侯泊江，吳玉生，張劍鋒，田心宇

(1 西北工業(yè)大學(xué)航海學(xué)院，西安 710072;2 西北工業(yè)大學(xué)第365研究所，西安 710065;3 32204部隊(duì)，陜西華陰 714200)

0 引言

近年來無人機(jī)的發(fā)展迅猛，在軍事和民用領(lǐng)域都有著廣泛的應(yīng)用[1]。為加快無人機(jī)的研制進(jìn)度，節(jié)省研發(fā)與測試成本，半實(shí)物仿真系統(tǒng)在無人機(jī)的研發(fā)階段發(fā)揮了重要的作用[2]。無人機(jī)的半實(shí)物仿真技術(shù)已發(fā)展多年，技術(shù)相對成熟[3-4]?，F(xiàn)有的半實(shí)物仿真系統(tǒng)一般多建立在地面實(shí)驗(yàn)室的環(huán)境中，用以測試飛行控制律和無人機(jī)的飛控計(jì)算機(jī)的正確性，從而降低實(shí)裝飛行的風(fēng)險，具有較高的工程實(shí)用價值[5]。

中、大型固定翼無人機(jī)一般都配備有指揮測控車，在實(shí)驗(yàn)室環(huán)境內(nèi)進(jìn)行仿真時不易對測控車內(nèi)的地面數(shù)據(jù)終端和指揮控制系統(tǒng)的軟硬件進(jìn)行閉環(huán)。另外，考慮到無人機(jī)在運(yùn)輸過程中可能需要部分拆卸，在外場飛行試驗(yàn)前通常需要恢復(fù)系統(tǒng)狀態(tài)并進(jìn)行完備的測試與仿真，這些需求都是實(shí)驗(yàn)室環(huán)境內(nèi)的仿真系統(tǒng)無法滿足的。

文中針對某滑跑型無人機(jī)設(shè)計(jì)并開發(fā)了一種外場飛行試驗(yàn)時使用的綜合仿真系統(tǒng)。該仿真系統(tǒng)不僅可以測試無人機(jī)的飛控系統(tǒng)，還能將地面指揮測控車、無線電數(shù)據(jù)鏈、航電設(shè)備、供電設(shè)備、飛行控制與導(dǎo)航算法等環(huán)節(jié)進(jìn)行閉環(huán)，指揮測控車內(nèi)的飛行操縱手也可使用該系統(tǒng)根據(jù)計(jì)劃航線進(jìn)行模擬飛行訓(xùn)練。

1 系統(tǒng)構(gòu)架

圖1描述了文中提出的綜合仿真系統(tǒng)的基本構(gòu)架。參試實(shí)物有無人機(jī)機(jī)體(包括機(jī)體內(nèi)部飛控系統(tǒng)、舵機(jī)、電剎車、供電等設(shè)備)、指揮測控車以及仿真計(jì)算機(jī)。無人機(jī)機(jī)體通過仿真電纜與仿真計(jì)算機(jī)相連接并傳輸相應(yīng)的信號；無人機(jī)機(jī)體通過無線電數(shù)據(jù)鏈路與指揮測控車進(jìn)行通訊。

圖1 綜合仿真系統(tǒng)構(gòu)架

具體的仿真原理如圖2所示。由指揮測控車裝訂航路信息，并通過無線電數(shù)據(jù)鏈下傳至無人機(jī)的飛行控制計(jì)算機(jī)中。指揮測控車向下發(fā)“自動起飛”指令，仿真計(jì)算機(jī)系統(tǒng)啟動半實(shí)物仿真試驗(yàn)，整個實(shí)時仿真過程開始。

圖2 綜合仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)原理圖

仿真試驗(yàn)的信號流為：

1)飛行控制計(jì)算機(jī)根據(jù)指揮測控車下發(fā)的指令確定飛行模態(tài)，并由導(dǎo)航模塊和控制模塊實(shí)時計(jì)算當(dāng)前時拍下各執(zhí)行機(jī)構(gòu)的指令并向各執(zhí)行結(jié)構(gòu)發(fā)送控制指令；2)各執(zhí)行機(jī)構(gòu)接收到控制指令后產(chǎn)生動作，并將動作反饋給飛行控制計(jì)算機(jī)；3)仿真計(jì)算機(jī)通過仿真電纜和數(shù)據(jù)采集卡實(shí)時采集到各執(zhí)行機(jī)構(gòu)的動作信號，并傳入無人機(jī)數(shù)字模型中進(jìn)行計(jì)算，得到無人機(jī)飛行的狀態(tài)，包括姿態(tài)、速度、位置等；4)仿真計(jì)算機(jī)模擬機(jī)載傳感器，根據(jù)通信協(xié)議將飛行狀態(tài)信息轉(zhuǎn)換成飛行控制計(jì)算機(jī)可以接收的數(shù)據(jù)格式后，將飛行狀態(tài)信息發(fā)送給飛行控制計(jì)算機(jī)；5)飛行控制計(jì)算機(jī)接收到無人機(jī)的飛行狀態(tài)信號后，繼續(xù)由導(dǎo)航模塊和控制模塊計(jì)算得出下一拍的執(zhí)行機(jī)構(gòu)控制指令，由此仿真進(jìn)入下一拍循環(huán)。

2 硬件設(shè)計(jì)與選型

2.1 仿真上位機(jī)

本系統(tǒng)采用上位機(jī)/目標(biāo)機(jī)的構(gòu)架。上位機(jī)用于仿真模型的建立、調(diào)試、與下載、仿真數(shù)據(jù)的實(shí)時顯示與存儲等功能。選用研華高性能工控機(jī)，配置Intel 4核處理器，主頻2.0 GHz，內(nèi)存4G，運(yùn)行Windows 10 操作系統(tǒng)。

2.2 仿真目標(biāo)機(jī)

仿真目標(biāo)機(jī)的主要功能是實(shí)時運(yùn)行仿真程序，包括無人機(jī)運(yùn)動方程的解算、數(shù)據(jù)的采集與發(fā)送功能。選用研華高性能工控機(jī)，配置Intel 6核處理器，主頻2.6 GHz，內(nèi)存8G。仿真目標(biāo)機(jī)還配置了若干PCI接口的數(shù)據(jù)板卡，具體選型如下：

1)AD通道。選用一塊NI PCI-6259板卡，利用該板卡的32路AD采集通道對無人機(jī)執(zhí)行機(jī)構(gòu)的模擬量反饋信號進(jìn)行采集。

2)DA通道。選用一塊NI PCI-6703板卡，利用該板卡的16路DA輸出通道模擬無人機(jī)的垂直陀螺、角速率陀螺等傳感器信號。

3)串口通道。選用一塊MOXA CP-118U-I 8通道串口卡，用以模擬慣導(dǎo)、GPS、高度/空速傳感器、無線電高度表等傳感器信號；另外還有一路串口通道用以采集剎車執(zhí)行機(jī)構(gòu)的剎車量反饋信息。

2.3 仿真電纜設(shè)計(jì)

針對外場試驗(yàn)使用需求，設(shè)計(jì)了綜合仿真系統(tǒng)的仿真電纜，連接原理如圖3所示。

圖3 仿真電纜連接原理示意圖

無人機(jī)正常工作時，飛控機(jī)的插座1、插座2分別與整機(jī)電纜插座1、插座2連接。仿真電纜采用三路連通的設(shè)計(jì)理念，將飛控機(jī)和整機(jī)電纜斷開后，分別接于仿真電纜上，保證飛控機(jī)和整機(jī)電纜在原有信號連接關(guān)系不變的前提下，接入了仿真目標(biāo)機(jī)的串口信號讀寫和模擬量信號讀寫功能。該設(shè)計(jì)的優(yōu)勢便是在進(jìn)行綜合仿真時，不需要從無人機(jī)機(jī)體中拆卸任何設(shè)備。

3 軟件設(shè)計(jì)

3.1 軟件環(huán)境

實(shí)時仿真系統(tǒng)采用Matlab Simulink Real-Time構(gòu)架。上位機(jī)的人機(jī)交互界面采用GUI工具搭建，除模型編譯、仿真開始與停止等基本指令外，還具有故障注入功能，包括發(fā)動機(jī)停車、機(jī)載傳感器故障以及執(zhí)行機(jī)構(gòu)故障等。上位機(jī)軟件界面如圖4所示。

圖4 綜合仿真系統(tǒng)上位機(jī)軟件界面

3.2 無人機(jī)數(shù)學(xué)模型

無人機(jī)所受到的合外力[6-7]在地面坐標(biāo)系中表示為：

(1)

式中：∑Fxg,∑Fyg,∑Fzg為無人機(jī)受到的合外力在地面坐標(biāo)系中x,y,z軸上的分量；R為變換到地面系上的空氣動力向量，包括升力、阻力、側(cè)向力；G為變換到地面系上的重力向量；P為變換到地面系上的起落架作用力向量，包括支撐力、側(cè)向力和滑動阻力；T為變換到地面系上的發(fā)動機(jī)推力向量。

選擇地面系為參考坐標(biāo)系，無人機(jī)質(zhì)心的運(yùn)動學(xué)方程為：

(2)

V=[vxg,vyg,vzg]T為無人機(jī)在地面系的速度向量。

選擇機(jī)體系為參考坐標(biāo)系，無人機(jī)繞各坐標(biāo)系轉(zhuǎn)動的動力學(xué)方程為：

(3)

式中:[p,q,r]T為無人機(jī)繞機(jī)體系各坐標(biāo)軸轉(zhuǎn)動的角速度向量；[∑Mxb,∑Myb,∑Mzb]T為無人機(jī)受到外力相對于機(jī)體系各軸的合力矩向量。

3.3 無人機(jī)飛行仿真模型

根據(jù)3.2節(jié)建立的動力學(xué)/運(yùn)動學(xué)模型，在Matlab/Simulink環(huán)境下建立了實(shí)時仿真所需的仿真模型，如圖5所示。

圖5 Simulink仿真模型

圖5中，DataIn_from_Machine模塊為指令采集模塊，它驅(qū)動仿真機(jī)上配置的模擬量采集板卡和串口通訊板卡從飛控計(jì)算機(jī)上采集各執(zhí)行機(jī)構(gòu)的動作量。采集完成后將上述動作量封裝成向量并傳送給無人機(jī)模型。

aircraft模塊為無人機(jī)運(yùn)動解算模塊。該模塊接收到各執(zhí)行機(jī)構(gòu)的動作量后，結(jié)合無人機(jī)的氣動數(shù)據(jù)和上一時拍的飛行狀態(tài)，解算下一時拍的無人機(jī)飛行狀態(tài)，并傳送給DataOut_to_Machine模塊。aircraft模塊內(nèi)部較為復(fù)雜，文中給出其計(jì)算原理圖，如圖6所示。

圖6 aircraft模塊內(nèi)部無人機(jī)運(yùn)動仿真解算原理

圖6中“氣動系數(shù)模塊”完成空氣動力特性計(jì)算。它利用氣動數(shù)據(jù)、飛行參數(shù)和操縱面的位置，計(jì)算穩(wěn)定軸上的氣動系數(shù)，最后通過坐標(biāo)轉(zhuǎn)換計(jì)算出機(jī)體軸上的氣動力和力矩，輸出到“無人機(jī)六自由度模型”模塊。

起落架力和力矩模塊計(jì)算受前輪偏轉(zhuǎn)角、剎車輸入和地面支撐力和摩擦力及其相關(guān)的力矩的影響。

無人機(jī)六自由度模型部分主要完成無人機(jī)六自由度剛體運(yùn)動方程的解算，綜合無人機(jī)所受的各種力和力矩，解算出無人機(jī)的姿態(tài)、速度、位置等飛行狀態(tài)參數(shù)。

圖5中，DataOut_to_Machine模塊為飛行狀態(tài)發(fā)送模塊，將無人機(jī)的飛行狀態(tài)參數(shù)按照各機(jī)載傳感器的報文格式進(jìn)行組包，并驅(qū)動仿真目標(biāo)機(jī)上的模擬量輸出板卡和串口通訊板卡，將無人機(jī)飛行的狀態(tài)發(fā)送給飛行控制計(jì)算機(jī)。

4 仿真案例

4.1 飛行全過程仿真試驗(yàn)

在指揮測控車上設(shè)計(jì)了某次飛行試驗(yàn)的航線，如圖7所示。使用文中設(shè)計(jì)的綜合仿真系統(tǒng)對飛行全過程進(jìn)行仿真試驗(yàn)，驗(yàn)證無人機(jī)系統(tǒng)各環(huán)節(jié)的正確性與所設(shè)計(jì)航線的合理性。

圖7 飛行航線

仿真結(jié)果表明，整個系統(tǒng)硬件接口正確可靠，飛行控制律能夠滿足飛行全過程的控制需求。摘取部分仿真曲線如圖8所示。另外，通過仿真試驗(yàn)，地面操縱手進(jìn)行了該航線的的模擬飛行訓(xùn)練，提前熟悉了整個飛行過程的細(xì)節(jié)。

圖8 飛行全過程試驗(yàn)參數(shù)曲線

4.2 側(cè)風(fēng)干擾試驗(yàn)

滑跑型無人機(jī)的降落過程是影響無人機(jī)安全飛行的重要環(huán)節(jié)之一。為驗(yàn)證自動著陸過程受外界環(huán)境因素的干擾，通過綜合真系統(tǒng)加入6 m/s的正側(cè)風(fēng)并保持。加入側(cè)風(fēng)干擾后無人機(jī)恢復(fù)穩(wěn)定狀態(tài)的部分參數(shù)曲線如圖9所示。側(cè)風(fēng)干擾使無人機(jī)航向發(fā)生偏轉(zhuǎn)，但控制系統(tǒng)能夠控制無人機(jī)飛行的航跡方位角穩(wěn)定在62°附近，即無人機(jī)的飛行軌跡始終對準(zhǔn)機(jī)場跑道的方向，且航跡偏差在波動后基本控制在0附近。這說明飛行控制律使得無人機(jī)可以抵抗一定程度的側(cè)風(fēng)干擾，無人機(jī)飛行軌跡始終對準(zhǔn)預(yù)期降落方向，能夠完成正常著陸。

圖9 側(cè)風(fēng)干擾試驗(yàn)部分參數(shù)曲線

5 結(jié)論

根據(jù)外場試驗(yàn)的實(shí)際需求，針對某滑跑型固定翼無人機(jī)設(shè)計(jì)了一種綜合仿真系統(tǒng)，給出了總體構(gòu)架、硬件設(shè)計(jì)選型與軟件設(shè)計(jì)方案，并結(jié)合某次飛行試驗(yàn)任務(wù)進(jìn)行了地面綜合仿真試驗(yàn)以及飛行試驗(yàn)前操縱手的模擬訓(xùn)練。從仿真試驗(yàn)結(jié)果可知，該綜合仿真系統(tǒng)方便易用，能夠在對無人機(jī)大系統(tǒng)的閉環(huán)進(jìn)行仿真驗(yàn)證，為定位系統(tǒng)問題、優(yōu)化飛行任務(wù)航線及地面模擬訓(xùn)練提供有效手段。該綜合仿真系統(tǒng)正應(yīng)用于某外貿(mào)型滑跑無人機(jī)系統(tǒng)，取得了良好的效果，其模擬訓(xùn)練功能已成為飛行任務(wù)前不可缺少的環(huán)節(jié)。