画面和主画面, 然后由它们再传递到转速组件, 控制转速的指针和颜色根据外部数据做出相应的响应。
4 结语
本文应用GL Studio人机交互软件, 在平台下编译, 完成飞行模拟器仪表系统的仿真的设计和实现。该能应用于飞行模拟器的演示系统中, 满足飞行仿真的实时性和交互性, 增加飞行模拟器的仿真逼真度。可以给其他飞行模拟器仪表系统的开发提供一定的参考。
参考文献
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飞行模拟 篇11
航天光学相机作为空间关键有效载荷,主要完成对地测绘、地形勘查、灾害预测、科学研究等重要功能,是卫星完成对地观测任务的核心单元,其获取的遥感图像信息对国家建设、国计民生有着重要意义。
航天光学相机在轨由其电子学系统中的相机综合管理单元进行资源管理和任务调度,其功能、性能和协调性的好坏直接关系到航天光学相机的可靠性及在轨工作寿命,同时由于空间设备工作环境特殊,在执行任务中一旦遇到故障,几乎是不可修复的,因此在相机的研制过程中和交付总体总装前需要进行长期的运行监控与大量的仿真测试,以获取定性、定量参数来评定航天光学相机的各项功能是否满足要求。
到目前为止,人们已经研究出了多种测试设备及测试方法[1,2,3,4],但均以单机功能性测试为主,给定工作参数并判定遥测参数,无法判断相机在轨长期运行过程中卫星姿态及轨道参数连续变化时相机综合管理计算机运行的可靠性,该项测试对需要进行实时相移补偿的航天相机而言尤为重要。
本文针对现有航天光学相机测试手段的上述不足之处,提出了采用航天光学相机模拟在轨飞行测试平台(以下简称“模飞测试平台”)对航天光学相机进行全面测试的方法,除地面站遥测遥控终端可实时解析并显示遥测参数外,还可为相机电子学系统提供在轨飞行所需的姿态及轨道参数,模拟相机综合管理计算机在轨运行时的全部真实状态,同时具备星上接口故障模式仿真测试能力,具有仿真程度高、数据判读快速、故障定位准确等优点。
1 模飞测试平台总体结构
1.1 相机综合管理单元功能
相机综合管理单元主要完成对航天相机的监测与控制任务[3],通常由相机控制器和热控控制器组成。其中相机控制器的主要功能包括通过CAN总线接收飞行器中心计算机姿轨数据及注入指令;管理相机的运行状态、对内部信息进行采集后通过CAN总线向飞行器中心计算机返回遥测参数;实时驱动调偏流机构至预定位置,并根据需求进行指令调焦控制;接收GPS秒脉冲和CAN总线时标信息。热控控制器的主要功能是负责对相机的工作环境温度进行主动控制,以保证相机始终工作在一个适宜的温度环境中,通过CAN总线接收飞行器中心计算机热控模式及门限设置指令并返回热控遥测参数。
1.2 模飞测试平台组成
模飞测试平台由三大部分组成:平台星务计算机模拟器、平台GPS模拟器以及地面站遥测遥控终端模拟器。相机综合管理单元与模飞测试平台的连接关系如图1所示。
1.3 模飞测试平台工作原理
1.3.1 平台星务计算机模拟器
平台星务计算机模拟器主要功能为接收地面站遥测遥控终端模拟器发送的卫星姿态角、姿态角速度仿真数据源信息及相机控制器、热控控制器相关指令信息,将信息转换为星上数据格式后实现模拟中心机的双CAN总线数据指令帧的发送;完成数据同步广播帧的双CAN总线模拟发送;接收并转发相机控制器、热控控制器遥测参数帧及应答帧;可模拟中心机中任意1路及2路CAN总线故障状态。
1.3.2 平台GPS模拟器
平台GPS模拟器的主要功能为接收地面站遥测遥控终端模拟器轨道数据源信息,将该轨道数据源转换为星上轨道数据格式后实现模拟GPS的双CAN总线轨道数据广播帧的模拟;每秒提供OC形式的秒脉冲信号;可模拟GPS中任意1路及2路CAN总线故障状态;可模拟GPS秒脉冲硬件故障状态。
1.3.3 地面站遥测遥控终端模拟器
地面站遥测遥控终端模拟器负责向平台星务计算机模拟器提供姿态及姿态角速度数据源,向平台GPS模拟器提供轨道数据源,向测试人员提供人机交互界面,具备指令序列生存、遥控指令发送及遥测参数解析等功能。
轨道数据源采用STK进行卫星轨道仿真,对被测相机工作的轨道进行数据分析与预测。依照测试时间长短,可获取卫星一天或更长时间的轨道参数并存储成特定格式的可读文件供地面站遥测遥控终端模拟器实时读取。姿态数据源是采用卫星动力学进行Matlab仿真得到的。
2 模飞测试平台硬件设计
平台星务计算机模拟器和GPS模拟器硬件设计类似,采用集成度高且具有丰富的片内外围设备的DSP TMS320F2812作为主控制器。该控制器内部有64 K的SRAM及128 K的FLASH,并内嵌有e CAN模块,支持CAN2.0B协议,便于与地面站遥测遥控终端模拟器之间进行CAN总线通信。除此之外,该控制器经过PLL倍频后可工作在150 MHz下,高速指令执行速度可使CAN总线工作至最短帧间隔状态,可使得相机综合管理单元的测试更加充分。GPS模拟器是在平台星务计算机模拟器的基础上增加了OC形式的秒脉冲接口。
TMS320F2812系统基本组成硬件电路模块如电源模块、晶体振荡器模块、复位模块、JTAG接口模块等均有大量参考电路[5,6],此处不再赘述。本文仅针对测试接口需求,给出平台星务计算机模拟器和GPS模拟器外围3条CAN总线接口扩展参考电路和GPS秒脉冲输出参考电路。
地面站遥测遥控终端模拟器由PC机外接CAN分析仪作为主体,采用VC语言开发遥控指令发送界面及遥测指令解析界面。
2.1 CAN总线扩展
2.1.1 片上CAN总线
选用TI公司的SN65HVD230作为CAN控制器和物理总线接口,提供对总线的差动发送和接收能力。由于SN65HVD230和F2812均为3.3 V接口,因此SN65HVD230的D、R引脚分别连至2812的CANTX、CANRX引脚即可,硬件原理如图2所示。
2.1.2 外扩CAN总线
由于TMS320F2812仅提供1路e CAN接口且该接口用于平台星务计算机模拟器和GPS模拟器与地面站遥测遥控终端模拟器之间进行数据通信,因此需要另外扩充2路星上标准CAN总线,即CAN总线通信控制器为SJA1000、CAN总线收发器为PCA82C250的组合方式与被测试的相机综合管理单元进行主备通信。
由于SJA1000是采用地址总线和数据总线分时复用结构通过ALE信号来锁存地址而TMS320F2812采用地址线和数据线分离的设计方法,同时两者间电平也不一致。因此外扩CAN总线核心电路模块主要由2部分构成:接口逻辑转换电路和接口电平转换电路。外扩双CAN总线结构逻辑框图如图3所示。
本文采用UT54ACS164245解决了DSP地址/数据线的分离与SJA1000地址/数据线共用的接口以及电平转换问题。使用Xinlinx FPGA完成逻辑译码控制,产生SJA1000的地址锁存信号ALE、片选信号CS等,即将ALE、CS及RST分别虚拟为存储器地址,由FPGA根据TMS320F2812在读写控制时的访问地址产生相应的控制信号。SJA1000的INT引脚也间接与DSP的INT相连,从而实现中断方式的CAN通信。
2.2 GPS秒脉冲
GPS秒脉冲设计为OC形式输出,采用二级管隔离控制信号和三级管,可以有效防止三级管被击穿时对控制信号输出电路的高电压冲击,采用双路驱动可以提供有效的备份手段。GPS秒脉冲接口电路形式如图4所示。
3 模飞测试平台软件设计
模飞测试平台软件由中心计算机模拟器DSP程序、平台GPS模拟器DSP程序和地面站遥测遥控终端控制显示VC程序三部分组成。
中心计算机模拟器DSP程序和平台GPS模拟器DSP程序软件基本一致,软件核心思想是进行CAN总线数据转发:通过片上CAN总线接收地面站遥控指令及参数并转发至外扩双CAN总线至相机综合管理单元;通过外扩双CAN总线接收相机综合管理单元遥测参数转发至片上CAN总线,至地面站遥测遥控终端模拟器进行解析、显示和存储。
基于TMS320F2812内嵌e CAN模块的CAN总线通信相关软件设计参考文献[7,8],本文重点介绍地面站遥测遥控终端模拟器VC软件设计。
3.1 软件总体结构
地面站遥测遥控终端模拟器采用Visual C++6.0进行开发,基于PC机的CAN总线接口采用USBCAN-2A/II型CAN分析仪实现。在VC主框架程序中添加其库函数ControlCAN.h、ControlCAN.lib、ControlCAN.dll和一个文件夹kerneldlls后,即可通过OpenDevice()、CloseDevice()、InitCan()、StartCAN()、Transmit()、Receive()等函数完成与平台星务计算机模拟器和GPS模拟器进行CAN总线通信。
地面站遥测遥控终端中测试指令发送、遥测参数解析、遥测参数显示与存储等各独立任务均采用多线程技术实现并行处理,避免某项任务长时间占用CPU时间以保证系统的实时性。
3.2 姿态轨道数据生成与发送
卫星轨道六根数参数主要从STK中仿真提取,然后利用Matlab引擎和STK联立,从STK中提取WGS84坐标系下的速度矢量和位置矢量,星下点经纬度以及惯性坐标系下的速度矢量和位置矢量,利用此进行相机像移速度矢量的计算。
系统姿态数据生成采用模型仿真和离线数据读入的方式,利用Matlab软件Simulink模块搭建姿态仿真系统,构建卫星姿态动力学和运动学模型,选择控制敏感器及执行机构并建立其传递函数关系。按照飞行器的姿态控制算法对该飞行器姿态进行控制,Matlab的仿真结果会存储三轴姿态角和姿态角速度数据。该仿真系统周期可以通过编程改变,以适应各种控制模式需要。
最终姿态及轨道数据以文本形式分别存储在地面站遥测遥控终端模拟器PC机中,并且定时每秒发送一次,本系统直接使用定时器函数SetTimer()实现在Windows下定时。轨道数据发送示例代码如下:
3.3 控制指令发送
控制指令在VC界面显示为不同的指令按钮,进行测试时通过点击不同按钮从而触发对应的指令发送函数。下面以CCD级数设置指令示例代码说明带参控制指令发送过程,不带参指令与此类似。
3.4 遥测参数数据库存储
由于相机综合管理单元的测试阶段显示在遥测遥控终端模拟器显示界面上的数据信息只是反映航天相机当前状态,测试人员无法做出完整判断。因此要将测试阶段所采集得到的航天相机遥测参数以一定格式保存下来,方便测试人员对该测试时段的相机状态进行总体分析与判断。依据该需求同时便于与其它分析软件接口,本文采用ADO数据库访问技术并配合多线程程序设计,将现场采集的遥测参数存储在Access数据库中。
数据库记录分为两部分,数据库建立及初始化和数据库记录线程。程序流程图如图5所示。
数据库建立及初始化代码如下:
数据库记录过程是采用Open()、AddNew()、Update()以及Move Last()等函数打开数据库记录集,增加并更新数据库记录,移动指针至下一次记录位置。数据库记录过程示例代码略。
4 实际应用及遥测参数显示
平台中心计算机模拟器与平台GPS模拟器采用一体化设计手段,共用机壳结构,参与测试设备及设备间连接关系如图6所示。
通过地面站遥测遥控终端模拟器指令发送界面可向相机综合管理单元发送CCD拍照控制、CCD参数设置、调焦控制、软件注入、热控模式设置及热控门限类设置等指令用于相机控制器和热控控制器功能测试,并分别通过图7、图8所示的相机控制器和热控控制器遥测参数显示界面对遥测参数进行判读以判断设备工作状态,同时该遥测参数以文本形式进行存储,方便回放遥测参数进行故障定位。
5 结论
本文针对目前航天相机地面测试设备无法满足模拟相机在轨长期运行过程中卫星姿态及轨道参数连续变化时相机综合管理单元的测试需求,提出了一种新型的航天光学相机模拟在轨飞行测试平台,详细说明了该测试平台的硬件组成及设计原理,并给出关键硬件参考电路。此外,结合实际测试应用有针对性地给出了姿态轨道数据生成与发送、测试指令发送和遥测参数数据库存储等关键软件设计参考代码。
该系统目前已成功应用于某型号航天相机综合管理单元的测试工作,实现了相机在轨的全过程模拟,研发人员根据测试结果能够及时发现问题并完善设计,得到了很好的测试效果。实践证明本文所提出的模飞测试平台具备模拟全部星上指令及数据接口的能力,可对相机进行综合测试,适用于相机各个测试阶段,既能提高相机研发效率和可靠性,又能降低研制成本,填补了我国航天光学相机在轨模拟飞行测试的空白,具有广泛的实际工程应用价值。
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