曾科軍

(中國人民解放軍92124部隊， 遼寧 大連 116023)

在飛行器研制階段，需對飛行器各項性能指標(biāo)進(jìn)行考核，其中包括飛行器的位置、速度、加速度等飛行軌跡參數(shù)。在飛行器外場飛行試驗(yàn)中，一般使用光學(xué)、雷達(dá)等測量設(shè)備對飛行軌跡參數(shù)進(jìn)行測量[1-3]，而受限于測量設(shè)備的性能、測量原理及測量環(huán)境，測量數(shù)據(jù)誤差較大，需要建立相應(yīng)的誤差模型對誤差進(jìn)行修正，以提高測量數(shù)據(jù)精度[4-6]。

為解決上述問題，通常采用實(shí)驗(yàn)室仿真試驗(yàn)的方式，利用飛行仿真器對目標(biāo)運(yùn)動狀態(tài)進(jìn)行模擬及測量，并對測量數(shù)據(jù)進(jìn)行分析研究，從而達(dá)到提高外場飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)的使用效能、有效降低飛行器研制的時間及經(jīng)濟(jì)成本的目的。

飛行仿真器的研制始于20世紀(jì)40年代的美國，隨著航空工業(yè)的發(fā)展，各國相繼開展了相關(guān)研究工作。目前，以美國的CGC公司和德國的西門子公司技術(shù)水平最為先進(jìn)。我國于20世紀(jì)60年代開始飛行仿真器的研制，其中，具有代表性的單位有哈爾濱工業(yè)大學(xué)、南京航空航天大學(xué)、中國船舶工業(yè)第6354研究所等，盡管經(jīng)過近50年的發(fā)展，但國內(nèi)企業(yè)在制造工藝、定位精度等方面，與歐美同行仍存在不小差距。

根據(jù)輸出測元類型進(jìn)行分類，飛行仿真器分為仿真轉(zhuǎn)臺和仿真云臺兩大類。仿真轉(zhuǎn)臺主要對飛行器的偏航、翻滾、俯仰等姿態(tài)參數(shù)進(jìn)行模擬及測量，仿真云臺則主要對飛行器的位置、速度、加速度等運(yùn)動參數(shù)進(jìn)行模擬和測量。飛行仿真器定位控制精度決定了飛行仿真器的應(yīng)用效能，因此在飛行仿真器研制完畢后需對其控制精度進(jìn)行考核，本研究針對基于三軸云臺的飛行仿真器控制精度考核，進(jìn)行試驗(yàn)方案設(shè)計[7,8]，并對仿真試驗(yàn)結(jié)果進(jìn)行了分析。

1 飛行仿真器

基于三軸云臺的飛行仿真器主要由移動機(jī)械支架和伺服控制系統(tǒng)組成。為了精準(zhǔn)模擬飛行器的運(yùn)動軌跡及運(yùn)動姿態(tài)，實(shí)驗(yàn)室在綜合衡量系統(tǒng)可靠性和精確性的基礎(chǔ)上，選用了硬質(zhì)合金鋼性材料作為機(jī)械支架的主體材料，其設(shè)計參數(shù)指標(biāo)如表1所示。

表1 移動單元機(jī)械支架設(shè)計參數(shù)指標(biāo)

為確保飛行仿真器的控制精度，實(shí)驗(yàn)室使用西門子SINUMERIK 808D全套數(shù)控伺服系統(tǒng)進(jìn)行機(jī)械單元的伺服控制系統(tǒng)設(shè)計，并使用三組Sinamics V60驅(qū)動器和Simotics 1FL5伺服電機(jī)組合形成的目標(biāo)驅(qū)動模塊。飛行仿真器運(yùn)行時，目標(biāo)運(yùn)動控制信號通過脈沖方向接口傳送到驅(qū)動器，同時電機(jī)編碼器輸出反饋信號與驅(qū)動器形成控制閉環(huán)，實(shí)現(xiàn)控制X、Y、Z三軸精確聯(lián)動[9]。

2 縮比飛行軌跡設(shè)計

由表1可知，飛行仿真器的最大行程為10 m、最大移動速度為0.4 m/s，遠(yuǎn)遠(yuǎn)低于飛行器實(shí)際飛行距離及飛行速度，因此在利用飛行仿真器對飛行器真實(shí)飛行軌跡進(jìn)行模擬時，需要按一定規(guī)則對飛行軌跡進(jìn)行縮比。本研究編寫了一套縮比飛行軌跡制作軟件，使用飛行試驗(yàn)實(shí)測參數(shù)作為數(shù)據(jù)驅(qū)動，按照用戶選定的縮比方式及三軸行程范圍，制作適用于飛行仿真器的縮比飛行軌跡?？s比飛行軌跡制作軟件界面如圖1所示。

圖1 縮比飛行軌跡制作軟件界面

軟件提供了兩種縮比方式供用戶選擇，分別為“最大值縮比”及“各軸分別縮比”?！白畲笾悼s比”模式，根據(jù)原始飛行軌跡各飛行方向與云臺各軸行程之比的最大值，確定統(tǒng)一的縮小比例對飛行軌跡進(jìn)行縮比；“各軸分別縮比”模式，云臺各軸分別確定縮小比例。同時，軟件提供了圓周、拋物線、矩形、直線等內(nèi)置飛行軌跡供用戶選擇。圖2為縮比飛行軌跡設(shè)計流程圖。

圖2 縮比飛行軌跡制作流程

3 試驗(yàn)方案設(shè)計

根據(jù)實(shí)驗(yàn)室現(xiàn)有測量條件，測量儀器選用具備測距和測角功能的全站儀，其有棱鏡條件下測角精度為1″，測距精度為2 mm+2 pmm。

目標(biāo)點(diǎn)測量原理示意圖如圖3。首先，通過對定標(biāo)點(diǎn)的精確測量確定全站儀坐標(biāo)系及其與桁架坐標(biāo)系的轉(zhuǎn)換關(guān)系；而后，利用全站儀對目標(biāo)點(diǎn)(圖中的“棱鏡點(diǎn)”)進(jìn)行測量，確定目標(biāo)點(diǎn)在全站儀坐標(biāo)系下的坐標(biāo)；最后，通過坐標(biāo)系平移和旋轉(zhuǎn)解算得到目標(biāo)點(diǎn)在桁架坐標(biāo)系下的坐標(biāo)。

圖3 測量原理示意圖

外場飛行試驗(yàn)是考核飛行器性能指標(biāo)最直接最有效的手段，因此，在實(shí)驗(yàn)室仿真試驗(yàn)中，以外場飛行試驗(yàn)測量數(shù)據(jù)為模板，使用本文第二節(jié)中提出的縮比飛行軌跡設(shè)計軟件制作縮比飛行軌跡，可最大程度復(fù)現(xiàn)飛行器外場飛行狀態(tài)，有利于后續(xù)研究工作的開展。

在對某型飛行器外場飛行實(shí)測飛行軌跡數(shù)據(jù)進(jìn)行預(yù)處理后，采用“最大值縮比”的方式設(shè)計仿真用縮比飛行軌跡，具體參數(shù)配置如表2所示。應(yīng)用上述配置信息，生成圖4所示的縮比飛行軌跡，再將該飛行軌跡逐點(diǎn)轉(zhuǎn)換為PLC控制程序語句，即可實(shí)現(xiàn)對飛行仿真器的控制。

飛行器仿真器試驗(yàn)主要包括設(shè)備標(biāo)定及參數(shù)設(shè)置、云臺運(yùn)行控制、測量及數(shù)據(jù)記錄三部分。首先是棱鏡安裝、云臺坐標(biāo)系歸零、全站儀標(biāo)定、驅(qū)動數(shù)據(jù)(即縮比飛行軌跡)裝載、云臺運(yùn)行參數(shù)設(shè)置等試驗(yàn)前準(zhǔn)備工作；然后開始模擬飛行試驗(yàn)，并在云臺運(yùn)行至設(shè)定點(diǎn)時，對目標(biāo)點(diǎn)的位置參數(shù)進(jìn)行測量，同時做好目標(biāo)點(diǎn)測量數(shù)據(jù)及控制臺顯示數(shù)據(jù)的記錄；云臺恢復(fù)運(yùn)行至下一被測點(diǎn)，重復(fù)上述測量及數(shù)據(jù)記錄過程直至試驗(yàn)結(jié)束。仿真試驗(yàn)流程如圖5所示。

表2 縮比飛行軌跡設(shè)計參數(shù)

圖4 縮比飛行軌跡三維示意圖

圖5 仿真試驗(yàn)流程

4 仿真試驗(yàn)與結(jié)果分析

為驗(yàn)證本文設(shè)計試驗(yàn)方案的可靠性，利用3.2節(jié)設(shè)計的縮比飛行軌跡對飛行仿真器進(jìn)行驅(qū)動，并通過手動暫停云臺運(yùn)行的方式選取5個特征點(diǎn)進(jìn)行測量。將測量數(shù)據(jù)與云臺控制臺顯示的飛行軌跡設(shè)計坐標(biāo)進(jìn)行比對分析，即可由誤差特性對本研究提出的試驗(yàn)方案的合理性進(jìn)行判定。

表3為5個特征點(diǎn)的測量結(jié)果、設(shè)計坐標(biāo)及誤差情況，從表3中可以看出，5個特征點(diǎn)的坐標(biāo)測量誤差最大值為0.12 mm，最小值僅為0.01 mm。統(tǒng)計分析可知，誤差的均值和標(biāo)準(zhǔn)差分別為0.043 mm、0.032 mm，軌跡測量結(jié)果與設(shè)定軌跡的吻合度較高。

表3 縮比飛行軌跡特征點(diǎn)測量結(jié)果

5 結(jié)論

仿真試驗(yàn)結(jié)果表明，本文設(shè)計的試驗(yàn)方案合理可靠，試驗(yàn)結(jié)果數(shù)據(jù)精度較高，可用于誤差模型修正、數(shù)據(jù)處理技術(shù)優(yōu)化等后續(xù)研究工作，為飛行器研制工作提供了新的思路。