夏 斌，馮 昊，陳光山，廖幻年，孔寒雪

(上海航天控制技術(shù)研究所， 上海 201109)

【裝備理論與裝備技術(shù)】

無人直升機等效仿真平臺開發(fā)

夏 斌，馮 昊，陳光山，廖幻年，孔寒雪

(上海航天控制技術(shù)研究所， 上海 201109)

依據(jù)“等效飛控”的開發(fā)思想，利用μC/OS-Ⅱ?qū)崟r內(nèi)核在windows環(huán)境下的可移植性，保證等效仿真平臺與機載實時內(nèi)核具有相同的任務(wù)調(diào)度功能，設(shè)計了無人直升機等效飛控軟件，實現(xiàn)PC機環(huán)境下的實時仿真，并對FlightGear視景軟件進(jìn)行二次開發(fā)，實現(xiàn)無人直升機全過程飛行仿真演示； 在PC機環(huán)境下快速驗證制導(dǎo)控制策略的合理性和魯棒性，不受限于硬件條件的諸多限制，提高飛控軟件的開發(fā)效率。

等效飛控；無人直升機；等效仿真；制導(dǎo)控制策略

無人直升機等效仿真環(huán)境是半物理實時仿真環(huán)境的補充，主要由動力學(xué)模型軟件和等效飛控軟件等組件組成。等效仿真環(huán)境可以貫穿于無人直升機飛行控制開發(fā)周期內(nèi)，快速驗證飛控軟件中的導(dǎo)航、制導(dǎo)與控制模塊的功能以及邏輯正確性。文獻(xiàn)[1-2]基于FlightLab(僅在Linux平臺使用)線性化之后的線性模型組進(jìn)行等效仿真和半物理仿真，實現(xiàn)了無人直升機模型從無到有的重大突破，解決了空中階段的設(shè)計和仿真問題；為了追求建模的準(zhǔn)確性，文獻(xiàn)[3]采用德國RTdynamics公司開發(fā)的專業(yè)直升機建模軟件RotorLib進(jìn)行建模，對其進(jìn)行二次封裝成模型庫，在C/Matlab環(huán)境下進(jìn)行仿真研究，基本實現(xiàn)了閉環(huán)，但是未針對起降階段無人直升機模型特性進(jìn)行研究。本研究在前人的基礎(chǔ)上，對RotorLib軟件建模進(jìn)行深度挖掘，從模型角度實現(xiàn)了從空中、地面全過程的仿真驗證，并對起降階段各通道的控制方案進(jìn)行調(diào)整，獲得了良好的控制性能，成功應(yīng)用于工程型號。

1 核心思想

等效的核心思想在于：在Windows環(huán)境下進(jìn)行飛控系統(tǒng)的開發(fā)和實時仿真驗證，實現(xiàn)PC機與飛控機環(huán)境下控制時序、控制邏輯完全等效，其導(dǎo)航、制導(dǎo)、控制功能模塊無需任何修改就能移植到嵌入式飛行控制計算機中進(jìn)行半物理實時仿真以及后續(xù)的試飛環(huán)節(jié)。

核心技術(shù)：在PC機windows開發(fā)環(huán)境和嵌入式飛控計算機中使用相同的實時內(nèi)核，使得開發(fā)者能在相同的實時核平臺上開發(fā)軟件，其開發(fā)構(gòu)思流程如圖1所示。

圖1 開發(fā)構(gòu)思流程示意圖

脫離飛行控制計算機和仿真計算機等硬件條件的限制，獨立于仿真計算機和飛控計算機的硬件約束，避免因飛控代碼的改動而重復(fù)多次進(jìn)行燒錄，仍然能夠進(jìn)行飛行控制相關(guān)工作的開發(fā)，提高開發(fā)效率。PC機環(huán)境下不僅可以對飛行控制軟件進(jìn)行控制邏輯驗證，而且在仿真過程中能夠有針對性地動態(tài)注入不確定性，驗證控制律的魯棒性；經(jīng)驗證后的飛行控制律移植到機載飛行控制計算中進(jìn)行半物理實時仿真，最后進(jìn)行樣例無人直升機的試飛工作，降低試飛風(fēng)險。

2 方案設(shè)計

在PC機環(huán)境下的等效仿真環(huán)境主要由樣例無人直升機動力學(xué)模型軟件、等效飛控軟件、遙控遙測軟件和獨立視景軟件共同組成。等效仿真環(huán)境的總體框架如圖2所示。

圖2 總體框架

2.1 動力學(xué)模型模塊

動力學(xué)模型能夠逼真地反映樣例無人直升機的物理特性[4-7]。模型實時接收等效飛控軟件中的舵面輸出，作為動力學(xué)模型的操縱輸入，然后進(jìn)行模型的迭代解算，將實時解算出的飛行狀態(tài)量經(jīng)串口實時發(fā)送給等效飛控，同時將模型解算出的旋翼相關(guān)信息和有關(guān)運動場景的信息通過UDP發(fā)送給FlightGear作三維視景顯示。仿真模型軟件框架如圖3所示。

圖3 仿真模型軟件框架

為了兼顧仿真過程中的實時性，通過Windows提供的多媒體定時器模塊進(jìn)行模型解算環(huán)節(jié)的調(diào)度，設(shè)置解算周期為5 ms；輸入4路操縱舵面值(總距、縱/橫向周期變距、尾槳距)，根據(jù)模型輸出飛行狀態(tài)變量的物理特性，劃分為快慢幀進(jìn)行發(fā)送，表1～表2分別列出了模型和等效飛控之間的數(shù)據(jù)交換快慢幀的數(shù)據(jù)定義。表3為上行數(shù)據(jù)幀的定義。

為了便于后續(xù)的仿真驗證分析，對直升機模型進(jìn)行了封裝，并提供相應(yīng)的接口功能函數(shù)供用戶使用，表4列出了動力學(xué)模型封裝庫的函數(shù)。

通過模型封裝技術(shù)和規(guī)范化函數(shù)的接口，該模型庫能夠真正實現(xiàn)無人直升機從地面開車到空中巡航飛行以及最后返航著陸至停機坪的全過程非線性仿真，滿足現(xiàn)階段無人直升機飛行控制功能驗證的需求，如飛行過程中動態(tài)注入不確定性(發(fā)動機轉(zhuǎn)速的波動、常值風(fēng)、紊流風(fēng)等大氣擾動以及空中停車功能)。

表1 下行快幀數(shù)據(jù)定義

表2 下行慢幀數(shù)據(jù)定義

表3 上行數(shù)據(jù)幀定義

表4 動力學(xué)模型封裝庫函數(shù)列表

續(xù)表(表4)

2.2 等效飛控模塊

該模塊主要驗證上層控制邏輯的正確性，仿真過程中實時接收動力學(xué)模型的飛行狀態(tài)供控制律進(jìn)行解算，并將解算后的控制舵面輸出給樣例無人直升機的動力學(xué)模型。

為了實現(xiàn)控制代碼在PC機和飛行控制計算機下的等效，在Windows環(huán)境下進(jìn)行μC/OS-Ⅱ的移植，保證等效飛控與機載飛控具備μC/OS-Ⅱ的任務(wù)、時間、信號量等管理功能，實現(xiàn)多任務(wù)創(chuàng)建、任務(wù)優(yōu)先級分配等，保證上層飛行控制代碼的等效性。結(jié)構(gòu)框圖如圖4所示。

圖4 等效飛控軟件框架

以下簡要描述等效飛控軟件功能模塊：

1) 傳感器模塊

在PC機下模擬機載飛控中傳感器的接收功能，實時接收動力學(xué)模型的飛行狀態(tài)。機載傳感器大致包括GPS、大氣機、磁力計、無線電高度表、垂直陀螺、角速率陀螺等?？赡M傳感器的測量誤差、信號死區(qū)等基本特性，簡易驗證不同傳感器自身特性對控制性能的影響。

2) 執(zhí)行機構(gòu)模塊

該模塊主要模擬舵機輸出功能，將控制律解算得到的變距操縱量轉(zhuǎn)化為執(zhí)行機構(gòu)的舵面輸出，并進(jìn)行組幀，經(jīng)過串口發(fā)送給無人直升機的動力學(xué)模型。

3) 遙控遙測模塊

遙控遙測模塊主要接收遙控遙測軟件上行的遙控指令和下行的遙測信息，從測控軟件接收遙控指令，將飛行狀態(tài)按照協(xié)議組幀并實時發(fā)送給測控界面顯示。

4) 導(dǎo)航控制模塊

該模塊是整個等效飛控軟件的核心，其軟件架構(gòu)、時序、控制邏輯與機載部分完全相同。經(jīng)等效仿真驗證后的飛行控制律可以100%移植到機載飛行控制計算機中。等效飛控的導(dǎo)航控制代碼能從windows平臺上直接移植到目標(biāo)機內(nèi)運行正是開發(fā)等效飛控的核心思想。

5) 監(jiān)控界面

Windows環(huán)境下的等效飛控軟件采用VC6.0作為編譯環(huán)境，為了方便飛行控制律的調(diào)試，可以利用PC顯示功能將重要的飛行狀態(tài)信息打印在DOS界面上，主要包括無人直升機的飛行參數(shù)、飛行模態(tài)以及控制舵面參數(shù)等信息，如圖5所示。

圖5 監(jiān)控界面示意圖

6) 數(shù)據(jù)通信模塊

該模塊主要利用Windows平臺下的串口通信庫實現(xiàn)數(shù)據(jù)通信功能。它將執(zhí)行機構(gòu)模塊數(shù)據(jù)和測控模塊的下行數(shù)據(jù)通過串口輸出，接收測控模塊上行數(shù)據(jù)和仿真模型數(shù)據(jù)。

2.3 遙控遙測模塊

該模塊主要供地面工作人員使用，主要發(fā)送遙控指令和遙調(diào)指令，并接收飛控輸出的飛行狀態(tài)信息和飛行模態(tài)，供地面人員對無人直升機的飛行過程進(jìn)行實時監(jiān)控。

2.4 獨立視景模塊

該模塊對FlightGear進(jìn)行二次開發(fā)實現(xiàn)獨立視景仿真，對無人直升機通過逼真的三維視景展現(xiàn)無人直升機的運動場景，容易獲得直觀、立體的感受。對FlightGear的數(shù)據(jù)傳輸協(xié)議進(jìn)行更改，添加與直升機旋翼相關(guān)的變量，表5列出了傳輸協(xié)議中新增旋翼相關(guān)的變量。

3 仿真驗證

借助等效仿真環(huán)境進(jìn)行樣例無人直升機全過程飛行仿真，其中包括自動起飛、小速度前飛、側(cè)飛、懸?；剞D(zhuǎn)、自動著陸等典型飛行科目，在不同的飛行階段動態(tài)注入常值風(fēng)、紊流風(fēng)、動態(tài)風(fēng)干擾，驗證飛行控制律的魯棒性。

表5 新增變量

圖6 仿真示意圖

3.1 仿真案例

以地面停留狀態(tài)為起始狀態(tài)，自動起飛后進(jìn)入三角形的航線飛行(見圖7)，航路飛行任務(wù)完成后，懸停在著陸點上空，最后自動著陸，在航路飛行以及起降過程中加入不同的動態(tài)干擾，尤其在自動著陸階段，對著陸的位置精度要求較高。

圖7 三維航路飛行示意圖

無人直升機的飛行軌跡為：A-B-C-A，表6列出不同航段的飛行科目和大氣擾動類型。

表6 各航段飛行科目一覽表

1) 起飛階段：自動起飛時加入6 m/s的西風(fēng)，考察自動起飛階段位置、航向保持精度；

2) 空中階段：重點考察空中飛行階段的保持高度、以及懸?；剞D(zhuǎn)階段的航向跟蹤性能；

3) 著陸階段：重點考察自動著陸時的著陸點精度、航向保持性能以及觸地速度。

3.2 仿真結(jié)果

按照3.1節(jié)中的仿真案例進(jìn)行六自由度全過程非線性仿真，在不同的飛行階段加入不同的干擾項考核無人直升機的飛行控制品質(zhì)。

圖8～圖9曲線表明不同的大氣擾動下無人直升機的三軸角速率(滾動角速率、俯仰角速率、偏航角速率)以及姿態(tài)角(滾轉(zhuǎn)角、俯仰角、偏航角)均能夠保持平穩(wěn)；尤其在懸?；剞D(zhuǎn)模態(tài)，尾槳通道的控制能夠?qū)较蜻M(jìn)行準(zhǔn)確的跟蹤控制，自動著陸階段大氣擾動增強，動態(tài)變化的風(fēng)場環(huán)境下航向偏差保持在±1°以內(nèi)。

圖8 全過程飛行過程中三軸角速率響應(yīng)

圖9 全過程飛行過程中三軸姿態(tài)角響應(yīng)

圖10～圖11表明在全過程飛行過程中，直升機在起飛和著陸階段對升降速度和高度的均能進(jìn)行準(zhǔn)確跟蹤；在小速度前飛和側(cè)飛階段升降速度的控制偏差保持在±0.2 m/s，高度偏差控制在±0.55 m內(nèi)；自動著陸時的觸地速率0.15 m/s，滿足指標(biāo)。

圖10 全過程飛行過程中升降速度響應(yīng)

圖11 全過程飛行過程中高度響應(yīng)

圖12～圖13為起降階段無人直升機縱橫向位置偏差曲線，在整個起飛階段加入不同程度的大氣擾動，位置控制精度始終保持在誤差的范圍內(nèi)(半徑3 m的圓內(nèi))，對常值風(fēng)和動態(tài)風(fēng)場的適應(yīng)能力強。

圖12 自動起飛縱橫向位置響應(yīng)

圖13 自動著陸縱橫向位置響應(yīng)

4 結(jié)論

介紹了無人直升機的等效仿真環(huán)境和等效飛控的設(shè)計理念，為無人直升機飛行控制軟件的開發(fā)提供了一種新的思路，為飛控軟件功能的快速驗證構(gòu)建了仿真驗證環(huán)境。能夠?qū)崿F(xiàn)在C語言環(huán)境下快速驗證飛行控制軟件中制導(dǎo)、控制功能模塊的邏輯合理性和正確性以及不同制導(dǎo)控制策略的優(yōu)越性。

[1] 尹亮亮.無人直升機飛行控制若干關(guān)鍵技術(shù)研究[D].南京：南京航空航天大學(xué),2012.

[2] 王剛強.大氣擾動下無人直升機懸停段位置控制律設(shè)計[D].南京：南京航空航天大學(xué),2013.

[3] 徐凱銘.無人直升機懸停狀態(tài)位置及航向控制技術(shù)研究[D].南京：南京航空航天大學(xué),2015.

[4] 范國恒.基于FlightGear無人直升機硬件回路仿真系統(tǒng)的設(shè)計[D].廣州：華南理工大學(xué),2013.

[5] 蔚海軍.基于FlightGear的直升機飛行模擬系統(tǒng)研究[D].大連：大連理工大學(xué),2008.

[6] 栗英杰.直升機飛行模擬器關(guān)鍵技術(shù)研究[D].長春：吉林大學(xué),2013.

[7] 徐桂甲.基于MPC555和μC/OS-Ⅱ的無人機飛行控制軟件開發(fā)技術(shù)研究[D].南京：南京航空航天大學(xué),2010.

[8] 張奕烜,宋科璞,張翔倫.基于反饋線性化的無人機盤旋控制器設(shè)計[J].兵工自動化，2015(9):54-57.

[9] 夏斌，黃一敏，孫春貞.無人直升機自動起降段高度控制技術(shù)研究[J].兵器裝備工程學(xué)報，2016(3):90-93.

(責(zé)任編輯周江川)

SimulationPlatformDevelopmentforUnmannedHelicopter

XIA Bin, FENG Hao, CHEN Guangshan, LIAO Huannian, KONG Hanxue

(Shanghai Aerospace Control Technology Research Institute, Shanghai 201109, China)

According to the idea of “equivalent flight control”, the paper has achieved the unmanned helicopter equivalent simulation verification software based on the μC/OS-Ⅱ possessed the same function of task scheduling in the Windows XP, and has the secondary development above FlightGear software to realize the simulation demonstration.The equivalent simulation platform can enhance the develop efficiency without hardware limitation, and verify the rationality and robustness of control and guide strategy under the PC environment.

equivalent flight control; unmanned helicopter; simulation demonstration; control and guide strategy

2017-04-22；

：2017-05-23

夏斌(1991—)，男，碩士研究生，主要從事無人機飛行器飛行控制技術(shù)研究。

10.11809/scbgxb2017.09.017

format:XIA Bin, FENG Hao, CHEN Guangshan, LIAO Huannian, et al.Simulation Platform Development for Unmanned Helicopter[J].Journal of Ordnance Equipment Engineering,2017(9):81-86.

V249

：A

2096-2304(2017)09-0081-06

本文引用格式：夏斌，馮昊，陳光山，等.無人直升機等效仿真平臺開發(fā)[J].兵器裝備工程學(xué)報，2017(9):81-86.