某滑跑型無人機綜合仿真系統(tǒng)開發(fā)與應用

侯泊江，吳玉生，張劍鋒，田心宇

(1 西北工業(yè)大學航海學院，西安 710072;2 西北工業(yè)大學第365研究所，西安 710065;3 32204部隊，陜西華陰 714200)

0 引言

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

中、大型固定翼無人機一般都配備有指揮測控車，在實驗室環(huán)境內進行仿真時不易對測控車內的地面數(shù)據(jù)終端和指揮控制系統(tǒng)的軟硬件進行閉環(huán)。另外，考慮到無人機在運輸過程中可能需要部分拆卸，在外場飛行試驗前通常需要恢復系統(tǒng)狀態(tài)并進行完備的測試與仿真，這些需求都是實驗室環(huán)境內的仿真系統(tǒng)無法滿足的。

文中針對某滑跑型無人機設計并開發(fā)了一種外場飛行試驗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、航電設備、供電設備、飛行控制與導航算法等環(huán)節(jié)進行閉環(huán)，指揮測控車內的飛行操縱手也可使用該系統(tǒng)根據(jù)計劃航線進行模擬飛行訓練。

1 系統(tǒng)構架

圖1描述了文中提出的綜合仿真系統(tǒng)的基本構架。參試實物有無人機機體(包括機體內部飛控系統(tǒng)、舵機、電剎車、供電等設備)、指揮測控車以及仿真計算機。無人機機體通過仿真電纜與仿真計算機相連接并傳輸相應的信號；無人機機體通過無線電數(shù)據(jù)鏈路與指揮測控車進行通訊。

圖1 綜合仿真系統(tǒng)構架

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)鏈下傳至無人機的飛行控制計算機中。指揮測控車向下發(fā)“自動起飛”指令，仿真計算機系統(tǒng)啟動半實物仿真試驗，整個實時仿真過程開始。

圖2 綜合仿真系統(tǒng)結構原理圖

仿真試驗的信號流為：

1)飛行控制計算機根據(jù)指揮測控車下發(fā)的指令確定飛行模態(tài)，并由導航模塊和控制模塊實時計算當前時拍下各執(zhí)行機構的指令并向各執(zhí)行結構發(fā)送控制指令；2)各執(zhí)行機構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算機；3)仿真計算機通過仿真電纜和數(shù)據(jù)采集卡實時采集到各執(zhí)行機構的動作信號，并傳入無人機數(shù)字模型中進行計算，得到無人機飛行的狀態(tài)，包括姿態(tài)、速度、位置等；4)仿真計算機模擬機載傳感器，根據(jù)通信協(xié)議將飛行狀態(tài)信息轉換成飛行控制計算機可以接收的數(shù)據(jù)格式后，將飛行狀態(tài)信息發(fā)送給飛行控制計算機；5)飛行控制計算機接收到無人機的飛行狀態(tài)信號后，繼續(xù)由導航模塊和控制模塊計算得出下一拍的執(zhí)行機構控制指令，由此仿真進入下一拍循環(huán)。

2 硬件設計與選型

2.1 仿真上位機

本系統(tǒng)采用上位機/目標機的構架。上位機用于仿真模型的建立、調試、與下載、仿真數(shù)據(jù)的實時顯示與存儲等功能。選用研華高性能工控機，配置Intel 4核處理器，主頻2.0 GHz，內存4G，運行Windows 10 操作系統(tǒng)。

2.2 仿真目標機

仿真目標機的主要功能是實時運行仿真程序，包括無人機運動方程的解算、數(shù)據(jù)的采集與發(fā)送功能。選用研華高性能工控機，配置Intel 6核處理器，主頻2.6 GHz，內存8G。仿真目標機還配置了若干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采集通道對無人機執(zhí)行機構的模擬量反饋信號進行采集。

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、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)行機構的剎車量反饋信息。

2.3 仿真電纜設計

針對外場試驗使用需求，設計了綜合仿真系統(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

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

3 軟件設計

3.1 軟件環(huán)境

實時仿真系統(tǒng)采用Matlab Simulink Real-Time構架。上位機的人機交互界面采用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)動機停車、機載傳感器故障以及執(zhí)行機構故障等。上位機軟件界面如圖4所示。

圖4 綜合仿真系統(tǒng)上位機軟件界面

3.2 無人機數(shù)學模型

無人機所受到的合外力[6-7]在地面坐標系中表示為：

(1)

式中：∑Fxg,∑Fyg,∑Fzg為無人機受到的合外力在地面坐標系中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、側向力和滑動阻力；T為變換到地面系上的發(fā)動機推力向量。

選擇地面系為參考坐標系，無人機質心的運動學方程為：

(2)

V=[vxg,vyg,vzg]T為無人機在地面系的速度向量。

選擇機體系為參考坐標系，無人機繞各坐標系轉動的動力學方程為：

(3)

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

3.3 無人機飛行仿真模型

根據(jù)3.2節(jié)建立的動力學/運動學模型，在Matlab/Simulink環(huán)境下建立了實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，它驅動仿真機上配置的模擬量采集板卡和串口通訊板卡從飛控計算機上采集各執(zhí)行機構的動作量。采集完成后將上述動作量封裝成向量并傳送給無人機模型。

aircraft模塊為無人機運動解算模塊。該模塊接收到各執(zhí)行機構的動作量后，結合無人機的氣動數(shù)據(jù)和上一時拍的飛行狀態(tài)，解算下一時拍的無人機飛行狀態(tài)，并傳送給DataOut_to_Machine模塊。aircraft模塊內部較為復雜，文中給出其計算原理圖，如圖6所示。

圖6 aircraft模塊內部無人機運動仿真解算原理

圖6中“氣動系數(shù)模塊”完成空氣動力特性計算。它利用氣動數(shù)據(jù)、飛行參數(shù)和操縱面的位置，計算穩(wěn)定軸上的氣動系數(shù)，最后通過坐標轉換計算出機體軸上的氣動力和力矩，輸出到“無人機六自由度模型”模塊。

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

無人機六自由度模型部分主要完成無人機六自由度剛體運動方程的解算，綜合無人機所受的各種力和力矩，解算出無人機的姿態(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，將無人機的飛行狀態(tài)參數(shù)按照各機載傳感器的報文格式進行組包，并驅動仿真目標機上的模擬量輸出板卡和串口通訊板卡，將無人機飛行的狀態(tài)發(fā)送給飛行控制計算機。

4 仿真案例

4.1 飛行全過程仿真試驗

在指揮測控車上設計了某次飛行試驗的航線，如圖7所示。使用文中設計的綜合仿真系統(tǒng)對飛行全過程進行仿真試驗，驗證無人機系統(tǒng)各環(huán)節(jié)的正確性與所設計航線的合理性。

圖7 飛行航線

仿真結果表明，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，地面操縱手進行了該航線的的模擬飛行訓練，提前熟悉了整個飛行過程的細節(jié)。

圖8 飛行全過程試驗參數(shù)曲線

4.2 側風干擾試驗

滑跑型無人機的降落過程是影響無人機安全飛行的重要環(huán)節(jié)之一。為驗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的正側風并保持。加入側風干擾后無人機恢復穩(wěn)定狀態(tài)的部分參數(shù)曲線如圖9所示。側風干擾使無人機航向發(fā)生偏轉，但控制系統(tǒng)能夠控制無人機飛行的航跡方位角穩(wěn)定在62°附近，即無人機的飛行軌跡始終對準機場跑道的方向，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可以抵抗一定程度的側風干擾，無人機飛行軌跡始終對準預期降落方向，能夠完成正常著陸。

圖9 側風干擾試驗部分參數(shù)曲線

5 結論

根據(jù)外場試驗的實際需求，針對某滑跑型固定翼無人機設計了一種綜合仿真系統(tǒng)，給出了總體構架、硬件設計選型與軟件設計方案，并結合某次飛行試驗任務進行了地面綜合仿真試驗以及飛行試驗前操縱手的模擬訓練。從仿真試驗結果可知，該綜合仿真系統(tǒng)方便易用，能夠在對無人機大系統(tǒng)的閉環(huán)進行仿真驗證，為定位系統(tǒng)問題、優(yōu)化飛行任務航線及地面模擬訓練提供有效手段。該綜合仿真系統(tǒng)正應用于某外貿(mào)型滑跑無人機系統(tǒng)，取得了良好的效果，其模擬訓練功能已成為飛行任務前不可缺少的環(huán)節(jié)。