薛源, 徐浩軍, 張建林, 葉蔚

(1.空軍工程大學(xué) 航空航天工程學(xué)院, 陜西 西安 710038;2.中國(guó)人民解放軍94270部隊(duì), 山東 濟(jì)南 250114)

0 引言

徐浩軍(1965-)，男，浙江余姚人，教授，博士生導(dǎo)師，研究方向?yàn)轱w行安全與作戰(zhàn)效能評(píng)估。

在無(wú)人機(jī)系統(tǒng)越來(lái)越強(qiáng)調(diào)體系協(xié)同能力的背景下,無(wú)人機(jī)編隊(duì)飛行仿真技術(shù)成為一個(gè)重要的研究方向,擁有廣闊的發(fā)展前景[1-2]。通過(guò)無(wú)人機(jī)編隊(duì)飛行仿真研究可以拓寬無(wú)人機(jī)的應(yīng)用范圍、提高執(zhí)行任務(wù)效能、增加系統(tǒng)冗余度,使其較好地適應(yīng)復(fù)雜環(huán)境,完成單機(jī)無(wú)法自主完成的任務(wù)。

前機(jī)尾流是研究無(wú)人機(jī)編隊(duì)問(wèn)題需要考慮的一個(gè)重要影響因素。國(guó)外學(xué)者較早認(rèn)識(shí)到編隊(duì)情形下尾流場(chǎng)對(duì)后機(jī)氣動(dòng)性能及安全性的影響,并進(jìn)行了相關(guān)研究[3-6]。國(guó)內(nèi)研究人員對(duì)這一問(wèn)題的認(rèn)識(shí)還不夠,定量研究不足,對(duì)無(wú)人機(jī)編隊(duì)情形下長(zhǎng)機(jī)尾流場(chǎng)對(duì)僚機(jī)氣動(dòng)影響的研究較少。研究工作大多是分析尾流對(duì)后機(jī)的氣動(dòng)影響,并沒(méi)有涉及編隊(duì)飛行控制算法。針對(duì)編隊(duì)飛行控制算法的研究大多是基于理想無(wú)尾流擾動(dòng)狀況[7-10],很少涉及前機(jī)尾流對(duì)后機(jī)的氣動(dòng)影響或者研究不深,更少有研究編隊(duì)視景仿真技術(shù)的工作;因此有必要將前機(jī)尾流引入到飛行仿真與跟蹤控制的迭代過(guò)程中,并開(kāi)展視景仿真技術(shù)研究。

本文基于分布式仿真框架[11]構(gòu)建視景仿真系統(tǒng),通過(guò)提供通用的、相對(duì)獨(dú)立的支撐軟件將仿真應(yīng)用與底層通訊功能分離,使各部分運(yùn)用各自的技術(shù),最大限度地提高系統(tǒng)的通用性以及各分系統(tǒng)的互操作性和重用性。本文無(wú)人機(jī)編隊(duì)視景及態(tài)勢(shì)采用基于OPENGL的圖形建模技術(shù)進(jìn)行開(kāi)發(fā),并采用衛(wèi)星圖片與航空照片、貼圖與三維場(chǎng)景模型相結(jié)合的地景構(gòu)建方式,視景仿真中的大地景精度較高,真實(shí)感較強(qiáng)。

1 尾流影響下的無(wú)人機(jī)編隊(duì)飛行建模

1.1 長(zhǎng)機(jī)尾流模型

目前,已有多種尾流場(chǎng)中的滾轉(zhuǎn)效應(yīng)模型,這些模型對(duì)尾流場(chǎng)中后機(jī)的飛行動(dòng)力學(xué)仿真是可以借鑒的。本文采用Proctor提出的非奇尾渦模型[12],有側(cè)風(fēng)情況下長(zhǎng)機(jī)在后方兩個(gè)展長(zhǎng)處的尾流速度場(chǎng)模型如圖1所示。

圖1 尾流場(chǎng)內(nèi)的速度分布Fig.1 The velocity distribution of wake vortex

1.2 編隊(duì)飛行動(dòng)力學(xué)建模

長(zhǎng)機(jī)尾流對(duì)僚機(jī)有效風(fēng)分量及有效風(fēng)梯度的計(jì)算采用構(gòu)型積分算法,忽略長(zhǎng)機(jī)尾流對(duì)尾翼、襟副翼、設(shè)備艙、掛載等結(jié)構(gòu)外形的氣動(dòng)影響。飛機(jī)本體六自由度微分方程解算的參數(shù)為:

x=[V,α,β,q0,q1,q2,q3,p,q,r,x,y,z] (1)

所得參數(shù)經(jīng)相應(yīng)的坐標(biāo)變換、單位轉(zhuǎn)換、微積分變換后得到所需的其他飛行參數(shù),[q0,q1,q2,q3]T即為姿態(tài)角轉(zhuǎn)換而來(lái)的四元數(shù)。

使用Real Time Workshop(RTW)將SIMULINK搭建的運(yùn)動(dòng)方程及控制律轉(zhuǎn)化為實(shí)時(shí)系統(tǒng)VxWorks支持的C代碼,并將其下載到實(shí)時(shí)仿真機(jī),仿真步長(zhǎng)為20 ms。

1.3 基于改進(jìn)線(xiàn)性二次型的編隊(duì)保持算法

2 構(gòu)建分布式視景仿真系統(tǒng)

在對(duì)尾流情形下的無(wú)人機(jī)編隊(duì)飛行建模的基礎(chǔ)上,根據(jù)分布式仿真系統(tǒng)建模路線(xiàn)[11],構(gòu)建無(wú)人機(jī)編隊(duì)飛行分布式仿真框架,如圖2所示。仿真計(jì)算延遲小于20 ms,幀速率為50 Hz,仿真單元間的同步誤差不高于10 ms。該系統(tǒng)具有開(kāi)放式分布仿真體系結(jié)構(gòu),可以根據(jù)需要任意擴(kuò)展或重載具有分布式體系結(jié)構(gòu)的仿真單元,仿真單元間可以互操作,提高了仿真組件的重用性。

各單元的特點(diǎn)及功能如下:

初始化單元:通過(guò)Graphical User Interface (GUI)設(shè)置初始仿真參數(shù),并對(duì)初始編隊(duì)狀態(tài)進(jìn)行配平,通過(guò)仿真總線(xiàn)向各單元發(fā)送初始化命令及成員初始化信息;然后對(duì)仿真中的無(wú)人機(jī)任務(wù)進(jìn)行規(guī)劃并將仿真所有權(quán)交予編隊(duì)飛行實(shí)時(shí)計(jì)算單元。

編隊(duì)飛行計(jì)算單元:編隊(duì)飛行過(guò)程中,飛行動(dòng)力學(xué)仿真單元根據(jù)規(guī)劃的無(wú)人機(jī)指令及地面站操縱信號(hào)解算飛機(jī)運(yùn)動(dòng)方程,僚機(jī)通過(guò)改進(jìn)的動(dòng)態(tài)線(xiàn)性二次型算法跟蹤長(zhǎng)機(jī)的飛行狀態(tài)。

硬件測(cè)控單元:響應(yīng)無(wú)人機(jī)任務(wù)狀態(tài),利用仿真總線(xiàn)中的飛參數(shù)據(jù)對(duì)模擬器轉(zhuǎn)臺(tái)、舵面等硬件設(shè)備進(jìn)行驅(qū)動(dòng),最終表現(xiàn)為舵面和油門(mén)信號(hào)的變化。測(cè)控系統(tǒng)將從硬件系統(tǒng)采集的舵面和油門(mén)信號(hào)以數(shù)組的格式送入Run Time Infrastructure (RTI) 仿真總線(xiàn)。

虛擬儀表單元:從仿真總線(xiàn)接收仿真計(jì)算的數(shù)據(jù),轉(zhuǎn)發(fā)給各虛擬儀表,驅(qū)動(dòng)儀表參數(shù)的變化,從而更加直觀(guān)、形象地觀(guān)察無(wú)人機(jī)的姿態(tài)、位置等參數(shù)的變化。

視景單元:視景單元主要包括三維視景、二維態(tài)勢(shì)、三維態(tài)勢(shì)三個(gè)子單元。當(dāng)視景單元從總線(xiàn)接到仿真開(kāi)始交互類(lèi)后開(kāi)始等待接收數(shù)據(jù)。一旦接收到仿真所有權(quán),視景單元根據(jù)接收的飛參數(shù)組對(duì)二維和三維場(chǎng)景中的對(duì)象進(jìn)行控制,并將仿真場(chǎng)景效果實(shí)時(shí)渲染到最終的顯示設(shè)備上。

三維視景為我國(guó)某地500 km×500 km范圍的真實(shí)地景;整個(gè)飛行場(chǎng)景區(qū)域紋理精度為5 m,高程精度為15 m;精細(xì)地面目標(biāo)包括12個(gè)機(jī)場(chǎng)模型;機(jī)場(chǎng)起飛著陸區(qū)域小于15 km×15 km,紋理精度為1 m。

二維態(tài)勢(shì)單元接收仿真總線(xiàn)飛行參數(shù)的飛機(jī)位置和姿態(tài)信息,并對(duì)真實(shí)情況下的二維地圖進(jìn)行實(shí)時(shí)刷新,不斷更新顯示態(tài)勢(shì)信息,勾畫(huà)出飛機(jī)的飛行航跡。

三維態(tài)勢(shì)單元對(duì)仿真區(qū)域內(nèi)的真實(shí)環(huán)境進(jìn)行模擬,并在三維地圖上顯示飛機(jī)航跡和態(tài)勢(shì)的實(shí)時(shí)變化情況。

數(shù)據(jù)庫(kù)單元:當(dāng)數(shù)據(jù)庫(kù)從總線(xiàn)接到仿真開(kāi)始交互類(lèi)后開(kāi)始等待接收數(shù)據(jù),一旦接收到仿真所有權(quán)后即負(fù)責(zé)所有仿真數(shù)據(jù)的記錄及存儲(chǔ)。

數(shù)據(jù)回放單元:對(duì)整個(gè)仿真過(guò)程進(jìn)行二維曲線(xiàn)或三維視景的回放。

評(píng)估反饋單元:當(dāng)從仿真總線(xiàn)中接到仿真結(jié)束的交互類(lèi)后,評(píng)估整個(gè)編隊(duì)飛行過(guò)程,分析飛參數(shù)據(jù)。

RTI是分布式接口規(guī)范的具體實(shí)現(xiàn),在系統(tǒng)運(yùn)行過(guò)程中為各單元的“同步”和“數(shù)據(jù)交換”提供公共接口。

圖2 無(wú)人機(jī)編隊(duì)飛行分布式仿真系統(tǒng)Fig.2 Distributed simulation system for UAV formation flight

3 YOYO機(jī)動(dòng)仿真及分析

本文對(duì)典型的空中戰(zhàn)術(shù)動(dòng)作YOYO機(jī)動(dòng)進(jìn)行模擬仿真。YOYO機(jī)動(dòng)對(duì)于無(wú)人機(jī)規(guī)避敵方攻擊、撤離任務(wù)區(qū)域、追蹤移動(dòng)目標(biāo)等行為具有重要的戰(zhàn)術(shù)意義,其實(shí)質(zhì)是短時(shí)間內(nèi)勢(shì)能和動(dòng)能的轉(zhuǎn)化。在無(wú)人機(jī)執(zhí)行任務(wù)的過(guò)程中,轉(zhuǎn)彎半徑隨著飛機(jī)速度的增大而增大;因此,在短時(shí)間內(nèi)獲得較大的轉(zhuǎn)彎角度并建立無(wú)人機(jī)的指向優(yōu)勢(shì),最有效的手段是拉升一定的高度,使勢(shì)能增大、動(dòng)能減小,然后向轉(zhuǎn)彎方向滾轉(zhuǎn)并俯沖下降。

仿真試驗(yàn)地區(qū)設(shè)置在我國(guó)東南某地。試驗(yàn)起始點(diǎn)在某機(jī)場(chǎng)上空4 000 m,長(zhǎng)僚機(jī)編隊(duì)以速度100 m/s保持配平狀態(tài)下的勻速飛行,試驗(yàn)開(kāi)始時(shí)的經(jīng)緯度為(118.583 128°,24.787 605°)。編隊(duì)狀態(tài)為典型的V字形編隊(duì),僚機(jī)位置相對(duì)于長(zhǎng)機(jī)位置在地軸系x,y,z軸上的增量為[-10 m,-8 m,0 m]。

仿真開(kāi)始時(shí),雙機(jī)在4 000 m高度以100 m/s的速度保持平飛狀態(tài)。YOYO機(jī)動(dòng)開(kāi)始時(shí),長(zhǎng)機(jī)首先下降到高度3 959.52 m,此時(shí)速度為107.75 m/s;右滾轉(zhuǎn)的同時(shí)增大飛機(jī)的俯仰角使飛機(jī)爬升,當(dāng)仿真時(shí)間為99.00 s時(shí)速度為67.08 m/s,高度達(dá)到4 475.32 m;之后調(diào)整升降舵使飛機(jī)迅速低頭并增大滾轉(zhuǎn)角,飛機(jī)開(kāi)始快速轉(zhuǎn)彎并急劇掉高度,當(dāng)仿真時(shí)間為136.00 s時(shí)速度為146.88 m/s,高度為3 724.49 m,偏航角達(dá)到180°,完成了180°轉(zhuǎn)向;此后,長(zhǎng)機(jī)繼續(xù)右滾轉(zhuǎn),當(dāng)仿真時(shí)間達(dá)到151.40 s時(shí),速度達(dá)到本次仿真的最大值164.93 m/s,高度為3 333.21 m。在長(zhǎng)機(jī)執(zhí)行YOYO機(jī)動(dòng)的過(guò)程中,僚機(jī)跟蹤長(zhǎng)機(jī)狀態(tài)進(jìn)行編隊(duì)伴隨飛行。在155.81 s時(shí)仿真結(jié)束,此時(shí)經(jīng)緯度坐標(biāo)為(118.613 039°,4.814 918°),仿真過(guò)程及結(jié)果如圖3～圖5所示。

圖3為仿真過(guò)程的飛行軌跡,可以看出雙機(jī)編隊(duì)經(jīng)YOYO機(jī)動(dòng)后偏航角增大了180°以上,獲得了較大的指向優(yōu)勢(shì)。無(wú)人機(jī)編隊(duì)通過(guò)YOYO機(jī)動(dòng)使偏航角變化180°所需的時(shí)間為136 s,比定常盤(pán)旋變化180°偏航角所需的200～300 s約快一倍。圖4為本次仿真過(guò)程中無(wú)人機(jī)編隊(duì)在不同時(shí)刻的視景截圖。圖5為仿真過(guò)程中長(zhǎng)僚機(jī)主要參數(shù)的變化情況,僚機(jī)跟蹤長(zhǎng)機(jī)各參數(shù)的均方差不超過(guò)5%。

圖3 無(wú)人機(jī)編隊(duì)進(jìn)行YOYO機(jī)動(dòng)的飛行軌跡Fig.3 The flight path during YOYO maneuver

圖4 無(wú)人機(jī)編隊(duì)進(jìn)行YOYO機(jī)動(dòng)的3D仿真視景Fig.4 3D visual simulation of UAV formation flightduring YOYO maneuver

圖5 仿真過(guò)程中的長(zhǎng)僚機(jī)參數(shù)變化Fig.5 Flight parameters of UAVs during the simulation

由圖5可以看出,在初始的配平狀態(tài),僚機(jī)的副翼偏角為-1.362°。這是由于長(zhǎng)機(jī)尾流對(duì)僚機(jī)產(chǎn)生了滾轉(zhuǎn)力矩增量,使得僚機(jī)有向左滾轉(zhuǎn)的趨勢(shì),故僚機(jī)副翼偏轉(zhuǎn)以配平尾流引起的滾轉(zhuǎn)力矩。初始配平狀態(tài)時(shí)長(zhǎng)機(jī)升降舵偏角為-1.739°、迎角為4.493°、俯仰角為4.493°,而僚機(jī)升降舵偏角為-0.820°、迎角為2.770°、俯仰角為2.770°,這是由于長(zhǎng)機(jī)尾流對(duì)僚機(jī)的升力系數(shù)產(chǎn)生了增量,使得僚機(jī)有向上的升力增量,故僚機(jī)不必保持和長(zhǎng)機(jī)相同的迎角來(lái)獲得配平升力。綜上所述,如果編隊(duì)飛行的配平狀態(tài)不考慮尾流影響,將會(huì)使得計(jì)算所得僚機(jī)操縱面偏角與有尾流影響的真實(shí)情況存在較大誤差。因此,在工程應(yīng)用中應(yīng)考慮長(zhǎng)機(jī)尾流誘導(dǎo)的升力增量和滾轉(zhuǎn)力矩作用,通過(guò)飛控動(dòng)態(tài)調(diào)整舵面以保持編隊(duì)飛行狀態(tài)。

通過(guò)對(duì)圖5中飛行參數(shù)的分析,可看出在YOYO機(jī)動(dòng)的過(guò)程中,長(zhǎng)機(jī)尾流對(duì)僚機(jī)的影響不是一個(gè)持續(xù)的過(guò)程,其影響程度主要取決于長(zhǎng)僚機(jī)相對(duì)姿態(tài)角的大小。在YOYO機(jī)動(dòng)的初始階段和結(jié)束階段長(zhǎng)僚機(jī)的相對(duì)姿態(tài)較小,僚機(jī)受到尾流的影響較大。例如在YOYO機(jī)動(dòng)開(kāi)始之后,長(zhǎng)機(jī)升降舵偏轉(zhuǎn)使得俯仰角從初始的4.493°開(kāi)始減小,在此過(guò)程中,長(zhǎng)僚機(jī)的相對(duì)姿態(tài)角減小,長(zhǎng)機(jī)尾流對(duì)僚機(jī)的作用增強(qiáng),僚機(jī)的升力系數(shù)顯著增加。而僚機(jī)副翼偏角此時(shí)由于尾流作用的加強(qiáng)而增大偏轉(zhuǎn)角度。在67 s后,隨著滾轉(zhuǎn)角的增大,長(zhǎng)機(jī)尾流軌跡的位置偏離僚機(jī)機(jī)翼表面,使得尾流對(duì)僚機(jī)的影響逐漸減弱,觀(guān)察圖5亦可發(fā)現(xiàn),67 s后僚機(jī)和長(zhǎng)機(jī)副翼、升降舵的響應(yīng)較為接近,姿態(tài)角的變化情況也較為一致。

YOYO機(jī)動(dòng)的仿真結(jié)果表明了所設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)具有較強(qiáng)的魯棒性和自適應(yīng)跟蹤性能。視景單元在YOYO機(jī)動(dòng)過(guò)程中表現(xiàn)出了較好的穩(wěn)定性和可靠性,對(duì)編隊(duì)飛行的模擬效果較為形象直觀(guān)。分布式系統(tǒng)中飛參數(shù)據(jù)由計(jì)算單元向視景單元傳輸?shù)耐叫院蛯?shí)時(shí)性亦得到驗(yàn)證。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文構(gòu)建了編隊(duì)飛行時(shí)長(zhǎng)僚機(jī)動(dòng)力學(xué)模型和尾流場(chǎng)模型,設(shè)計(jì)了僚機(jī)跟蹤控制算法。將尾流效應(yīng)考慮到無(wú)人機(jī)編隊(duì)飛行的仿真計(jì)算當(dāng)中,使其更加符合真實(shí)的編隊(duì)飛行狀況;建立了真實(shí)地理信息下高保真度的視景單元,其沉浸感和參與感較強(qiáng);定量分析了YOYO機(jī)動(dòng)過(guò)程中僚機(jī)受到的尾流影響和對(duì)長(zhǎng)機(jī)狀態(tài)的跟蹤情況。分布式無(wú)人機(jī)編隊(duì)視景仿真方法具有較高的保真度,可以實(shí)現(xiàn)無(wú)人機(jī)編隊(duì)飛行研究中的宏觀(guān)與微觀(guān)、定性分析與定量分析相結(jié)合;可作為預(yù)研性的仿真試驗(yàn)工具,同時(shí)也為其他類(lèi)似的飛行仿真試驗(yàn)系統(tǒng)的設(shè)計(jì)提供了一定的參考經(jīng)驗(yàn)。

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