趙 耀 黎 陽 韓利軍 董 純

北京航天自動控制研究所，北京 100854

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飛行器控制系統(tǒng)全流程半實物仿真技術(shù)研究

趙 耀 黎 陽 韓利軍 董 純

北京航天自動控制研究所，北京 100854

根據(jù)某型飛行器控制系統(tǒng)的組成特點，將電氣系統(tǒng)綜合試驗與制導控制仿真試驗相結(jié)合，開展了全流程半實物仿真技術(shù)研究。以飛行控制設(shè)備、地面測發(fā)控設(shè)備與仿真試驗設(shè)備為主體，構(gòu)建了控制系統(tǒng)全流程半實物仿真試驗系統(tǒng)，并以該飛行器為研究對象開展了基于RTX的全流程半實物實時仿真，對飛行器從射前測試、發(fā)射控制到各段飛行的完整過程進行了仿真驗證。結(jié)果表明，本系統(tǒng)運行穩(wěn)定、可靠性高，可以為飛行器控制系統(tǒng)的集成仿真測試提供技術(shù)平臺。關(guān)鍵詞 控制系統(tǒng)；全流程；半實物仿真；RTX

航天仿真技術(shù)是指仿真技術(shù)與航天工程技術(shù)的結(jié)合，為航天運輸系統(tǒng)和導彈武器系統(tǒng)的設(shè)計分析、性能評估、故障診斷、運行管理等提供數(shù)學或半實物的模擬驗證手段和平臺[1]。其中，半實物仿真以其成本低、可靠性高和可重復性好等優(yōu)點，在航天型號研制過程中具有十分重要的地位。在目前飛行器控制系統(tǒng)的研制過程中，半實物仿真主要集中在制導控制仿真試驗階段開展，與電氣系統(tǒng)綜合試驗是分開進行的。這兩類試驗各有側(cè)重：綜合試驗屬于開環(huán)測試，僅對系統(tǒng)電氣接口進行功能性和匹配性測試，對全系統(tǒng)測試的強度和覆蓋性均不夠；制導控制仿真屬于閉環(huán)測試，重點對飛行過程中控制算法設(shè)計的合理性、實現(xiàn)的正確性以及部分單機的性能進行考核，但是這類試驗的系統(tǒng)構(gòu)成不完整，因為地面測發(fā)控系統(tǒng)通常不參與試驗[2]。

開環(huán)綜合測試與閉環(huán)仿真試驗的獨立開展,缺乏對控制系統(tǒng)全發(fā)射流程工作性能的整體檢驗，造成射前測發(fā)控與飛行仿真兩個階段的測試沒有完整聯(lián)系在一起，對飛行器從射前流程控制到點火起飛直至飛行結(jié)束的全發(fā)射流程沒有進行覆蓋考核。目前，隨著航天型號電氣設(shè)計技術(shù)與仿真試驗技術(shù)的發(fā)展，將綜合試驗與仿真試驗相結(jié)合，開展全系統(tǒng)、全發(fā)射流程的半實物閉環(huán)集成仿真驗證是未來的發(fā)展趨勢[2]，這無論對于全系統(tǒng)性能的綜合驗證還是對于靶場發(fā)射的模擬演練都具有非常重要的意義[3]。

針對該研究內(nèi)容，本文依據(jù)某型飛行器控制系統(tǒng)的組成特點，利用主要飛行控制設(shè)備、地面測發(fā)控設(shè)備和仿真試驗設(shè)備,設(shè)計了控制系統(tǒng)全流程半實物仿真系統(tǒng)，可以實現(xiàn)涵蓋測試、發(fā)射和飛行各階段的全流程仿真以及故障注入仿真，同時開發(fā)了Windows+RTX環(huán)境下的全流程實時仿真軟件用于配合試驗開展[4]。在此基礎(chǔ)上，以該飛行器為研究對象開展了全流程半實物仿真試驗，對控制系統(tǒng)的工作性能以及抗干擾能力進行了檢驗。

1 全流程半實物仿真系統(tǒng)構(gòu)成

全流程半實物仿真試驗的目的主要是將傳統(tǒng)電氣系統(tǒng)綜合試驗與制導控制仿真試驗相結(jié)合，考核飛行器從“射前測試→發(fā)射控制→點火起飛→各段飛行→飛行結(jié)束”全發(fā)射流程中整個控制系統(tǒng)軟硬件的工作性能。為了提高仿真可信度，在試驗系統(tǒng)構(gòu)建時盡可能多的使用了電氣綜合、地面測發(fā)控設(shè)備的正式產(chǎn)品及相關(guān)軟件，系統(tǒng)中不能使用實物的部分由實時仿真計算機、物理等效器和其它仿真設(shè)備等效代替。

1.1 系統(tǒng)組成

本系統(tǒng)主要由地面、飛行和仿真三類設(shè)備組成：其中地面設(shè)備主要包括中心計算機、中心控制臺、諸元生成計算機、數(shù)據(jù)存儲計算機和其他外部設(shè)備，實現(xiàn)飛行器發(fā)射前的諸元生成、系統(tǒng)測試和發(fā)射控制等功能；飛行設(shè)備主要包括平臺、速率陀螺、飛控計算機、伺服控制器及執(zhí)行機構(gòu)，實現(xiàn)飛行仿真過程中飛行器姿態(tài)獲取、導航制導、姿控計算以及控制伺服機構(gòu)運動等功能；仿真設(shè)備包括實時仿真計算機、伺服擺角測量裝置、三軸轉(zhuǎn)臺及轉(zhuǎn)臺控制計算機、專用電纜網(wǎng)和信號轉(zhuǎn)接設(shè)備等，主要實現(xiàn)運動方程計算、仿真過程管理以及仿真試驗數(shù)據(jù)顯示和存儲等功能。這三類設(shè)備之間通過以太網(wǎng)和數(shù)字總線連接，實現(xiàn)全系統(tǒng)指令傳輸與數(shù)據(jù)交互。試驗開展前，通過設(shè)計、生產(chǎn)專用電纜網(wǎng)和信號轉(zhuǎn)接設(shè)備將地面、飛行與仿真機、三軸轉(zhuǎn)臺等仿真設(shè)備相連接。圖1為全流程仿真試驗系統(tǒng)的組成框圖。

1.2 仿真原理

飛行器控制系統(tǒng)全流程仿真試驗主要包括射前控制和飛行仿真兩部分。射前流程控制部分由中心計算機、中心控制臺以及其他地面設(shè)備配合完成飛行器起飛前的地面測試和發(fā)射控制，包括系統(tǒng)測試、諸元計算和飛行軟件上傳等工作，驗證地面測發(fā)控系統(tǒng)與飛行、仿真等外系統(tǒng)的協(xié)調(diào)匹配性；飛行仿真部分以中心計算機發(fā)出點火指令作為飛行時間零點，進行飛行器飛行過程的六自由度半實物仿真，驗證飛控計算機、平臺、速率陀螺、伺服機構(gòu)和飛行軟件等軟硬件的有效性和匹配性。具體仿真流程為：在每一個計算周期，仿真機進行飛行器本體六自由度數(shù)學模型解算，并根據(jù)計算出的姿態(tài)角驅(qū)動三軸轉(zhuǎn)臺轉(zhuǎn)動，安裝在轉(zhuǎn)臺上的平臺和速率陀螺將測量到的姿態(tài)角和角速度信息發(fā)送至飛控計算機，飛行軟件利用平臺和速率陀螺數(shù)據(jù)進行導航、制導計算，經(jīng)過姿控網(wǎng)絡(luò)后形成伺服控制指令，并通過數(shù)字總線和I/O接口發(fā)送至伺服控制器。伺服機構(gòu)帶動負載裝置做相應(yīng)的擺動，安裝在伺服上的測量裝置將擺角測量值發(fā)送回仿真機，用于下一周期的飛行器六自由度模型計算，從而完成控制系統(tǒng)的閉環(huán)仿真。

由于本仿真試驗包含硬件設(shè)備多，系統(tǒng)較為龐大，為了保證全系統(tǒng)運行的一致性，需要使用統(tǒng)一的時鐘頻標信號。該信號由平臺輸出，通過電纜送到飛控計算機和實時仿真計算機等硬件設(shè)備，試驗時實時仿真軟件與飛行控制軟件進行時間同步，確保系統(tǒng)正常運行，與真實發(fā)射過程保持一致。

2 仿真系統(tǒng)軟硬件設(shè)計

全流程半實物仿真系統(tǒng)的軟硬件由于專用性高，功能性強，為了滿足試驗需求，絕大多數(shù)為自主設(shè)計與研制，包括實時仿真計算機、全流程仿真軟件和伺服擺角測量裝置等。

圖1 全流程半實物仿真系統(tǒng)組成圖

2.1 實時仿真計算機系統(tǒng)

本仿真系統(tǒng)中的實時仿真計算機為自主研制開發(fā)，如圖2所示，采用9U Compact PCI雙系統(tǒng)平臺，內(nèi)嵌多核處理器模件、時序和開關(guān)量模件、數(shù)字總線模件、以太網(wǎng)模件、光纖反射內(nèi)存模件和電源模件等，能夠?qū)崿F(xiàn)飛行器六自由度數(shù)學運動方程解算、單機數(shù)學特性模擬、仿真裝置控制與飛控設(shè)備硬件接口交互等功能，此外還承擔著全流程半實物仿真試驗流程控制和試驗數(shù)據(jù)存儲的職責。

圖2 實時仿真計算機外觀圖

表1為實時仿真計算機中包含的主要模件及實現(xiàn)的功能。考慮到開發(fā)和后續(xù)使用的方便性，仿真計算機操作系統(tǒng)采用Windows，實時環(huán)境采用IntervalZero公司的RTX實時擴展模塊實現(xiàn)。RTX是目前基于Windows平臺的唯一純軟件的硬實時擴展子系統(tǒng)，在半實物實時仿真方面得到了廣泛應(yīng)用[5-6]。RTX不對Windows系統(tǒng)進行任何的封裝或修改，僅通過在HAL層增加實時HAL擴展來實現(xiàn)基于優(yōu)先級的搶占式實時任務(wù)管理和調(diào)度。其實時子系統(tǒng)RTSS的線程優(yōu)先于所有Windows線程，提供了對中斷、I/O、內(nèi)存的精確的直接控制，從而確保實時任務(wù)的100%可靠性。另外，使用RTX自帶的RTAPI函數(shù)庫可以方便進行可視化編程與調(diào)試，極大提高了開發(fā)效率。

2.2 全流程實時仿真軟件設(shè)計

全流程實時仿真軟件運行于仿真計算機，采用C/C++開發(fā)，是整個仿真試驗系統(tǒng)的核心軟件之一，其結(jié)構(gòu)框架如圖3所示。軟件包括上下層兩個工程：上層在Win32環(huán)境下運行，完成仿真試驗進程的管理、試驗曲線實時顯示和試驗數(shù)據(jù)存儲等功能；下層在RTX實時環(huán)境下運行，將VC工程編譯生成RTSS進程，供上層工程調(diào)用開展RTX實時仿真，上下層工程通過在系統(tǒng)中開辟一塊獨立的共享內(nèi)存進行數(shù)據(jù)交互。下層按照功能進一步分為發(fā)射流程控制和飛行實時仿真兩部分。發(fā)射流程控制部分主要配合中心計算機軟件完成射前各項測試流程；飛行實時仿真模塊主要完成飛行器飛行過程中的六自由度半實物仿真，與飛行控制軟件、伺服擺角測量軟件進行數(shù)據(jù)交互形成閉環(huán)仿真，此外通過狀態(tài)字設(shè)置可以方便實現(xiàn)等效器/半實物仿真狀態(tài)切換。

表1 實時仿真計算機模件及功能

下層RTX工程的發(fā)射流程控制與飛行實時仿真根據(jù)功能進一步劃分為不同的模塊，如圖4所示。

2.3 光學非接觸式伺服擺角測量

由于該型飛行器伺服負載的體積、材料等原因，如果直接在伺服上安裝傳統(tǒng)的接觸式擺角測量裝置，會造成擺角數(shù)據(jù)測量不準確，直接影響到仿真試驗結(jié)果的真實性。另外，伺服擺角測量數(shù)據(jù)的回傳要求有很高的實時性，以確保仿真軟件中的飛行器運動方程使用當前周期的伺服擺角進行數(shù)學模型計算。

針對以上需求，為了提高伺服擺角測量的正確性和實時性，本系統(tǒng)在設(shè)計過程中采用了光學非接觸式伺服擺角測量技術(shù)。飛行器裝有2個伺服機構(gòu)1和2，通過伸縮帶動負載擺動(如圖5所示)。用高速攝像機對伺服負載擺動位置進行檢測，通過實時圖像處理和空間坐標系角度解算關(guān)系求出伺服擺角值，經(jīng)VMIC光纖反射內(nèi)存卡傳送回實時仿真計算機，如圖5所示。該技術(shù)的應(yīng)用，既確保了擺角測量精度的準確性，又提高了數(shù)據(jù)傳輸速度，確保了全流程仿真試驗結(jié)果的真實可信性。

圖3 實時仿真軟件架構(gòu)及與其他軟件交互關(guān)系圖

圖4 下層工程模塊劃分

圖5 光學非接觸式伺服擺角測量示意圖

3 仿真系統(tǒng)試驗應(yīng)用

仿真試驗系統(tǒng)研制完成后，以該飛行器為對象開展了基于RTX的全流程半實物實時仿真試驗，檢驗從射前測試、發(fā)射控制到各段飛行直至飛行結(jié)束全發(fā)射流程中控制系統(tǒng)運行的穩(wěn)定性和軟硬件的協(xié)調(diào)匹配性。此外，本試驗系統(tǒng)還具備故障注入仿真能力，針對數(shù)字總線、以太網(wǎng)、飛行軟件等軟硬件可設(shè)置多類故障用例，如：斷開雙冗余總線中的1條、增加網(wǎng)絡(luò)負載率、加入電磁脈沖干擾等，在全流程仿真過程中開展了故障注入仿真研究，考核控制系統(tǒng)對干擾的適應(yīng)性和魯棒性，同時也能檢驗系統(tǒng)出現(xiàn)故障時各項應(yīng)急預案的可行性。

圖6～8為系統(tǒng)通信鏈路注入電磁脈沖干擾時的飛行器俯仰、偏航、滾動三通道姿態(tài)角偏差(預定程序角與實際姿態(tài)角之差)，可以看出在故障干擾條件下，雖然系統(tǒng)通訊受到一定影響，使得初始飛行段姿態(tài)角偏差較大，但由于控制系統(tǒng)具有較強的魯棒性，能夠抑制干擾影響，將姿態(tài)角偏差基本控制在±2°的較小范圍內(nèi)，因此順利完成了全程飛行仿真。

圖6 干擾狀態(tài)下的俯仰姿態(tài)角偏差

圖7 干擾狀態(tài)下的偏航姿態(tài)角偏差

圖8 干擾狀態(tài)下的滾動姿態(tài)角偏差

4 結(jié)論

研究了某飛行器控制系統(tǒng)全流程半實物仿真技術(shù)，根據(jù)其控制系統(tǒng)的組成及仿真要求，設(shè)計研制了基于Windows+RTX的實時仿真計算機、伺服擺角測量裝置，開發(fā)了全流程實時仿真軟件，構(gòu)建了控制系統(tǒng)全流程半實物仿真試驗系統(tǒng)，并將本系統(tǒng)應(yīng)用于該飛行器的全流程仿真試驗，考核了從射前測試、發(fā)射控制到點火起飛直至飛行結(jié)束全過程中控制系統(tǒng)的有效性以及對干擾的魯棒性。

本文提出的全流程仿真技術(shù)將型號傳統(tǒng)研制模式中的綜合試驗與仿真試驗相結(jié)合，開展制導、姿態(tài)控制和電氣綜合等全系統(tǒng)、全流程的半實物集成仿真驗證，對系統(tǒng)性能考核更全面，測試覆蓋性更強。文中的研究思路和設(shè)計方法對相關(guān)航天器開展類似試驗的分析與設(shè)計具有一定的參考價值，可供借鑒使用。

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Research of Whole Process Hardware-in-the-loop Simulation of Aircraft Control System

Zhao Yao, Li Yang, Han Lijun, Dong Chun

Beijing Aerospace Automatic Control Institute，Beijing 100854，China

Accordingtotheconstructioncharacteristicsofsometypeaircraftcontrolsystem,theelectricalsystemintegrationexperimentandguidancesystemsimulationarecombinedandthewholeprocesshardware-in-the-loop(HITL)simulationtechnologyisstudied.Basedontheflyingcontrolequipment,launchcontrolequipmentandsimulationequipment,awholeprocessHITLsimulationsystemofaircraftcontrolsystemisestablished.ThepresentedsystemissuccessfullyappliedtothewholeprocessHITL RTXrealtimesimulationoftheaircraft.Thetest,launchcontrolandflyingprocessofaircraftaresimulatedandimplemented,andtheresultsshowthatthesimulationsystemisstableandhighreliable.Therefore,thepresentedsystemcansupplyatechnicalplatformfortheintegratedsimulationtestofaircraftcontrolsystem.

Controlsystem;Wholeprocess;Hardware-in-the-loopsimulation; RTX

2015-03-16

趙 耀(1984-)，男，河北人，碩士，工程師，主要從事系統(tǒng)仿真研究；黎 陽(1965-)，男，北京人，碩士，高級工程師，主要從事系統(tǒng)仿真研究；韓利軍(1982-)，男，河北人，碩士，工程師，主要從事飛行器導航、制導與控制研究；董 純(1980-)，男，江西人，碩士，高級工程師，主要從事飛行器導航、制導與控制研究。

V448.25+3

A

1006-3242(2016)01-0078-06