龔 錚，武文峰

(中國空空導(dǎo)彈研究院，河南 洛陽 471009)

某型試飛器是為滿足新型發(fā)動機飛行試驗需求而研制的飛行平臺，其飛控系統(tǒng)是試飛器中結(jié)構(gòu)復(fù)雜、可靠性要求高的關(guān)鍵部件之一?？刂葡到y(tǒng)的參數(shù)確定需經(jīng)過計算、設(shè)計和測試等多個階段，僅僅使用數(shù)學(xué)仿真和動態(tài)測試，不足以保證系統(tǒng)控制性能的正確性。為了降低飛行試驗的風(fēng)險，提高試驗的成功概率，縮短研制周期，針對飛控系統(tǒng)的半實物仿真試驗，對于試飛器而言，顯得十分必要。

半實物仿真將部分實物部件接入到仿真回路中，取代相應(yīng)部分的數(shù)學(xué)模型［1］，能夠克服數(shù)學(xué)模型的不精確以及干擾等因素的影響，更加真實地反映系統(tǒng)的實際情況，其仿真結(jié)果具有較高的置信度。本文針對某型試飛器的飛控系統(tǒng)的半實物仿真試驗需求，設(shè)計了半實物仿真系統(tǒng)，介紹了系統(tǒng)的調(diào)試步驟，給出仿真結(jié)果，并進行了偏差分析。

1 仿真系統(tǒng)總體設(shè)計

某型試飛器采用程控制導(dǎo)方案［2］，飛控系統(tǒng)包括三通道控制的飛控計算機，陀螺和加速度計構(gòu)成的慣性測量組件，和四路電動舵機構(gòu)成的執(zhí)行機構(gòu)。

1.1 系統(tǒng)任務(wù)分析

半實物仿真貫穿于試飛器飛控系統(tǒng)研制的全過程。其任務(wù)包括以下幾點:

1)進行飛控系統(tǒng)的性能仿真，以檢查其實際性能是否滿足系統(tǒng)指標，為控制系統(tǒng)的參數(shù)設(shè)計、總體誤差分配提供仿真參考條件;

2)考核慣性測量組件、導(dǎo)航軟件和控制算法，以及執(zhí)行機構(gòu)等各個分系統(tǒng)之間的協(xié)調(diào)性和匹配性;

3)進行各種狀態(tài)下的拉偏試驗，考核系統(tǒng)的抗干擾性能和穩(wěn)定性能，檢查各種交叉耦合干擾對其影響，以達到優(yōu)化系統(tǒng)設(shè)計，提高系統(tǒng)可靠性的目的，為試飛器的飛行試驗成功奠定基礎(chǔ)。

系統(tǒng)的建設(shè)目標是構(gòu)造一個分布式、實時、半實物仿真系統(tǒng)，并具有良好的開放性和擴展性，便于后續(xù)仿真設(shè)備和參試部件的加入。

1.2 仿真框架設(shè)計

在仿真系統(tǒng)中，各個仿真節(jié)點均需要運行相應(yīng)的仿真軟件以實現(xiàn)不同的功能任務(wù)，同時各節(jié)點之間的數(shù)據(jù)交換要保證嚴格的實時性和同步性。因此，各節(jié)點的異構(gòu)性和數(shù)據(jù)的同步性要求，使得仿真框架變得十分復(fù)雜。

為了確保整個系統(tǒng)能夠協(xié)調(diào)、有序地完成仿真任務(wù)，并考慮到系統(tǒng)的適應(yīng)性、維護性、擴展性要求，采用分布式設(shè)計方案。以VMIC 實時光纖網(wǎng)絡(luò)為通訊基礎(chǔ)，吸收Windows 操作系統(tǒng)消息、事件驅(qū)動的先進思想，借鑒服務(wù)器/客戶機(Server/Client)的運行機制，將仿真節(jié)點分為服務(wù)器、客戶機和監(jiān)聽機三種類型［3］。

1)服務(wù)器。服務(wù)器的主要任務(wù)是管理整個系統(tǒng)的仿真數(shù)據(jù)，負責(zé)系統(tǒng)的任務(wù)調(diào)度和控制;在仿真中產(chǎn)生實時同步信號，并監(jiān)控其余節(jié)點的運行狀態(tài)，維護系統(tǒng)的刷新和數(shù)據(jù)的同步。

2)客戶機?？蛻魴C響應(yīng)服務(wù)器的同步信號，根據(jù)本節(jié)點的任務(wù)要求，進行對仿真數(shù)據(jù)的生產(chǎn)或消費的工作。

3)監(jiān)聽機。監(jiān)聽機不產(chǎn)生仿真數(shù)據(jù)，僅僅根據(jù)仿真運行狀態(tài)和節(jié)點任務(wù)要求完成數(shù)據(jù)的消費，并且不響應(yīng)系統(tǒng)的同步信號。

1.3 系統(tǒng)構(gòu)成方案

根據(jù)試驗任務(wù)需求和參加仿真的設(shè)備數(shù)目，設(shè)計出半實物仿真系統(tǒng)的總體方案，圖1 給出了仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖。試飛器的飛控計算機、慣性測量組件和電動舵機接入到仿真回路中，使用三軸轉(zhuǎn)臺模擬試飛器的空間姿態(tài)，采用負載模擬臺模擬舵機軸處受到的鉸鏈力矩，采用慣組模擬器來模擬試飛器的線加速度;同時，采用數(shù)學(xué)仿真模型計算導(dǎo)彈的空間動力學(xué)和運動學(xué)，用產(chǎn)品接口測試來完成系統(tǒng)和飛控計算機的通訊。

該仿真系統(tǒng)中，仿真綜控臺為服務(wù)器節(jié)點，視景仿真為監(jiān)聽機節(jié)點，其余節(jié)點均為客戶機節(jié)點。

1.4 仿真系統(tǒng)擴展

隨著半實物仿真試驗室的建設(shè)，需要在原有基礎(chǔ)上進行擴充和升級，在改造的同時保留原有系統(tǒng)的全部功能，并保證其與新加入的系統(tǒng)能夠互聯(lián)并協(xié)同工作，這就要求系統(tǒng)具有良好的擴展性。

采用服務(wù)器/客戶機體系的仿真框架，具有良好的擴展性。對于新加入的節(jié)點，只需按照以下步驟，即可完成仿真系統(tǒng)的擴展。

1)安裝VMIC 反射內(nèi)存卡，通過光纖將其接入實時光纖網(wǎng)絡(luò)上，完成新節(jié)點和老節(jié)點的通訊互聯(lián)。

2)在設(shè)計節(jié)點任務(wù)軟件時，按照客戶機或監(jiān)聽機的軟件框架進行編寫，使得新節(jié)點能夠響應(yīng)綜控臺的仿真中斷消息。

3)根據(jù)新的仿真任務(wù)，編寫相應(yīng)的試驗大綱和方案。修改關(guān)聯(lián)節(jié)點軟件中的網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)配置，使得系統(tǒng)的數(shù)據(jù)流是閉合的，確保仿真試驗的正常進行。

圖1 仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖

2 仿真系統(tǒng)調(diào)試試驗過程

當把數(shù)學(xué)仿真模型轉(zhuǎn)換為半實物仿真模型，并且完成各個節(jié)點的軟件編寫后，即可準備進行仿真試驗。在進行半實物仿真試驗前，為了防止不當操作對產(chǎn)品造成損壞，保證試驗的順利完成，必須按照一定的步驟來進行仿真系統(tǒng)的調(diào)試，調(diào)試過程應(yīng)當遵循從部件到系統(tǒng)，從開環(huán)到閉環(huán)的基本原則。下面給出仿真系統(tǒng)的調(diào)試試驗過程［4］。

2.1 接口匹配性試驗

接口匹配性試驗主要考核電氣接口適配性，通訊接口正確性，慣組模擬器的準確性，以及仿真設(shè)備極性等幾個方面。

1)電氣接口適配性試驗。電氣接口試驗主要考核飛控計算機與仿真系統(tǒng)之間接口電氣特性的適配性，包括飛控計算機的離散輸入輸出信號，舵控模擬信號等，并檢查產(chǎn)品和仿真設(shè)備的電源供電線路。

2)通訊接口正確性試驗。通訊接口試驗主要包括兩方面，一方面是各仿真節(jié)點間的數(shù)據(jù)傳輸，即實時光纖網(wǎng)絡(luò)的通訊正確性;另一方面是飛控計算機和仿真系統(tǒng)之間的串行通訊正確性，包括信號傳輸、數(shù)據(jù)解碼等。

3)慣組模擬器性能試驗。主要檢查慣組模擬器對于真實慣組的模擬性能，包括慣組電氣特性的模擬，加速度計模型和陀螺模型的準確性等。

4)設(shè)真設(shè)備極性匹配性試驗。仿真設(shè)備極性主要是指三軸轉(zhuǎn)臺和負載模擬臺的極性。對于轉(zhuǎn)臺而言，要求轉(zhuǎn)臺的3 個轉(zhuǎn)動軸與仿真模型中的發(fā)射坐標系的定義一致;要求負載模擬臺加載的鉸鏈力矩與實際飛行情況一致。

2.2 開環(huán)跟隨試驗

當完成系統(tǒng)接口匹配性試驗后，即可進行開環(huán)跟隨試驗，主要考核三軸轉(zhuǎn)臺隨動性能，導(dǎo)航解算算法和舵混合策略的正確性等。

2.2.1 三軸轉(zhuǎn)臺隨動試驗

在慣組參與仿真時，需將其安裝在三軸轉(zhuǎn)臺。轉(zhuǎn)臺跟隨指令的性能將會影響系統(tǒng)的仿真精度。將轉(zhuǎn)臺加入到仿真系統(tǒng)中，運行數(shù)學(xué)閉環(huán)仿真，轉(zhuǎn)臺控制軟件讀取彈道的姿態(tài)數(shù)據(jù)，控制轉(zhuǎn)臺運動，并將當前的轉(zhuǎn)臺姿態(tài)發(fā)送至實時網(wǎng)絡(luò)。通過對比轉(zhuǎn)臺的指令和實際位置，考核轉(zhuǎn)臺的跟隨性能。

2.2.2 考核導(dǎo)航解算算法

在仿真過程中，飛控計算機中的導(dǎo)航算法根據(jù)收到的慣組信息，解算出試飛器當前姿態(tài)和位置，用于控制系統(tǒng)的計算。因此，必須考核導(dǎo)航算法的解算精度。

將飛控計算機接入到回路，接收慣組模擬器發(fā)出的加計和陀螺信息，產(chǎn)品接口測試系統(tǒng)接收并記錄遙測數(shù)據(jù)。仿真結(jié)束后，通過對比遙測中的導(dǎo)航解算信息和仿真彈道數(shù)據(jù)，考核飛控系統(tǒng)的導(dǎo)航算法。

2.2.3 舵混合策略檢查

試飛器在飛行過程中，三通道控制系統(tǒng)根據(jù)當前姿態(tài)和任務(wù)要求計算出三通道舵控指令，經(jīng)過舵分配后，控制四路舵面轉(zhuǎn)動。負載臺通過角度敏感器采集得到四路舵機的舵偏角，經(jīng)過舵混合后得到三路等效舵偏角，供仿真模型進行氣動插值計算。因此，必須考核舵混合策略的正確性。

將飛控和舵機接入到仿真回路，但依然進行開環(huán)跟隨試驗。仿真結(jié)束后，對比遙測數(shù)據(jù)中的三路舵控指令和經(jīng)過舵混合策略后得到的三路舵偏角，檢查舵混合策略的正確性。

2.2.4 飛控控制律初步驗證

進行全系統(tǒng)的開環(huán)跟隨仿真試驗。將采集得到舵偏曲線和數(shù)學(xué)仿真中的舵偏曲線進行對比。通過對比同一種飛行狀態(tài)下，飛控計算機和數(shù)學(xué)模型的舵控輸出，初步驗證飛控計算機中控制律的正確性。

2.3 閉環(huán)試驗

當完成接口匹配和開環(huán)跟隨試驗，確定硬件回路和飛控系統(tǒng)的正確性后，即可開始進行閉環(huán)仿真，包括標準彈道試驗和拉偏仿真試驗。

2.3.1 標準彈道試驗

首先進行標準彈道試驗，驗證整個系統(tǒng)的有效性和正確性。在試驗時，應(yīng)逐步添加參試部件，首先只進行飛控在回路的閉環(huán)仿真，然后，將三軸轉(zhuǎn)臺和慣性測量組件接入到仿真回路，最后，再將負載模擬臺和舵機接入回路，完成全系統(tǒng)的閉環(huán)仿真。

2.3.2 拉偏仿真試驗

試飛器在生產(chǎn)組裝中，彈體和發(fā)動機系統(tǒng)的安裝會存在部分偏差，同時，在實際飛行過程中，試飛器會受到大氣環(huán)境、風(fēng)場等干擾。這些偏差會使試飛器的偏離預(yù)定的彈道，甚至?xí)绊懓l(fā)動機的點火，造成飛行試驗失敗。

分析實際飛行中的干擾類型和極限情況，將進行多個類型的拉偏仿真試驗，考核飛控系統(tǒng)在不同干擾下的控制能力和穩(wěn)定性能［5］。主要內(nèi)容如下:

1)不同發(fā)射條件?？己瞬煌l(fā)射條件下，試飛器的飛行彈道，包括發(fā)射點的經(jīng)緯高，發(fā)射點時的初始姿態(tài)等。

2)發(fā)射初始擾動。包括發(fā)射過程中的姿態(tài)偏差、速度偏差，以及分離干擾等。

3)氣動系數(shù)偏差。彈體動力學(xué)模型使用的空氣動力系數(shù)來源于風(fēng)洞吹風(fēng)數(shù)據(jù)，而在氣動力吹風(fēng)過程和數(shù)據(jù)處理過程中，不可避免地會給數(shù)據(jù)帶來誤差，降低氣動數(shù)據(jù)的置信度。因此，有必要對使用的氣動系數(shù)進行拉偏，考查在氣動計算存在偏差下的控制性能。

4)發(fā)動機參數(shù)偏差。發(fā)動機的參數(shù)偏差包括發(fā)動機的安裝角度，推力作用點位置，點火時間延遲以及推力大小偏差等。

5)彈體參數(shù)偏差。彈體參數(shù)偏差主要包括彈體的質(zhì)量、轉(zhuǎn)動慣量、以及質(zhì)心安裝位置等。

6)風(fēng)場環(huán)境偏差。檢驗試飛器在風(fēng)場條件下的飛行狀態(tài)，包括穩(wěn)定風(fēng)場，大氣紊流以及剪切風(fēng)等。

7)沖擊干擾偏差。考核試飛器控制系統(tǒng)在受到各種沖擊干擾下的控制性能，沖擊干擾類型包括分離沖擊擾動，發(fā)動機點火沖擊擾動等。

3 仿真結(jié)果及偏差分析

下面給出同一種仿真狀態(tài)下，半實物仿真與數(shù)字仿真的仿真結(jié)果對比曲線圖，驗證該半實物仿真系統(tǒng)的有效性和正確性，并對仿真對比結(jié)果進行初步分析。

3.1 仿真結(jié)果

下面給出試飛器半實物仿真與數(shù)字仿真的仿真結(jié)果對比。圖2、圖3、圖4 分別為攻角、側(cè)滑角與滾轉(zhuǎn)角變化的仿真結(jié)果對比曲線。圖5、圖6、圖7 為三通道舵偏角變化的仿真結(jié)果對比曲線。

圖2 攻角仿真對比

圖3 側(cè)滑角仿真對比

圖4 滾轉(zhuǎn)角仿真對比

圖5 滾轉(zhuǎn)舵偏角仿真對比

圖6 偏航舵偏角仿真對比

圖7 俯仰舵偏角仿真對比

如圖2-圖7 所示，數(shù)字仿真和半實物仿真的仿真曲線基本一致。仿真結(jié)果表明該半實物仿真系統(tǒng)達到了設(shè)計要求。

3.2 偏差分析

通過初步的定性分析，半實物仿真和數(shù)學(xué)仿真的差異主要是由以下幾部分引起［6］:

1)電氣噪聲。在仿真系統(tǒng)中，由于系統(tǒng)零電位和電氣信號噪聲的存在，會造成半實物仿真和數(shù)學(xué)仿真之間存在差異，可通過改進調(diào)理電路等方法進行改進。

2)轉(zhuǎn)臺跟隨和慣導(dǎo)漂移。在仿真中，三軸轉(zhuǎn)臺的跟隨差異和慣導(dǎo)測量組件的漂移，會使得飛控導(dǎo)航算法計算出的姿態(tài)和位置信息與彈道仿真的結(jié)果不同，繼而使得控制指令存在差異。這兩部分造成偏差，可以通過提高轉(zhuǎn)臺性能和重新校對慣導(dǎo)模型來實現(xiàn)降低。

3)舵機帶載情況下的性能下降。由于真實舵機在仿真過程中，受到負載臺加載的鉸鏈力矩，使得舵機性能下降，造成實際舵偏角與舵控指令存在差異。

對仿真差異的初步分析，只是定性地給出了可能引起偏差的幾個因素，但如果要定量的確定該因素造成的偏差量級，還需要進行逐個部件的接入試驗，以及更加深入的數(shù)據(jù)分析和計算。

4 結(jié)束語

本文通過對仿真任務(wù)的分析，設(shè)計了仿真框架體系，給出了系統(tǒng)方案和后續(xù)擴展方法;然后詳細說明了仿真試驗的試驗步驟;最后通過系統(tǒng)閉環(huán)仿真驗證了系統(tǒng)的有效性和正確性，目前該系統(tǒng)已交付使用。

通過仿真試驗，對本仿真系統(tǒng)可得出以下結(jié)論:某型試飛器的半實物試驗，是檢驗試飛器飛控部件和評估控制性能的有效手段。經(jīng)過驗收測試，系統(tǒng)功能和指標均滿足設(shè)計要求。采用服務(wù)器、客戶機和監(jiān)聽機形式的仿真框架體系設(shè)計，使得整個系統(tǒng)易于升級和維護，便于后續(xù)仿真節(jié)點的陸續(xù)加入。本文給出的系統(tǒng)調(diào)試步驟，對于類似仿真系統(tǒng)的建立，具有一定的工程參考價值。

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