一種基于線性化直升機數(shù)學模型的仿真系統(tǒng)

摘要：為了配合飛行控制系統(tǒng)的設計和開發(fā)，本文設計了一種基于線性化直升機數(shù)學模型的半物理仿真系統(tǒng)。重點講述了仿真系統(tǒng)的系統(tǒng)結構以及各個組成部分的功能，描述了線性化直升機仿真模型的基本原理和實現(xiàn)過程，并以航線飛行為例給出了仿真過程和仿真結果。實際使用表明，本系統(tǒng)具有結構簡單、仿真準確、可靠性高的特點，達到了設計要求。

關鍵詞：無人直升機;線性化模型;數(shù)學模型;仿真系統(tǒng);半物理仿真

飛行控制系統(tǒng)決定了無人直升機的飛行性能，隨著無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(tǒng)越來越復雜。某型半物理仿真系統(tǒng)是為配合飛行控制系統(tǒng)設計而開發(fā)的，主要為直升機飛行動力學模型的驗證與評估、飛行控制軟件的設計與驗證等提供強有力的技術支撐平臺。這對于提升飛行控制系統(tǒng)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(tǒng)功能

某型半物理仿真系統(tǒng)的主要功能包括：

1)模擬無人直升機從起飛到降落整個飛行過程的全狀態(tài)，進行全包線仿真;

2)評估驗證直升機飛行動力學模型的準確性;

3)模擬無人直升機各個傳感系統(tǒng)的報文和動態(tài)特性;

4)可接入飛行控制計算機實物、舵機系統(tǒng)和地面站實物(除去電臺部分)，進行半物理仿真實驗。

2 仿真系統(tǒng)結構

根據(jù)無人直升機仿真模型獲取方式不同，某型半物理仿真系統(tǒng)如圖1、圖2所示，形成了兩種半物理仿真系統(tǒng)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(tǒng)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。各個模擬軟件之間采用共享內(nèi)存的方式進行信息交互。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(shù)據(jù)信息;③模擬傳感系統(tǒng)的報文和動態(tài)特性;④和飛控計算機之間進行網(wǎng)絡通信;⑤和模型機之間進行網(wǎng)絡通信。

2)模型計算機：運行無人直升機FlightLab仿真模型;接收控制輸入，并解算得到無人直升機實時狀態(tài)數(shù)據(jù)。

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

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(jù)無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，可接受用戶界面輸入信息，主要實現(xiàn)模型狀態(tài)量的曲線顯示功能，以及各種傳感器故障類型仿真、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，控制無人直升機的飛行模態(tài)，并接收飛行控制計算機的下行數(shù)據(jù)，顯示、記錄無人直升機飛行過程和任務設備運行狀態(tài)。

2.2 采用仿真測試設備內(nèi)部的線性化模型

如圖2所示，該仿真系統(tǒng)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，還將運行線性化直升機數(shù)學模型模擬軟件。相比于2.1節(jié)所述的半物理仿真系統(tǒng)，該系統(tǒng)平臺搭建簡單且攜帶方便。但是，受到線性化直升機數(shù)學模型的精度限制，該系統(tǒng)僅適用于對仿真精度不高的情況。

3 線性化直升機模型

當進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，常采用仿真機內(nèi)部的直升機線性模型。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調(diào)試過程中的仿真工作。

線性化直升機模型主要實現(xiàn)以下功能：接收飛控計算機解算出的控制輸入數(shù)據(jù);實時運行仿真模型;最后將模型解算得到直升機的相關狀態(tài)數(shù)據(jù)反饋給飛控計算機。線性化直升機模型仿真模塊的輸入輸出關系如圖3所示。

被控對象數(shù)學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(shù)學模型為：

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FlightLah計算得到，且隨著無人直升機飛行狀態(tài)的不同而改變。具體計算過程如下：

1)在FlightLab開發(fā)環(huán)境下，分別對主旋翼、尾槳、機身、平尾、垂尾、發(fā)動機和飛控系統(tǒng)等部件進行建模，并最終綜合成一個完整的無人直升機模型;

2)給定一個穩(wěn)定的飛行狀態(tài)，通過FlightLab進行模型的線性化和配平計算;

3)通過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(wěn)定飛行狀態(tài)下的A、B矩陣。

4 仿真過程及結果

基于線性化直升機模型的直升機仿真過程如下：

1)啟動各個傳感器、舵機、多功能板仿真程序;

2)啟動線性化直升機模型仿真程序：

3)啟動飛行控制軟件程序;

4)通過測控軟件，發(fā)送飛行控制指令，開始飛行仿真;

5)通過測控軟件，顯示、記錄仿真過程參數(shù);

6)對飛行仿真結果進行參數(shù)分析。

以航線飛行仿真為例，其仿真結果如圖5～7所示。

由仿真曲線可知，航線飛行高度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(wěn)態(tài)控制精度能達到±1 m/s。

5 結論

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