飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計與半物理仿真方法及系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計與半物理仿真方法及系統(tǒng)，屬于飛行控制領(lǐng)域。其包括：飛行動力學(xué)模型運行模塊、三軸轉(zhuǎn)臺、姿態(tài)傳感器、壓力變換裝置、壓力傳感器、仿真計算機、升降舵機、副翼舵機、方向舵機和配平舵機。本發(fā)明通過設(shè)計和建立飛行控制系統(tǒng)的原型以及半物理仿真系統(tǒng)，使得能進(jìn)行基于模型的飛行控制系統(tǒng)設(shè)計、數(shù)學(xué)仿真和原型系統(tǒng)實現(xiàn)，并通過半物理仿真實時完成對飛行控制系統(tǒng)的性能測試和軟件驗證，實現(xiàn)飛行控制系統(tǒng)設(shè)計、數(shù)學(xué)仿真和原型系統(tǒng)以及半物理仿真的一體化。
【專利說明】飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計與半物理仿真方法及系統(tǒng)

【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計與半物理仿真方法及系統(tǒng)，屬于飛 行控制領(lǐng)域。

【背景技術(shù)】
[0002] 飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計可分為兩個主要階段：理論設(shè)計階段和工程設(shè)計階段。
[0003] 理論設(shè)計階段：主要根據(jù)系統(tǒng)功能和性能需求，采用適當(dāng)設(shè)計理論進(jìn)行控制律設(shè) 計，即控制器或計算機的控制指令算法，在設(shè)計完成后通過數(shù)學(xué)仿真進(jìn)行控制律驗證，即功 能和性能測試。
[0004] 工程設(shè)計階段：需要對系統(tǒng)的硬件配置進(jìn)行設(shè)計，并同時進(jìn)行軟件的編寫。并通過 原理樣機的制造來驗證理論和工程設(shè)計的結(jié)果是否滿足論證時所提出的性能需求。
[0005] 現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)完全是數(shù)字化的并以數(shù)字計算機為主要核心建造的，其功能和 性能完全是由軟件來實現(xiàn)的，若要驗證軟件的功能和性能，必須在原理樣機研制完成以后 通過半物理仿真才能實施。
[0006] 由于理論和工程設(shè)計中的不完備性（由于系統(tǒng)正在設(shè)計過程中，因此沒有一個現(xiàn) 實系統(tǒng)可以借鑒，只能依賴?yán)碚摻Y(jié)果，這樣導(dǎo)致如飛行控制系統(tǒng)的控制律設(shè)計完全是依賴 于模型的，而沒有考慮具體實現(xiàn)時如計算機和傳感器的延遲效應(yīng)、計算機計算量和速度等 問題），將導(dǎo)致最初原理樣機設(shè)計是有一定缺陷的，不完備的硬件平臺和軟件接口將使得軟 件的調(diào)整和試驗受到極大的影響，這往往需要通過對原理樣機軟硬件進(jìn)行不斷地修改設(shè)計 才能達(dá)到要求，因此對原理樣機的修改設(shè)計和對飛行控制系統(tǒng)軟件的驗證試驗基本上是同 步進(jìn)行的，這將使得對軟件驗證變得困難，顯著地降低了研制效率并使得軟件可靠性下降。
[0007] 在這種情況下研制工作主要關(guān)注于對系統(tǒng)的不斷修改，而忽略了對系統(tǒng)整體性能 的關(guān)注，也使得系統(tǒng)的整體技術(shù)并不完全處于最優(yōu)或次優(yōu)的狀態(tài)，同樣系統(tǒng)的性能也無法 得到最優(yōu)的保證。并也會導(dǎo)致項目周期長，費用高，缺乏必要的可靠性，甚至導(dǎo)致項目失敗。
[0008] 目前已有的飛行控制系統(tǒng)設(shè)計和原理樣機技術(shù)主要有以下缺點：
[0009] (1)原理樣機軟件和硬件在初期設(shè)計中是不完備；
[0010] (2)軟件不是基于模型化并經(jīng)過驗證后設(shè)計的；
[0011] (3)設(shè)計、數(shù)學(xué)仿真和半物理仿真是分開獨立進(jìn)行的；
[0012] (4)系統(tǒng)研制效率低、周期長和成本高；
[0013] (5)無法實現(xiàn)即想即所得的設(shè)計思想。
[0014] 這就要求在飛行控制原理樣機研制之前，引入各種試驗手段，并由可靠性高的實 時軟/硬件平臺做支持，用半物理仿真的手段進(jìn)行飛行控制系統(tǒng)的軟件進(jìn)行驗證與試驗， 即希望尋找一種方法或系統(tǒng)能將理論設(shè)計結(jié)果進(jìn)行快速地驗證和測試，并能確定符合系統(tǒng) 功能和性能要求的軟硬件體系，為原理樣機的研制提供正確的硬件技術(shù)方案和飛行控制系 統(tǒng)軟件。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0015] 本發(fā)明的目的是為了克服已有飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計和仿真技術(shù)中存在的問題，提 出一種飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計與半物理仿真方法及系統(tǒng)。
[0016] 本發(fā)明的目的是通過下述技術(shù)方案實現(xiàn)的。
[0017] 一種飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計與半物理仿真方法，其具體實施步驟為：
[0018] 步驟1 :將姿態(tài)傳感器安裝在三軸轉(zhuǎn)臺上；將壓力傳感器安裝在壓力變換裝置 的內(nèi)部；在仿真計算機上安裝技術(shù)計算語言軟件（Matlab)、仿真和基于模型的設(shè)計軟件 (Simulink)和實時仿真測試環(huán)境（Simulation Workbench)。
[0019] 步驟2 :在仿真計算機上運行Matlab和Simulink軟件，按設(shè)計要求得到飛機控制 系統(tǒng)控制律。
[0020] 步驟3 :在仿真計算機上運行Simulation Workbench軟件，加載步驟2得到的飛 機控制系統(tǒng)控制律，并設(shè)置仿真實驗的時間T和步長t。
[0021] 步驟4 :確定飛行動力學(xué)方程，并設(shè)置初始值；根據(jù)飛行動力學(xué)方程及初始值，產(chǎn) 生飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)、飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度，并把飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)發(fā)送給三軸 轉(zhuǎn)臺，把飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度傳遞給壓力變換裝置。
[0022] 步驟5 :姿態(tài)傳感器感知三軸轉(zhuǎn)臺運動的姿態(tài)角，并將結(jié)果發(fā)送至仿真計算機。
[0023] 步驟6 :壓力變換裝置對飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，計算 得到飛機所處環(huán)境的大氣壓力，并控制壓力變換裝置內(nèi)部的氣體壓力與所述飛機所處環(huán)境 的大氣壓力相等。
[0024] 步驟7 :壓力傳感器感知壓力變換裝置內(nèi)部的氣體壓力，并將結(jié)果發(fā)送至仿真計 算機。
[0025] 步驟8 :使用仿真計算機上運行的Simulation Workbench軟件，對姿態(tài)傳感器發(fā) 送來的姿態(tài)角數(shù)據(jù)和壓力傳感器發(fā)送來的氣體壓力數(shù)據(jù)按控制律進(jìn)行處理，得到升降舵偏 角、副翼偏角、方向舵偏角和配平調(diào)整片偏角指令數(shù)據(jù)，并將升降舵偏角信號發(fā)送至俯仰舵 機，將副翼偏角信號發(fā)送至滾轉(zhuǎn)舵機，將方向舵偏角信號發(fā)送至航向舵機，將配平調(diào)整片偏 角信號發(fā)送至配平舵機。
[0026] 步驟9 :俯仰舵機將升降舵偏角轉(zhuǎn)換為升降頻率信號；滾轉(zhuǎn)舵機將副翼偏角轉(zhuǎn)換 為副翼頻率?目號；航向舵機是將方向舵偏角轉(zhuǎn)換為方向頻率?目號；配平舵機將配平調(diào)整片 偏角轉(zhuǎn)換為配平頻率信號。
[0027] 步驟10 :使用步驟3確定的飛行動力學(xué)方程，以及步驟9得到的升降頻率信號、副 翼頻率信號、方向頻率信號和配平頻率信號，產(chǎn)生飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)、飛機高度、飛機速度和 飛機垂直速度，并把飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)發(fā)送給三軸轉(zhuǎn)臺，把飛機高度、飛機速度和飛機垂直速 度傳遞給壓力變換裝置。然后反復(fù)執(zhí)行步驟5至步驟10的操作，直到仿真實驗時間長度達(dá) 到Τ，停止操作。
[0028] 實現(xiàn)上述方法的一種飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計與半物理仿真系統(tǒng)，包括：飛 行動力學(xué)模型運行模塊、三軸轉(zhuǎn)臺、姿態(tài)傳感器、壓力變換裝置、壓力傳感器、仿真計算機、 俯仰舵機、滾轉(zhuǎn)舵機、航向舵機和配平舵機。
[0029] 所述飛行動力學(xué)模型運行模塊中有是一組飛行動力學(xué)方程；飛行動力學(xué)模型運行 模塊主要作用是根據(jù)升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角和配平調(diào)整片偏角數(shù)據(jù)，利用飛行 動力學(xué)方程產(chǎn)生飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)、飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度，并把飛機姿態(tài)角數(shù) 據(jù)發(fā)送給三軸轉(zhuǎn)臺，把飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度傳遞給壓力變換裝置。
[0030] 所述三軸轉(zhuǎn)臺的主要作用是接收飛行動力學(xué)模型運行模塊發(fā)送來的飛機姿態(tài)角 數(shù)據(jù)，并根據(jù)飛機姿態(tài)角指令進(jìn)行運動。
[0031] 所述姿態(tài)傳感器安裝在三軸轉(zhuǎn)臺上，其主要作用是感知三軸轉(zhuǎn)臺運動的姿態(tài)角， 并將結(jié)果發(fā)送至仿真計算機。
[0032] 所述壓力變換裝置對飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，計算得 到飛機所處環(huán)境的大氣壓力，并控制壓力變換裝置內(nèi)部的氣體壓力與所述飛機所處環(huán)境的 大氣壓力相等。
[0033] 所述壓力傳感器安裝在壓力變換裝置的內(nèi)部，其主要作用是感知壓力變換裝置內(nèi) 部的氣體壓力，并將結(jié)果發(fā)送至仿真計算機。
[0034] 所述仿真計算機內(nèi)安裝有技術(shù)計算語言軟件（Matlab)、仿真和基于模型的設(shè)計軟 件（Simulink)和實時仿真測試環(huán)境（Simulation Workbench)。其主要作用是：①通過運 行Simulink軟件，得到飛機控制系統(tǒng)控制律。②通過運行Simulation Workbench軟件， 加載飛機控制系統(tǒng)控制律，對姿態(tài)傳感器發(fā)送來的姿態(tài)角數(shù)據(jù)和壓力傳感器發(fā)送來的氣體 壓力數(shù)據(jù)按控制律進(jìn)行處理，得到升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角和配平調(diào)整片偏角數(shù) 據(jù)，并將升降舵偏角發(fā)送至俯仰舵機，將副翼偏角發(fā)送至滾轉(zhuǎn)舵機，將方向舵偏角發(fā)送至航 向舵機，將配平調(diào)整片偏角發(fā)送至配平舵機。
[0035] 所述俯仰舵機的主要作用是將升降舵偏角轉(zhuǎn)換為升降頻率信號，并發(fā)送至飛行動 力學(xué)模型運行模塊。
[0036] 所述滾轉(zhuǎn)舵機的主要作用是將副翼偏角轉(zhuǎn)換為副翼頻率信號，并發(fā)送至飛行動力 學(xué)模型運行模塊。
[0037] 所述航向舵機的主要作用是將方向舵偏角轉(zhuǎn)換為方向頻率信號，并發(fā)送至飛行動 力學(xué)模型運行模塊。
[0038] 所述配平舵機的主要作用是將配平調(diào)整片偏角轉(zhuǎn)換為配平頻率信號，并發(fā)送至飛 行動力學(xué)模型運行模塊。
[0039] 飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計系統(tǒng)各模塊的連接關(guān)系為：
[0040] 飛行動力學(xué)模型運行模塊的輸出端分別與三軸轉(zhuǎn)臺和壓力變換裝置的輸入端連 接；姿態(tài)傳感器安裝在三軸轉(zhuǎn)臺上，姿態(tài)傳感器的輸出端與仿真計算機的輸入端連接；壓 力傳感器安裝在壓力變換裝置的內(nèi)部，壓力傳感器的輸出端與仿真計算機的輸入端連接； 仿真計算機的輸出端分別與俯仰舵機、滾轉(zhuǎn)舵機、航向舵機和配平舵機的輸入端連接；俯仰 舵機、滾轉(zhuǎn)舵機、航向舵機和配平舵機的電信號輸出端均與連接飛行動力學(xué)模型運行模塊 的輸入端連接。
[0041] 有益效果
[0042] 本發(fā)明提出的一種飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計與半物理仿真方法及系統(tǒng)與已 有飛行控制系統(tǒng)設(shè)計方法相比較，具有如下優(yōu)點：
[0043] ①本發(fā)明方法可以根據(jù)理論設(shè)計結(jié)果快速得到飛機控制系統(tǒng)的原型，提高系統(tǒng)研 制效率，縮短研制周期。
[0044] ②可以在同一個平臺上進(jìn)行原型系統(tǒng)的功能和性能驗證。
[0045] ③能夠?qū)崿F(xiàn)即想即所得的設(shè)計思想。
[0046] ④通過驗證的原型系統(tǒng)軟件具有可移植性。
[0047] ⑤原型系統(tǒng)對嵌入式系統(tǒng)的硬件設(shè)計具有指導(dǎo)意義。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0048]圖1為本發(fā)明【具體實施方式】中飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計與半物理仿真系統(tǒng) 結(jié)構(gòu)框圖。

【具體實施方式】
[0049] 為了更清楚的說明本發(fā)明的技術(shù)方案，下面將結(jié)合1個具體實施例以及附圖對本 發(fā)明的技術(shù)方案進(jìn)行更完整的描述。
[0050] 本實施例中的飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計與半物理仿真系統(tǒng)，包括：飛行動力 學(xué)模型運行模塊、三軸轉(zhuǎn)臺、姿態(tài)傳感器、壓力變換裝置、壓力傳感器、仿真計算機、俯仰舵 機、滾轉(zhuǎn)舵機、航向舵機和配平舵機。
[0051] 飛行動力學(xué)模型運行模塊采用iHawk Simbox仿真計算機，內(nèi)置一組飛行動力學(xué)方 程；其主要作用是根據(jù)升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角和配平調(diào)整片偏角數(shù)據(jù)，利用飛 行動力學(xué)方程產(chǎn)生飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)、飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度，并通過RS422串 口將把飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)發(fā)送給三軸轉(zhuǎn)臺，把飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度傳遞給壓 力變換裝置。RS422串口通信參數(shù)：波特率：921600bit/s、數(shù)據(jù)位：8bit、停止位：lbit、無校 驗。
[0052] 三軸轉(zhuǎn)臺的主要作用是接收飛行動力學(xué)模型運行模塊發(fā)送來的飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)， 并根據(jù)飛機姿態(tài)角指令進(jìn)行運動。
[0053] 姿態(tài)傳感器安裝在三軸轉(zhuǎn)臺上，其主要作用是感知三軸轉(zhuǎn)臺運動的姿態(tài)角，并將 結(jié)果發(fā)送至仿真計算機。
[0054] 壓力變換裝置對飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，計算得到飛 機所處環(huán)境的大氣壓力，并控制壓力變換裝置內(nèi)部的氣體壓力與所述飛機所處環(huán)境的大氣 壓力相等。
[0055] 壓力傳感器安裝在壓力變換裝置的內(nèi)部，其主要作用是感知壓力變換裝置內(nèi)部的 氣體壓力，并將結(jié)果發(fā)送至仿真計算機。
[0056] 仿真計算機采用iHawk Simbox仿真計算機，Simbox仿真計算機的三塊板卡分別 是：
[0057] PMC-16AI0 A/D采集卡：PMC-16AI0是帶有32通道模擬量輸入、4通道模擬量輸出、 16位數(shù)字端口的A/D采集卡，模擬量輸入輸出范圍為± 10V。
[0058] NI PXI-6602定時/計數(shù)器板卡：NI PXI-6602是帶有數(shù)字I/O線的8通道計數(shù) 器/定時器板卡、80MHz最大源頻率（使用預(yù)定標(biāo)度可達(dá)125MHz)、8通道，32位加減計數(shù)器 /定時器模塊、3種同步高速DMA轉(zhuǎn)換能力、數(shù)字去抖動濾波器、32條數(shù)字I/O線（5V TTL/ CMOS)
[0059] MOXA CP-118EL-A 多串 口卡：CP-118EL-A 是一款聰明型 8 口 PCI Express 多串口 卡，Unix，它的8個RS-232/422/485串口均可支持高達(dá)921. 6Kbps的通信速率。
[0060] 仿真計算機內(nèi)部安裝有技術(shù)計算語言軟件Matlab、仿真和基于模型的設(shè)計軟 件Simulink和實時仿真測試環(huán)境Simulation Workbench。其主要作用是：①通過運行 Simulink軟件，得到飛機控制系統(tǒng)控制律。②通過運行Simulation Workbench軟件，加載 飛機控制系統(tǒng)控制律，對姿態(tài)傳感器發(fā)送來的姿態(tài)角數(shù)據(jù)和壓力傳感器發(fā)送來的氣體壓力 數(shù)據(jù)按控制律進(jìn)行處理，得到升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角和配平調(diào)整片偏角數(shù)據(jù)， 并將升降舵偏角發(fā)送至俯仰舵機，將副翼偏角發(fā)送至滾轉(zhuǎn)舵機，將方向舵偏角發(fā)送至航向 舵機，將配平調(diào)整片偏角發(fā)送至配平舵機。
[0061] Simulation Workbench作為仿真框架軟件，能夠支持多種程序語言的模型，包括 Matlab/simulink和C語言用戶模型；C、python、SWs/SWm語言實時測試腳本；駐留于內(nèi)存 的實時數(shù)據(jù)庫；支持多模型、多速率仿真；實時的基于頻率的調(diào)度機制；提供集成C、C++及 Fortran模型豐富的API。
[0062] 俯仰舵機的主要作用是將升降舵偏角轉(zhuǎn)換為升降頻率信號，并發(fā)送至飛行動力學(xué) 模型運行模塊。
[0063] 滾轉(zhuǎn)舵機的主要作用是將副翼偏角轉(zhuǎn)換為副翼頻率信號，并發(fā)送至飛行動力學(xué)模 型運行模塊。
[0064] 航向舵機的主要作用是將方向舵偏角轉(zhuǎn)換為方向頻率信號，并發(fā)送至飛行動力學(xué) 模型運行模塊。
[0065] 配平舵機的主要作用是將配平調(diào)整片偏角轉(zhuǎn)換為配平頻率信號，并發(fā)送至飛行動 力學(xué)模型運行模塊。
[0066] 飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計系統(tǒng)各模塊的連接關(guān)系為：
[0067] 飛行動力學(xué)模型運行模塊的輸出端分別與三軸轉(zhuǎn)臺和壓力變換裝置的輸入端連 接；姿態(tài)傳感器安裝在三軸轉(zhuǎn)臺上，姿態(tài)傳感器的輸出端與仿真計算機的輸入端連接；壓 力傳感器安裝在壓力變換裝置的內(nèi)部，壓力傳感器的輸出端與仿真計算機的輸入端連接； 仿真計算機的輸出端分別與俯仰舵機、滾轉(zhuǎn)舵機、航向舵機和配平舵機的輸入端連接；俯仰 舵機、滾轉(zhuǎn)舵機、航向舵機和配平舵機的電信號輸出端均與連接飛行動力學(xué)模型運行模塊 的輸入端連接。
[0068] 使用上述系統(tǒng)對飛行控制系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計和仿真的具體實施步驟為：
[0069] 步驟1 :將姿態(tài)傳感器安裝在三軸轉(zhuǎn)臺上；將壓力傳感器安裝在壓力變換裝置 的內(nèi)部；在仿真計算機上安裝技術(shù)計算語言軟件Matlab、仿真和基于模型的設(shè)計軟件 Simulink 和實時仿真測試環(huán)境 Simulation Workbench。
[0070] 步驟2 :在仿真計算機上運行Matlab和Simulink軟件，按設(shè)計要求得到飛機控制 系統(tǒng)控制律。
[0071] 步驟3 :在仿真計算機上運行Simulation Workbench軟件，加載步驟2得到的飛 機控制系統(tǒng)控制律，并設(shè)置仿真實驗的時間T = 15分鐘和步長t = 0. 001秒。
[0072] 步驟4 :確定飛行動力學(xué)方程，并設(shè)置初始值；根據(jù)飛行動力學(xué)方程及初始值，產(chǎn) 生飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)、飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度，并把飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)發(fā)送給三軸 轉(zhuǎn)臺，把飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度傳遞給壓力變換裝置。
[0073] 步驟5 :姿態(tài)傳感器感知三軸轉(zhuǎn)臺運動的姿態(tài)角，并將結(jié)果發(fā)送至仿真計算機。
[0074] 步驟6 :壓力變換裝置對飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，計算 得到飛機所處環(huán)境的大氣壓力，并控制壓力變換裝置內(nèi)部的氣體壓力與所述飛機所處環(huán)境 的大氣壓力相等。
[0075] 步驟7 :壓力傳感器感知壓力變換裝置內(nèi)部的氣體壓力，并將結(jié)果發(fā)送至仿真計 算機。
[0076] 步驟8 :使用仿真計算機上運行的Simulation Workbench軟件，對姿態(tài)傳感器發(fā) 送來的姿態(tài)角數(shù)據(jù)和壓力傳感器發(fā)送來的氣體壓力數(shù)據(jù)按控制律進(jìn)行處理，得到升降舵偏 角、副翼偏角、方向舵偏角和配平調(diào)整片偏角指令數(shù)據(jù)，并將升降舵偏角信號發(fā)送至俯仰舵 機，將副翼偏角信號發(fā)送至滾轉(zhuǎn)舵機，將方向舵偏角信號發(fā)送至航向舵機，將配平調(diào)整片偏 角信號發(fā)送至配平舵機。
[0077] 步驟9 :俯仰舵機將升降舵偏角轉(zhuǎn)換為升降頻率信號；滾轉(zhuǎn)舵機將副翼偏角轉(zhuǎn)換 為副翼頻率?目號；航向舵機是將方向舵偏角轉(zhuǎn)換為方向頻率?目號；配平舵機將配平調(diào)整片 偏角轉(zhuǎn)換為配平頻率信號。
[0078] 步驟10 :使用步驟3確定的飛行動力學(xué)方程，以及步驟9得到的升降頻率信號、副 翼頻率信號、方向頻率信號和配平頻率信號，產(chǎn)生飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)、飛機高度、飛機速度和 飛機垂直速度，并把飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)發(fā)送給三軸轉(zhuǎn)臺，把飛機高度、飛機速度和飛機垂直速 度傳遞給壓力變換裝置。然后反復(fù)執(zhí)行步驟5至步驟10的操作，直到仿真實驗時間長度達(dá) 到15分鐘，停止操作。
[0079] 雖然結(jié)合附圖描述了本發(fā)明的實施方式，但是對于本領(lǐng)域技術(shù)人員來說，在不脫 離本發(fā)明原理的前提下，還可以做出若干改進(jìn)，這些也應(yīng)視為屬于本發(fā)明的保護(hù)范圍。
【權(quán)利要求】
1. 一種飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計與半物理仿真方法，其特征在于：其具體實施步 驟為： 步驟1 :將姿態(tài)傳感器安裝在三軸轉(zhuǎn)臺上；將壓力傳感器安裝在壓力變換裝置的內(nèi)部； 在仿真計算機上安裝技術(shù)計算語言軟件Matlab、仿真和基于模型的設(shè)計軟件Simulink和 實時仿真測試環(huán)境Simulation Workbench ; 步驟2 :在仿真計算機上運行Matlab和Simulink軟件，按設(shè)計要求得到飛機控制系統(tǒng) 控制律； 步驟3 :在仿真計算機上運行Simulation Workbench軟件，加載步驟2得到的飛機控 制系統(tǒng)控制律，并設(shè)置仿真實驗的時間T和步長t ; 步驟4 :確定飛行動力學(xué)方程，并設(shè)置初始值；根據(jù)飛行動力學(xué)方程及初始值，產(chǎn)生飛 機姿態(tài)角數(shù)據(jù)、飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度，并把飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)發(fā)送給三軸轉(zhuǎn) 臺，把飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度傳遞給壓力變換裝置； 步驟5 :姿態(tài)傳感器感知三軸轉(zhuǎn)臺運動的姿態(tài)角，并將結(jié)果發(fā)送至仿真計算機； 步驟6 :壓力變換裝置對飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，計算得到 飛機所處環(huán)境的大氣壓力，并控制壓力變換裝置內(nèi)部的氣體壓力與所述飛機所處環(huán)境的大 氣壓力相等； 步驟7 :壓力傳感器感知壓力變換裝置內(nèi)部的氣體壓力，并將結(jié)果發(fā)送至仿真計算機； 步驟8 :使用仿真計算機上運行的Simulation Workbench軟件，對姿態(tài)傳感器發(fā)送來 的姿態(tài)角數(shù)據(jù)和壓力傳感器發(fā)送來的氣體壓力數(shù)據(jù)按控制律進(jìn)行處理，得到升降舵偏角、 副翼偏角、方向舵偏角和配平調(diào)整片偏角指令數(shù)據(jù)，并將升降舵偏角信號發(fā)送至俯仰舵機， 將副翼偏角信號發(fā)送至滾轉(zhuǎn)舵機，將方向舵偏角信號發(fā)送至航向舵機，將配平調(diào)整片偏角 信號發(fā)送至配平舵機； 步驟9 :俯仰舵機將升降舵偏角轉(zhuǎn)換為升降頻率信號；滾轉(zhuǎn)舵機將副翼偏角轉(zhuǎn)換為副 翼頻率?目號；航向舵機是將方向舵偏角轉(zhuǎn)換為方向頻率?目號；配平舵機將配平調(diào)整片偏角 轉(zhuǎn)換為配平頻率信號； 步驟10 :使用步驟3確定的飛行動力學(xué)方程，以及步驟9得到的升降頻率信號、副翼頻 率信號、方向頻率信號和配平頻率信號，產(chǎn)生飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)、飛機高度、飛機速度和飛機 垂直速度，并把飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)發(fā)送給三軸轉(zhuǎn)臺，把飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度傳 遞給壓力變換裝置；然后反復(fù)執(zhí)行步驟5至步驟10的操作，直到仿真實驗時間長度達(dá)到Τ， 停止操作。
2. -種飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計與半物理仿真系統(tǒng)，其特征在于：其包括：飛行 動力學(xué)模型運行模塊、三軸轉(zhuǎn)臺、姿態(tài)傳感器、壓力變換裝置、壓力傳感器、仿真計算機、俯 仰舵機、滾轉(zhuǎn)舵機、航向舵機和配平舵機； 所述飛行動力學(xué)模型運行模塊中有是一組飛行動力學(xué)方程；飛行動力學(xué)模型運行模塊 主要作用是根據(jù)升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角和配平調(diào)整片偏角數(shù)據(jù)，利用飛行動力 學(xué)方程產(chǎn)生飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)、飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度，并把飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)發(fā) 送給三軸轉(zhuǎn)臺，把飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度傳遞給壓力變換裝置； 所述三軸轉(zhuǎn)臺的主要作用是接收飛行動力學(xué)模型運行模塊發(fā)送來的飛機姿態(tài)角數(shù)據(jù)， 并根據(jù)飛機姿態(tài)角指令進(jìn)行運動； 所述姿態(tài)傳感器安裝在三軸轉(zhuǎn)臺上，其主要作用是感知三軸轉(zhuǎn)臺運動的姿態(tài)角，并將 結(jié)果發(fā)送至仿真計算機； 所述壓力變換裝置對飛機高度、飛機速度和飛機垂直速度數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，計算得到飛 機所處環(huán)境的大氣壓力，并控制壓力變換裝置內(nèi)部的氣體壓力與所述飛機所處環(huán)境的大氣 壓力相等； 所述壓力傳感器安裝在壓力變換裝置的內(nèi)部，其主要作用是感知壓力變換裝置內(nèi)部的 氣體壓力，并將結(jié)果發(fā)送至仿真計算機； 所述仿真計算機內(nèi)安裝有技術(shù)計算語言軟件Matlab、仿真和基于模型的設(shè)計軟 件Simulink和實時仿真測試環(huán)境Simulation Workbench ;其主要作用是：①通過運行 Simulink軟件，得到飛機控制系統(tǒng)控制律；②通過運行Simulation Workbench軟件，加載 飛機控制系統(tǒng)控制律，對姿態(tài)傳感器發(fā)送來的姿態(tài)角數(shù)據(jù)和壓力傳感器發(fā)送來的氣體壓力 數(shù)據(jù)按控制律進(jìn)行處理，得到升降舵偏角、副翼偏角、方向舵偏角和配平調(diào)整片偏角數(shù)據(jù)， 并將升降舵偏角發(fā)送至俯仰舵機，將副翼偏角發(fā)送至滾轉(zhuǎn)舵機，將方向舵偏角發(fā)送至航向 舵機，將配平調(diào)整片偏角發(fā)送至配平舵機； 所述俯仰舵機的主要作用是將升降舵偏角轉(zhuǎn)換為升降頻率信號，并發(fā)送至飛行動力學(xué) 模型運行模塊； 所述滾轉(zhuǎn)舵機的主要作用是將副翼偏角轉(zhuǎn)換為副翼頻率信號，并發(fā)送至飛行動力學(xué)模 型運行模塊； 所述航向舵機的主要作用是將方向舵偏角轉(zhuǎn)換為方向頻率信號，并發(fā)送至飛行動力學(xué) 模型運行模塊； 所述配平舵機的主要作用是將配平調(diào)整片偏角轉(zhuǎn)換為配平頻率信號，并發(fā)送至飛行動 力學(xué)模型運行模塊； 飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計系統(tǒng)各模塊的連接關(guān)系為： 飛行動力學(xué)模型運行模塊的輸出端分別與三軸轉(zhuǎn)臺和壓力變換裝置的輸入端連接；姿 態(tài)傳感器安裝在三軸轉(zhuǎn)臺上，姿態(tài)傳感器的輸出端與仿真計算機的輸入端連接；壓力傳感 器安裝在壓力變換裝置的內(nèi)部，壓力傳感器的輸出端與仿真計算機的輸入端連接；仿真計 算機的輸出端分別與俯仰舵機、滾轉(zhuǎn)舵機、航向舵機和配平舵機的輸入端連接；俯仰舵機、 滾轉(zhuǎn)舵機、航向舵機和配平舵機的電信號輸出端均與連接飛行動力學(xué)模型運行模塊的輸入 端連接。
【文檔編號】G05B17/02GK104142631SQ201410377922
【公開日】2014年11月12日 申請日期:2014年8月1日 優(yōu)先權(quán)日:2014年8月1日
【發(fā)明者】徐軍, 高榮華, 章枧, 杜宇 申請人:北京理工大學(xué)