飞行控制系统的快速原型设计与半物理仿真方法及系统

摘要

本发明涉及一种飞行控制系统的快速原型设计与半物理仿真方法及系统，属于飞行控制领域。其包括：飞行动力学模型运行模块、三轴转台、姿态传感器、压力变换装置、压力传感器、仿真计算机、升降舵机、副翼舵机、方向舵机和配平舵机。本发明通过设计和建立飞行控制系统的原型以及半物理仿真系统，使得能进行基于模型的飞行控制系统设计、数学仿真和原型系统实现，并通过半物理仿真实时完成对飞行控制系统的性能测试和软件验证，实现飞行控制系统设计、数学仿真和原型系统以及半物理仿真的一体化。

说明书

技术领域

本发明涉及一种飞行控制系统的快速原型设计与半物理仿真方法及系统， 属于飞行控制领域。

背景技术

飞行控制系统的设计可分为两个主要阶段：理论设计阶段和工程设计阶段。

理论设计阶段：主要根据系统功能和性能需求，采用适当设计理论进行控 制律设计，即控制器或计算机的控制指令算法，在设计完成后通过数学仿真进 行控制律验证，即功能和性能测试。

工程设计阶段：需要对系统的硬件配置进行设计，并同时进行软件的编写。 并通过原理样机的制造来验证理论和工程设计的结果是否满足论证时所提出的 性能需求。

现代飞行控制系统完全是数字化的并以数字计算机为主要核心建造的，其 功能和性能完全是由软件来实现的，若要验证软件的功能和性能，必须在原理 样机研制完成以后通过半物理仿真才能实施。

由于理论和工程设计中的不完备性(由于系统正在设计过程中，因此没有 一个现实系统可以借鉴，只能依赖理论结果，这样导致如飞行控制系统的控制 律设计完全是依赖于模型的，而没有考虑具体实现时如计算机和传感器的延迟 效应、计算机计算量和速度等问题)，将导致最初原理样机设计是有一定缺陷的， 不完备的硬件平台和软件接口将使得软件的调整和试验受到极大的影响，这往 往需要通过对原理样机软硬件进行不断地修改设计才能达到要求，因此对原理 样机的修改设计和对飞行控制系统软件的验证试验基本上是同步进行的，这将 使得对软件验证变得困难，显著地降低了研制效率并使得软件可靠性下降。

在这种情况下研制工作主要关注于对系统的不断修改，而忽略了对系统整 体性能的关注，也使得系统的整体技术并不完全处于最优或次优的状态，同样 系统的性能也无法得到最优的保证。并也会导致项目周期长，费用高，缺乏必 要的可靠性，甚至导致项目失败。

目前已有的飞行控制系统设计和原理样机技术主要有以下缺点：

(1)原理样机软件和硬件在初期设计中是不完备；

(2)软件不是基于模型化并经过验证后设计的；

(3)设计、数学仿真和半物理仿真是分开独立进行的；

(4)系统研制效率低、周期长和成本高；

(5)无法实现即想即所得的设计思想。

这就要求在飞行控制原理样机研制之前，引入各种试验手段，并由可靠性 高的实时软/硬件平台做支持，用半物理仿真的手段进行飞行控制系统的软件进 行验证与试验，即希望寻找一种方法或系统能将理论设计结果进行快速地验证 和测试，并能确定符合系统功能和性能要求的软硬件体系，为原理样机的研制 提供正确的硬件技术方案和飞行控制系统软件。

发明内容

本发明的目的是为了克服已有飞行控制系统的设计和仿真技术中存在的问 题，提出一种飞行控制系统的快速原型设计与半物理仿真方法及系统。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的。

一种飞行控制系统的快速原型设计与半物理仿真方法，其具体实施步骤为：

步骤1：将姿态传感器安装在三轴转台上；将压力传感器安装在压力变换装 置的内部；在仿真计算机上安装技术计算语言软件(Matlab)、仿真和基于模型 的设计软件(Simulink)和实时仿真测试环境(Simulation Workbench)。

步骤2：在仿真计算机上运行Matlab和Simulink软件，按设计要求得到飞 机控制系统控制律。

步骤3：在仿真计算机上运行Simulation Workbench软件，加载步骤2得到 的飞机控制系统控制律，并设置仿真实验的时间T和步长t。

步骤4：确定飞行动力学方程，并设置初始值；根据飞行动力学方程及初始 值，产生飞机姿态角数据、飞机高度、飞机速度和飞机垂直速度，并把飞机姿 态角数据发送给三轴转台，把飞机高度、飞机速度和飞机垂直速度传递给压力 变换装置。

步骤5：姿态传感器感知三轴转台运动的姿态角，并将结果发送至仿真计算 机。

步骤6：压力变换装置对飞机高度、飞机速度和飞机垂直速度数据进行处理， 计算得到飞机所处环境的大气压力，并控制压力变换装置内部的气体压力与所 述飞机所处环境的大气压力相等。

步骤7：压力传感器感知压力变换装置内部的气体压力，并将结果发送至仿 真计算机。

步骤8：使用仿真计算机上运行的Simulation Workbench软件，对姿态传感 器发送来的姿态角数据和压力传感器发送来的气体压力数据按控制律进行处 理，得到升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角和配平调整片偏角指令数据，并 将升降舵偏角信号发送至俯仰舵机，将副翼偏角信号发送至滚转舵机，将方向 舵偏角信号发送至航向舵机，将配平调整片偏角信号发送至配平舵机。

步骤9：俯仰舵机将升降舵偏角转换为升降频率信号；滚转舵机将副翼偏角 转换为副翼频率信号；航向舵机是将方向舵偏角转换为方向频率信号；配平舵 机将配平调整片偏角转换为配平频率信号。

步骤10：使用步骤3确定的飞行动力学方程，以及步骤9得到的升降频率 信号、副翼频率信号、方向频率信号和配平频率信号，产生飞机姿态角数据、 飞机高度、飞机速度和飞机垂直速度，并把飞机姿态角数据发送给三轴转台， 把飞机高度、飞机速度和飞机垂直速度传递给压力变换装置。然后反复执行步 骤5至步骤10的操作，直到仿真实验时间长度达到T，停止操作。

实现上述方法的一种飞行控制系统的快速原型设计与半物理仿真系统，包 括：飞行动力学模型运行模块、三轴转台、姿态传感器、压力变换装置、压力 传感器、仿真计算机、俯仰舵机、滚转舵机、航向舵机和配平舵机。

所述飞行动力学模型运行模块中有是一组飞行动力学方程；飞行动力学模 型运行模块主要作用是根据升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角和配平调整片 偏角数据，利用飞行动力学方程产生飞机姿态角数据、飞机高度、飞机速度和 飞机垂直速度，并把飞机姿态角数据发送给三轴转台，把飞机高度、飞机速度 和飞机垂直速度传递给压力变换装置。

所述三轴转台的主要作用是接收飞行动力学模型运行模块发送来的飞机姿 态角数据，并根据飞机姿态角指令进行运动。

所述姿态传感器安装在三轴转台上，其主要作用是感知三轴转台运动的姿 态角，并将结果发送至仿真计算机。

所述压力变换装置对飞机高度、飞机速度和飞机垂直速度数据进行处理， 计算得到飞机所处环境的大气压力，并控制压力变换装置内部的气体压力与所 述飞机所处环境的大气压力相等。

所述压力传感器安装在压力变换装置的内部，其主要作用是感知压力变换 装置内部的气体压力，并将结果发送至仿真计算机。

所述仿真计算机内安装有技术计算语言软件(Matlab)、仿真和基于模型的 设计软件(Simulink)和实时仿真测试环境(Simulation Workbench)。其主要作 用是：①通过运行Simulink软件，得到飞机控制系统控制律。②通过运行 Simulation Workbench软件，加载飞机控制系统控制律，对姿态传感器发送来的 姿态角数据和压力传感器发送来的气体压力数据按控制律进行处理，得到升降 舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角和配平调整片偏角数据，并将升降舵偏角发送 至俯仰舵机，将副翼偏角发送至滚转舵机，将方向舵偏角发送至航向舵机，将 配平调整片偏角发送至配平舵机。

所述俯仰舵机的主要作用是将升降舵偏角转换为升降频率信号，并发送至 飞行动力学模型运行模块。

所述滚转舵机的主要作用是将副翼偏角转换为副翼频率信号，并发送至飞 行动力学模型运行模块。

所述航向舵机的主要作用是将方向舵偏角转换为方向频率信号，并发送至 飞行动力学模型运行模块。

所述配平舵机的主要作用是将配平调整片偏角转换为配平频率信号，并发 送至飞行动力学模型运行模块。

飞行控制系统的快速原型设计系统各模块的连接关系为：

飞行动力学模型运行模块的输出端分别与三轴转台和压力变换装置的输入 端连接；姿态传感器安装在三轴转台上，姿态传感器的输出端与仿真计算机的 输入端连接；压力传感器安装在压力变换装置的内部，压力传感器的输出端与 仿真计算机的输入端连接；仿真计算机的输出端分别与俯仰舵机、滚转舵机、 航向舵机和配平舵机的输入端连接；俯仰舵机、滚转舵机、航向舵机和配平舵 机的电信号输出端均与连接飞行动力学模型运行模块的输入端连接。

有益效果

本发明提出的一种飞行控制系统的快速原型设计与半物理仿真方法及系统 与已有飞行控制系统设计方法相比较，具有如下优点：

①本发明方法可以根据理论设计结果快速得到飞机控制系统的原型，提高 系统研制效率，缩短研制周期。

②可以在同一个平台上进行原型系统的功能和性能验证。

③能够实现即想即所得的设计思想。

④通过验证的原型系统软件具有可移植性。

⑤原型系统对嵌入式系统的硬件设计具有指导意义。

附图说明

图1为本发明具体实施方式中飞行控制系统的快速原型设计与半物理仿真 系统结构框图。

具体实施方式

为了更清楚的说明本发明的技术方案，下面将结合1个具体实施例以及附 图对本发明的技术方案进行更完整的描述。

本实施例中的飞行控制系统的快速原型设计与半物理仿真系统，包括：飞 行动力学模型运行模块、三轴转台、姿态传感器、压力变换装置、压力传感器、 仿真计算机、俯仰舵机、滚转舵机、航向舵机和配平舵机。

飞行动力学模型运行模块采用iHawk Simbox仿真计算机，内置一组飞行动 力学方程；其主要作用是根据升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角和配平调整 片偏角数据，利用飞行动力学方程产生飞机姿态角数据、飞机高度、飞机速度 和飞机垂直速度，并通过RS422串口将把飞机姿态角数据发送给三轴转台，把 飞机高度、飞机速度和飞机垂直速度传递给压力变换装置。RS422串口通信参 数：波特率：921600bit/s、数据位：8bit、停止位：1bit、无校验。

三轴转台的主要作用是接收飞行动力学模型运行模块发送来的飞机姿态角 数据，并根据飞机姿态角指令进行运动。

姿态传感器安装在三轴转台上，其主要作用是感知三轴转台运动的姿态角， 并将结果发送至仿真计算机。

压力变换装置对飞机高度、飞机速度和飞机垂直速度数据进行处理，计算 得到飞机所处环境的大气压力，并控制压力变换装置内部的气体压力与所述飞 机所处环境的大气压力相等。

压力传感器安装在压力变换装置的内部，其主要作用是感知压力变换装置 内部的气体压力，并将结果发送至仿真计算机。

仿真计算机采用iHawk Simbox仿真计算机，Simbox仿真计算机的三块板 卡分别是：

PMC-16AIO A/D采集卡：PMC-16AIO是带有32通道模拟量输入、4通道 模拟量输出、16位数字端口的A/D采集卡，模拟量输入输出范围为±10V。

NI PXI-6602定时/计数器板卡：NI PXI-6602是带有数字I/O线的8通道计 数器/定时器板卡、80MHz最大源频率(使用预定标度可达125MHz)、8通道， 32位加减计数器/定时器模块、3种同步高速DMA转换能力、数字去抖动滤波 器、32条数字I/O线(5V TTL/CMOS)

MOXA CP-118EL-A多串口卡：CP-118EL-A是一款聪明型8口PCI Express 多串口卡，Unix，它的8个RS-232/422/485串口均可支持高达921.6Kbps的通 信速率。

仿真计算机内部安装有技术计算语言软件Matlab、仿真和基于模型的设计 软件Simulink和实时仿真测试环境Simulation Workbench。其主要作用是：①通 过运行Simulink软件，得到飞机控制系统控制律。②通过运行Simulation  Workbench软件，加载飞机控制系统控制律，对姿态传感器发送来的姿态角数据 和压力传感器发送来的气体压力数据按控制律进行处理，得到升降舵偏角、副 翼偏角、方向舵偏角和配平调整片偏角数据，并将升降舵偏角发送至俯仰舵机， 将副翼偏角发送至滚转舵机，将方向舵偏角发送至航向舵机，将配平调整片偏 角发送至配平舵机。

Simulation Workbench作为仿真框架软件，能够支持多种程序语言的模型， 包括Matlab/simulink和C语言用户模型；C、python、SWs/SWm语言实时测试 脚本；驻留于内存的实时数据库；支持多模型、多速率仿真；实时的基于频率 的调度机制；提供集成C、C++及Fortran模型丰富的API。

俯仰舵机的主要作用是将升降舵偏角转换为升降频率信号，并发送至飞行 动力学模型运行模块。

滚转舵机的主要作用是将副翼偏角转换为副翼频率信号，并发送至飞行动 力学模型运行模块。

航向舵机的主要作用是将方向舵偏角转换为方向频率信号，并发送至飞行 动力学模型运行模块。

配平舵机的主要作用是将配平调整片偏角转换为配平频率信号，并发送至 飞行动力学模型运行模块。

飞行控制系统的快速原型设计系统各模块的连接关系为：

飞行动力学模型运行模块的输出端分别与三轴转台和压力变换装置的输入 端连接；姿态传感器安装在三轴转台上，姿态传感器的输出端与仿真计算机的 输入端连接；压力传感器安装在压力变换装置的内部，压力传感器的输出端与 仿真计算机的输入端连接；仿真计算机的输出端分别与俯仰舵机、滚转舵机、 航向舵机和配平舵机的输入端连接；俯仰舵机、滚转舵机、航向舵机和配平舵 机的电信号输出端均与连接飞行动力学模型运行模块的输入端连接。

使用上述系统对飞行控制系统进行设计和仿真的具体实施步骤为：

步骤1：将姿态传感器安装在三轴转台上；将压力传感器安装在压力变换装 置的内部；在仿真计算机上安装技术计算语言软件Matlab、仿真和基于模型的 设计软件Simulink和实时仿真测试环境Simulation Workbench。

步骤2：在仿真计算机上运行Matlab和Simulink软件，按设计要求得到飞 机控制系统控制律。

步骤3：在仿真计算机上运行Simulation Workbench软件，加载步骤2得到 的飞机控制系统控制律，并设置仿真实验的时间T＝15分钟和步长t＝0.001秒。

步骤4：确定飞行动力学方程，并设置初始值；根据飞行动力学方程及初始 值，产生飞机姿态角数据、飞机高度、飞机速度和飞机垂直速度，并把飞机姿 态角数据发送给三轴转台，把飞机高度、飞机速度和飞机垂直速度传递给压力 变换装置。

步骤5：姿态传感器感知三轴转台运动的姿态角，并将结果发送至仿真计算 机。

步骤6：压力变换装置对飞机高度、飞机速度和飞机垂直速度数据进行处理， 计算得到飞机所处环境的大气压力，并控制压力变换装置内部的气体压力与所 述飞机所处环境的大气压力相等。

步骤7：压力传感器感知压力变换装置内部的气体压力，并将结果发送至仿 真计算机。

步骤8：使用仿真计算机上运行的Simulation Workbench软件，对姿态传感 器发送来的姿态角数据和压力传感器发送来的气体压力数据按控制律进行处 理，得到升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角和配平调整片偏角指令数据，并 将升降舵偏角信号发送至俯仰舵机，将副翼偏角信号发送至滚转舵机，将方向 舵偏角信号发送至航向舵机，将配平调整片偏角信号发送至配平舵机。

步骤9：俯仰舵机将升降舵偏角转换为升降频率信号；滚转舵机将副翼偏角 转换为副翼频率信号；航向舵机是将方向舵偏角转换为方向频率信号；配平舵 机将配平调整片偏角转换为配平频率信号。

步骤10：使用步骤3确定的飞行动力学方程，以及步骤9得到的升降频率 信号、副翼频率信号、方向频率信号和配平频率信号，产生飞机姿态角数据、 飞机高度、飞机速度和飞机垂直速度，并把飞机姿态角数据发送给三轴转台， 把飞机高度、飞机速度和飞机垂直速度传递给压力变换装置。然后反复执行步 骤5至步骤10的操作，直到仿真实验时间长度达到15分钟，停止操作。

虽然结合附图描述了本发明的实施方式，但是对于本领域技术人员来说， 在不脱离本发明原理的前提下，还可以做出若干改进，这些也应视为属于本发 明的保护范围。