陳燕云，何偉，盛守照，江駒

(南京航空航天大學(xué) 自動化學(xué)院，江蘇 南京 210016)

0 引言

直升機自動飛行控制系統(tǒng)的組成一般包含3個環(huán)節(jié)：導(dǎo)航與傳感器環(huán)節(jié)、自動飛行控制環(huán)節(jié)以及無人機地面站軟件環(huán)節(jié)。三者相互鉸鏈，結(jié)構(gòu)相對混亂。隨著直升機功能及性能的不斷發(fā)展，航空電子設(shè)備在直升機駕駛上的重要性日益突出，直升機性能的提升離不開航空電子設(shè)備的升級[1]。文獻[2]在嵌入式開發(fā)板上搭建了基于ARINC429協(xié)議的飛管仿真系統(tǒng)，研究飛管的顯控和通信模塊設(shè)計。文獻[3]將仿真系統(tǒng)分解為飛控與飛行器模型系統(tǒng)、地面站系統(tǒng)、視景仿真等獨立板塊，搭建了一套分布式飛行仿真系統(tǒng)。但此前的研究主要是對 FMS的算法分析或單一功能的仿真等[4-8]。

針對此類問題，本文提出并建立了分布式架構(gòu)的飛行綜合控制方案和仿真系統(tǒng)軟件，對直升機的任務(wù)調(diào)度與飛行控制進行綜合管理，綜合控制管理各系統(tǒng)間的資源和功能分配并保證系統(tǒng)協(xié)調(diào)運行。

1 分布式架構(gòu)總體設(shè)計

1.1 硬件平臺設(shè)計

飛行管理系統(tǒng)(FMS)由飛控系統(tǒng)與模型仿真計算機、飛管顯控計算機以及飛管計算機組成，相互之間通過以太網(wǎng)絡(luò)進行信息交互。平臺硬件結(jié)構(gòu)組成如圖1所示。

圖1 仿真平臺硬件組成

1.2 軟件平臺設(shè)計

等效仿真環(huán)境中包含自動飛行控制軟件、直升機模型/環(huán)境/導(dǎo)航與傳感器仿真軟件、飛管子系統(tǒng)軟件以及飛管顯控軟件3大模塊，各子模塊軟件組成與結(jié)構(gòu)如圖2所示。模塊化的設(shè)計易于更改和二次開發(fā)。

圖2 仿真平臺軟件組成與結(jié)構(gòu)設(shè)計

1.3 模塊間的數(shù)據(jù)交互

仿真子系統(tǒng)間采用UDP協(xié)議[9]進行數(shù)據(jù)交互，模塊間通信內(nèi)容組成如圖3所示。飛控和直升機模型軟件的功能為：接收風(fēng)擾信息、水平和垂直引導(dǎo)信息等，實現(xiàn)自動飛行閉環(huán)控制。飛管顯控軟件的功能有：引導(dǎo)指令信息、直升機舵面偏轉(zhuǎn)量；接收直升機狀態(tài)信息等，實現(xiàn)數(shù)據(jù)的顯示、分析和保存，負責(zé)啟動或停止仿真系統(tǒng)的各環(huán)節(jié)，并保證仿真環(huán)節(jié)的同步性。飛管計算機軟件的功能為：引導(dǎo)方式信號，MOT構(gòu)建信息以及飛行計劃信息；接收飛行狀態(tài)信息，完成直升機自動飛行的準(zhǔn)確引導(dǎo)。

圖3 模塊間通信內(nèi)容組成

2 直升機建模與控制器設(shè)計

2.1 直升機數(shù)學(xué)建模

建立合理準(zhǔn)確且置信度高的直升機數(shù)學(xué)模型是開展直升機性能分析、控制器設(shè)計以及分布式仿真驗證的必要前提條件。直升機符合一般的剛體假設(shè)，它在空中的運動有6個自由度，即繞質(zhì)心的3個移動自由度 和3個轉(zhuǎn)動自由度[10-11]。由牛頓第二定理——歐拉公式可建立直升機的剛體運動方程組為：

(1)

繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的動力學(xué)方程為：

(2)

式中Fx、Fy、Fz和Mx、My、Mz分別為機體系下直升機3個合力和力矩的合力矩。此外，直升機姿態(tài)角和姿態(tài)角速率之間的運動方程為：

(3)

2.2 飛行控制子系統(tǒng)設(shè)計

基于經(jīng)典控制理論設(shè)計的樣例直升機飛行控制總體框圖如圖4所示。首先，完成姿態(tài)內(nèi)回路控制，保證直升機姿態(tài)的穩(wěn)定性與可操縱性。其次，在內(nèi)回路基礎(chǔ)上設(shè)計了直升機的速度、高度、位置以及偏航距等外環(huán)控制器，完成航跡控制。

圖4 直升機飛行控制系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

3 飛行管理子系統(tǒng)設(shè)計

ARINC72協(xié)議[12]定義的飛行管理系統(tǒng)的主要功能包括：綜合導(dǎo)航、飛行計劃(航路過渡)、導(dǎo)引功能、性能優(yōu)化和預(yù)測、數(shù)據(jù)接口、特殊任務(wù)構(gòu)建、人機接口和顯示系統(tǒng)等。本文主要研究飛行管理系統(tǒng)的顯控界面、特殊任務(wù)構(gòu)建、飛行計劃航路過渡以及水平和垂直引導(dǎo)等4個主要功能。

3.1 飛管顯控界面設(shè)計

本文設(shè)計的飛管顯控界面包含飛行計劃交互面板、導(dǎo)航方式選擇面板、飛管系統(tǒng)控制面板、MOT特殊任務(wù)構(gòu)建設(shè)置面板、風(fēng)擾注入面板、實時航圖顯示區(qū)、飛行相關(guān)數(shù)據(jù)顯示區(qū)、儀表盤顯示面板、動態(tài)曲線實時繪制面板等九大板塊，如圖5所示。

圖5 飛管顯控界面

3.2 MOT特殊任務(wù)規(guī)劃

直升機懸停分為兩種，一是對懸停位置無要求的HOVER模式，二是通過飛管顯控界面，設(shè)置必要參數(shù)，將直升機懸停在指定位置上(mark on target，MOT)，其應(yīng)用場景如圖6所示，航線規(guī)劃分區(qū)如圖7所示。研究表明，逆風(fēng)懸停更有利于保持直升機的穩(wěn)定性，即風(fēng)速是特殊路線規(guī)劃的重要考慮因素。

圖6 MOT應(yīng)用場景

圖7 航線規(guī)劃分區(qū)

1) 當(dāng)風(fēng)速<5節(jié)時不考慮風(fēng)的影響。此時，若直升機到懸停點距離>3海里，則懸停路徑的軸向取為直升機當(dāng)前位置直飛到懸停位置的方位；反之，則懸停路徑的軸向取為直升機當(dāng)前航向順時針旋轉(zhuǎn)135°，具體規(guī)劃算法參考風(fēng)速>5節(jié)時區(qū)域1的程序進入方式。

2) 當(dāng)風(fēng)速>5節(jié)時，分3種進入方式：區(qū)域1、區(qū)域2以及區(qū)域3等3種程序進入方式。

程序進入方式下，MOT任務(wù)執(zhí)行后，直升機將開始轉(zhuǎn)向順風(fēng)航段。順風(fēng)航段的長度根據(jù)所需距離(在順風(fēng)航段下降或減速至目標(biāo)速度和高度所需距離)設(shè)計，目標(biāo)高度和速度分別為地面91.44m(300英尺)和70節(jié)地速。轉(zhuǎn)入逆風(fēng)航段后，保持當(dāng)前高度和速度直到到達FDEC點。此后，直升機以6°下滑角從70節(jié)開始減速、降高并首先到達12.2m(40英尺)高度LOA點。此后繼續(xù)減速，當(dāng)減速至30節(jié)真空速后開始過渡到保持航向和側(cè)傾、保持零橫向速度并最終懸停在指定的懸停位置(FHP)上。

3.3 飛行計劃航路過渡

1) 普通航路過渡

假設(shè)飛行計劃的3個連續(xù)航路的地平面內(nèi)坐標(biāo)分別為 (xWP1，yWP1)、(xWP2，yWP2)和(xWP3，yWP3)，如圖8所示，若已知直升機轉(zhuǎn)彎半徑，則跡線可由兩條直線段和一個圓弧段構(gòu)成[13]，切點坐標(biāo)由幾何關(guān)系計算。

圖8 普通航路過渡

2) 含最終航向航路過渡

若直升機的飛行航跡在一個平面上，則直升機的運動與Dubins汽車相似，本文將直升機模型類似為一個Dubins汽車模型來進行分析[14]。

圖9 Dubins曲線路徑

求解Dubins曲線主要是求解兩個圓弧的切點。由幾何關(guān)系可得：

(4)

進一步解算即可求得所有切點坐標(biāo)并獲得最終的Dubins路線。

3.4 飛行計劃航路過渡

水平引導(dǎo)利用導(dǎo)航模塊的位置數(shù)據(jù)和水平計劃模塊的引導(dǎo)路徑產(chǎn)生一個基于以上數(shù)據(jù)的橫滾指令，使得直升機沿著設(shè)定的航線飛行。垂直引導(dǎo)功能則用于控制目標(biāo)高度、目標(biāo)垂直速度和目標(biāo)速度。

1) 水平引導(dǎo)

水平(橫側(cè)向)制導(dǎo)律根據(jù)控制模態(tài)不同而分別計算，其控制模態(tài)劃分為航跡控制與航向控制兩種，本文采用文獻[16]的L1制導(dǎo)律進行航跡控制。

2) 垂直引導(dǎo)

垂直引導(dǎo)利用導(dǎo)航模塊的垂直數(shù)據(jù)和垂直計劃模塊的引導(dǎo)路徑產(chǎn)生一個基于以上數(shù)據(jù)的垂直指令，實現(xiàn)飛行中爬升、巡航和下降之間的轉(zhuǎn)換。

4 仿真實驗與結(jié)果分析

本文設(shè)計的飛管顯控界面通過Qt5.9.2進行編寫、編譯，飛控和模型軟件用VS2010進行搭建，各軟件均運行在Windows 7操作系統(tǒng)的RTX環(huán)境下。試驗時，將直升機起飛地點以及降落地點置于某同一機場，添加飛行計劃，并預(yù)測水平軌跡/垂直剖面軌跡，直升機離地60 ft后再自動接通水平和垂直引導(dǎo)，使直升機按飛行計劃自動飛行。途中，任意時刻執(zhí)行MOT特殊任務(wù)指令，驗證其飛管MOT功能性能。仿真結(jié)果如圖10-圖13所示。

圖10 飛行計劃航路過渡仿真軌跡

圖11 MOT特殊任務(wù)飛行仿真航跡

圖10中，航路點2為飛躍點，航路點4為最終航向航路點，且規(guī)定的進入航向為正北方向，左圖10(a)中紫色實線和圖10(b)中藍色實線為水平飛行計劃預(yù)測剖面。圖11為執(zhí)行飛管MOT特殊懸停任務(wù)后直升機航行軌跡，圖11(a)中紫色實線為預(yù)測的MOT懸停剖面，紅色實線為直升機真實航行軌跡。圖12、圖13為飛行過程中，直升機的引導(dǎo)指令與相應(yīng)曲線以及各操縱舵面仿真曲線圖(因本刊黑白印刷，如有疑問可咨詢作者)。

圖12 MOT飛行直升機狀態(tài)仿真曲線

圖13 MOT飛行直升機控制量仿真曲線

由圖10-圖13可知，本文設(shè)計的分布式直升機自動飛行仿真平臺的層次清晰，各模塊功能配置合理，直升機平臺飛行效果優(yōu)良，飛行姿態(tài)平穩(wěn)，縱橫向控制動穩(wěn)態(tài)特性均符合國軍標(biāo)要求，在飛管水平和垂直引導(dǎo)下直升機航跡跟蹤誤差較小，各項功能和指標(biāo)均滿足要求。

5 結(jié)語

本文將直升機數(shù)學(xué)模型、自動飛行控制系統(tǒng)、直升機飛行管理系統(tǒng)和分布式交互結(jié)合起來，深入研究直升機飛行管理系統(tǒng)的主要功能，提出并建立基于分布式交互的直升機飛行仿真系統(tǒng)和軟件環(huán)境，使直升機自動飛行控制平臺層次結(jié)構(gòu)更加清晰明朗，功能更加完善。仿真驗證表明，分布式平臺各個子模塊設(shè)計和綜合仿真環(huán)境均滿足預(yù)期目標(biāo)。