面向環(huán)境適應性的無人機飛行姿態(tài)模擬器設計與仿真

楊劍鋒，黃創(chuàng)綿，李小兵，潘廣澤，閆攀峰，袁 婷

(1.工業(yè)和信息化部電子第五研究所，廣東 廣州 510610;2.廣東省無人機可靠性與安全性工程技術研究中心，廣東 廣州510610;3.廣東省工業(yè)機器人可靠性工程實驗室，廣東 廣州 510610;4.廣東省電子信息產品可靠性技術重點實驗室，廣東 廣州 510610;5.航空工業(yè)第一飛機設計研究院，陜西 西安 710000)

0 引 言

隨著無人機技術的飛速發(fā)展及市場需求的日益增長，旋翼類無人機越來越多地被用于航拍、農林、安防、電力等行業(yè)[1]。由于消費級無人機技術門檻低，市場前景又巨大，缺乏統(tǒng)一制造要求，不僅一些從事航空相關配套的企業(yè)大力發(fā)展無人機，許多航模企業(yè)也可通過購買零件來完成無人機的組裝。由于缺乏有效的測試方法與技術，無人機可靠性與安全性水平參差不齊，因此無人機安全事故頻頻發(fā)生。目前關于無人機可靠性與安全性的測試技術相關研究較少[2-3]，特別是關于無人機環(huán)境適應性的測試方法與技術研究則更少[4]，亟需相關的檢測裝置及測試方法來規(guī)范無人機市場的發(fā)展。

為了分析風場對無人機性能的影響，美國航空航天局（NASA）的Russell等[5]研發(fā)一種綜合測試系統(tǒng)來測試無人機單個電機及整機在風場環(huán)境下的升力隨轉速及風速的變化情況。國防科技大學的谷新宇等[6]提出一種微小型電動無人機動力系統(tǒng)試驗臺。北京航空航天大學的Deng等[7]提出一種關于無人機飛行安全性控制與地面測試的思想，通過利用地面測試數(shù)據(jù)對無人機飛行安全進行評估與認證來提高無人機的飛行安全性。以上研究大都從無人機性能和安全性提升的角度開展的，而關于無人機環(huán)境適應性測試裝置的研究則較少。對于消費級無人機，常見的環(huán)境適應性測試項目包括：溫度、抗風等級、低氣壓等[8]，目前的測試手段由于受到技術條件及成本的限制，無人機只能固定與溫度或低氣壓試驗箱中進行測試，無法進行飛行狀態(tài)的測試，或者固定于試驗箱中進工作時溫度及低氣壓適應性的測試，該試驗方法無法真正得到無人機的飛行性能水平。

基于此，本文提出一種用于模擬無人機飛行姿態(tài)的模擬器。該模擬器可以通過輸入飛行任務剖面實時模擬無人機的飛行姿態(tài)，并利用ADAMS和Matlab/Simulink對該姿態(tài)模擬器進行聯(lián)合仿真分析[9]。

1 飛行姿態(tài)模擬器結構及使用場景

1.1 模擬器結構設計

對于飛行器來說，其空間飛行位置信息可以用橫向（sway）、升沉（heave）、縱向（surge）來表示，姿態(tài)信息可以用俯仰（pitch）、偏航（yaw）、橫搖（roll）來表示，見圖1。由圖可知，如果要模擬飛行器的飛行姿態(tài)，飛行模擬器的自由度至少為3個，但對于四旋翼無人機而言，由于其俯仰角與橫搖角相同，而且對于飛行試驗來說，影響較小，因此飛行器模擬器只需兩個自由度即可滿足四旋翼無人機的飛行姿態(tài)模擬要求。本文設計無人機飛行姿態(tài)模擬器的結構如圖2，該模擬器主要包括偏航軸系統(tǒng)、俯仰軸系統(tǒng)和無人機負載平臺，其中偏航軸系統(tǒng)由偏航軸伺服電機、偏航軸減速器、偏航軸制動器、偏航軸聯(lián)軸器、圓錐滾子軸承等部件組成，俯仰軸系統(tǒng)由俯仰軸伺服電機、俯仰軸減速器、俯仰軸聯(lián)軸器、滾珠軸承等部件組成。工作原理：當飛行姿態(tài)模擬器未通電時，俯仰軸與偏航軸上的制動因斷電而自鎖，當在上位機輸入無人機的飛行姿態(tài)曲線時，伺服控制器控制俯仰軸與偏航軸上的伺服電機進行聯(lián)動，同時帶動各軸上的減速器進行旋轉，從而驅動無人機負載平臺進行俯仰與偏航角的轉動，進而模擬無人機的實時飛行姿態(tài)。

圖1 飛行器空間位姿信息表示方法

圖2 無人機飛行姿態(tài)模擬器結構

1.2 飛行姿態(tài)模擬器使用場景

本文研制的無人機飛行模擬器的主要目的是模擬四旋翼無人機的飛行姿態(tài)，通過與其他環(huán)境試驗設備協(xié)同配合，可以用來測試無人機飛行時的環(huán)境適應性。圖3為無人機飛行姿態(tài)模擬器放置在溫度-濕度-高度三綜合試驗箱中對無人機的溫度、濕度、高海拔的環(huán)境適應性進行測試。該使用場景可以測試無人機在不同飛行姿態(tài)下對溫度-濕度-高度綜合應力環(huán)境的適應能力，其中溫度-濕度-高度三綜合試驗箱由廣州五所環(huán)境儀器有限公司生產，可滿足GJB 150.2A——2009相關試驗標準。同時本文研制的飛行姿態(tài)模擬器也可以放置在臺風淋雨系統(tǒng)（該系統(tǒng)為本實驗室開發(fā)研制）中對無人機的抗風及抗雨性能進行飛行測試，如圖4所示。該使用場景可以測試無人機在不同飛行姿態(tài)下應對吹風與淋雨的適應能力，其中臺風淋雨系統(tǒng)由課題組開發(fā)，最大風速可達 28.5 ～ 32.6 m/s，可滿足 GJB 150.8A——2009淋雨試驗的相關標準。

圖3 無人機飛行姿態(tài)模擬器置于三綜合試驗箱

圖4 無人機飛行姿態(tài)模擬器置于臺風淋雨系統(tǒng)

2 聯(lián)合仿真技術方案

本文利用ADAMS與Matlab/Simulink[10-11]進行聯(lián)合仿真分析，利用Simulink進行控制系統(tǒng)的設計，來控制ADAMS[12]中的虛擬樣機模型，并對仿真結果進行分析，從而優(yōu)化設計。圖5為聯(lián)合仿真的技術方案框架圖，首先通過CAD軟件建立機械系統(tǒng)的數(shù)字樣機模型；接著利用多體系統(tǒng)仿真軟件建立機械系統(tǒng)的虛擬樣機，在虛擬樣機里定義好監(jiān)控參數(shù)及接口變量，并生成Matlab/Simulink能識別的狀態(tài)空間方程；然后在Matlab/Simulink建立機械系統(tǒng)的控制系統(tǒng)模型，設置好仿真參數(shù)，并在Matlab的工作空間中定義好ADAMS生成的狀態(tài)空間方程的環(huán)境變量；最后進行仿真分析，該仿真方法可以實現(xiàn)Matlab/Simulink與ADAMS生成的狀態(tài)空間方程之間數(shù)據(jù)的雙向傳遞，仿真的核心思想為利用Matlab/Simulink進行控制系統(tǒng)的仿真，ADAMS進行虛擬機械系統(tǒng)的仿真，相互之間的橋梁為狀態(tài)空間方程，以此達到仿真結果與實際結果一致性最大化的目標。

3 伺服控制系統(tǒng)工作原理

無人機飛行姿態(tài)模擬器的偏航軸與俯仰軸的控制原理相同，其控制框圖見圖6所示。將轉軸的轉動角速度設置為伺服系統(tǒng)的控制目標變量，比較偏航軸的實際速度與目標速度之間的誤差；根據(jù)控制系統(tǒng)電壓-扭矩的傳遞函數(shù)計算得到伺服電機的輸出扭矩，通過伺服電機對偏航軸的工作速度進行調整，并將速度信息反饋給伺服控制系統(tǒng)，進行反饋，形成閉環(huán)控制。

圖5 聯(lián)合仿真技術方案框架圖

圖6 伺服控制系統(tǒng)框圖

根據(jù)直流伺服電機的工作原理，可得電機的電壓-角位移傳遞函數(shù)，如圖7所示。圖中Va、Ia、Ra、La分別為伺服電機控制回路的工作電壓、電流、電阻和電感；Cm和Ce分別為伺服電機轉矩系統(tǒng)和電動勢系數(shù)；J為電機軸總轉動慣量；Md為電機軸輸出扭矩；Mf為電機軸摩擦扭矩；ω和θ分別伺服電機軸角速度和角位移。

圖7 俯仰軸伺服電機控制策略框圖

對于圖7的控制策略有兩種仿真建模方法，方法1為伺服電機的電壓-扭矩傳遞函數(shù)在Matlab/Simulink中建立，輸出扭矩-角位移傳遞函數(shù)在ADAMS中建立。方法2為從伺服電機的輸入電壓到俯仰軸轉動角位移之間的傳遞函數(shù)建模全部在Matlab/Simulink中完成。方法1與方法2相比，其好處是可以充分考慮伺服電機的轉動慣量及摩擦扭矩對控制系統(tǒng)的影響。

方法1中伺服電機電壓-扭矩的傳遞函數(shù)可以表示為

方法2中伺服電機電壓-角位移傳遞傳輸可以表示為

其中Te和Tm分別為伺服電機控制回路電磁時間常數(shù)和電機常數(shù)，Te=La/Ra，Tm=RJa/CeCm。本文機-電系統(tǒng)聯(lián)合仿真伺服控制系統(tǒng)的實現(xiàn)采用方法1，根據(jù)式(1)在Matlab/Simulink中建立伺服電機的控制系統(tǒng)。

4 ADAMS與Simulink聯(lián)合仿真

4.1 聯(lián)合仿真模型構建

在ADAMS/View中建立飛行姿態(tài)模擬器的虛擬樣機模型，為簡化仿真模型，刪除所有連接件，并對材料參數(shù)相同的零部件進行了布爾合并處理，具體模型見圖8所示。為實現(xiàn)與Matlab/Simulink之間數(shù)據(jù)的雙向傳輸，在ADAMS模型中定義輸入和輸出變量，輸入狀態(tài)變量為偏航軸力矩（.MODEL_1.Yaw_torque）和俯仰軸力矩（.MODEL_1.Pitch_torque）；輸出狀態(tài)變量為偏航軸角位移（.MODEL_1.Yaw_Angle）、偏航軸角速度（.MODEL_1.Yaw_Angle Velovity）、俯仰軸角位移（.MODEL_1.Pitch_ Angle）、俯仰軸角速度（.MODEL_1.Pitch_ AngleVelovity）。利用ADAMS/Controls模塊將建立的虛擬樣機模型轉成狀態(tài)空間方程，并采用Simulink建立飛行姿態(tài)模擬器建立偏航軸和俯仰軸的PID伺服控制模型。在Matlab環(huán)境下建立聯(lián)合仿真控制系統(tǒng)模型，該仿真模型包括俯仰軸伺服控制單元、偏航軸伺服控制單元、狀態(tài)空間方程接口模塊等3部分內容，如圖9所示。偏航軸與俯仰軸的伺服控制系統(tǒng)相同，已俯仰軸為分析對象介紹了控制系統(tǒng)的基本特性，表1給出了俯仰軸伺服系統(tǒng)的基本工作參數(shù)。

圖8 無人機飛行姿態(tài)模擬器虛擬樣機

圖9 無人機飛行姿態(tài)模擬器控制系統(tǒng)模型

表1 俯仰軸伺服控制系統(tǒng)基本參數(shù)

4.2 聯(lián)合仿真分析

在Matlab/Simulink求解器中設置數(shù)值分析方法為 ode3（Bogack–Shampine），采用固定步長，采樣時間為0.001 s，動畫模式為交互式，仿真模式為離散式。采用方法1進行伺服控制，分別設置目標信號為階躍信號和正弦信號，得到偏航軸和俯仰軸的角速度響應及誤差曲線，見圖10和圖11所示。由圖10(a)可知，當目標函數(shù)為階躍函數(shù)時，偏航軸伺服控制系統(tǒng)的超調量為8.25%，調整時間約為0.7 s，調整誤差小于2%。由圖11(a)可知，俯仰軸伺服控制系統(tǒng)的超調量為4.49%，調整時間為0.75 s，調整誤差小于2%。設置偏航軸與俯仰軸的目標角速度都為 10 sin(0.4π·t)（°/s），可以得到偏航軸與俯仰軸的仿真曲線，見圖10(b)和圖11(b)所示。由圖可知，在跟蹤目標正弦信號的開始階段，由于系統(tǒng)跟蹤存在調整時間，跟蹤曲線存在一定的延時，但考慮本機械系統(tǒng)為飛行姿態(tài)模擬器，只須復現(xiàn)目標曲線即可，延時對于測試結果影響較小，因此本文設計的PID伺服控制系統(tǒng)具有較好的波形復現(xiàn)性能。

圖10 偏航軸仿真曲線

圖11 俯仰軸仿真曲線

5 結束語

本文提出一種面向環(huán)境適應性的無人機飛行姿態(tài)模擬器，對該模擬器的伺服控制系統(tǒng)的工作原理進行了詳細闡述。文中提出兩種仿真方法，比較了其優(yōu)缺點，并利用ADAMS與Matlab/Simulink對設計的飛行姿態(tài)模擬器進行了聯(lián)合仿真，仿真結果表明：本文設計的飛行姿態(tài)模擬器整體機械結構及伺服控制系統(tǒng)對目標角速度曲線具有較高的復現(xiàn)能力，能較好地模擬旋翼類無人機的飛行姿態(tài)。同時，本文提出的聯(lián)合仿真方法可為復雜機-電系統(tǒng)的設計與開發(fā)提供可靠依據(jù)，具有實際的工程價值和現(xiàn)實意義。