一種應(yīng)用于多飛行器跟蹤拍攝的控制系統(tǒng)半實(shí)物仿真虛擬環(huán)境設(shè)計(jì)與實(shí)現(xiàn)

穆 樂(lè)，許 謙，亢 銳，駱 斐，范文博

(北京航天自動(dòng)控制研究所，北京 100854)

0 引言

國(guó)內(nèi)在先進(jìn)飛行器發(fā)展的需求牽引下，對(duì)滾仰導(dǎo)引頭控制技術(shù)開(kāi)展了研究，王志偉等、朱明超等分別采用坐標(biāo)轉(zhuǎn)換和旋量理論研究了滾仰導(dǎo)引頭跟蹤目標(biāo)時(shí)框架角增量計(jì)算方法，根據(jù)框架角和探測(cè)器誤差角實(shí)現(xiàn)滾仰導(dǎo)引頭控制閉環(huán)。由于紅外成像制導(dǎo)飛行器的出現(xiàn)，紅外圖像識(shí)別跟蹤技術(shù)迅速發(fā)展，荊文芳、姜錦峰對(duì)紅外圖像的檢測(cè)、識(shí)別跟蹤等技術(shù)進(jìn)行了大量的研究。劉陽(yáng)等對(duì)成像飛行器的目標(biāo)識(shí)別和跟蹤算法進(jìn)行了研究，通過(guò)對(duì)比不同幀圖像的特征，將圖像中的目標(biāo)提取并進(jìn)行跟蹤。李成等對(duì)紅外成像制導(dǎo)飛行器的末端圖像識(shí)別與跟蹤進(jìn)行了研究，選取了高亮區(qū)比例、灰度標(biāo)準(zhǔn)偏差、長(zhǎng)寬比、緊湊度和復(fù)雜度等5個(gè)特征量作為目標(biāo)識(shí)別的依據(jù)。付曉紅對(duì)紅外成像制導(dǎo)飛行器的抗干擾方法和干擾方法進(jìn)行了研究，將飛行器的圖像識(shí)別與跟蹤過(guò)程分為4個(gè)階段，分別研究每個(gè)階段的干擾方法。

目前在跟蹤目標(biāo)所采用的方法大多是滾仰導(dǎo)引頭控制技術(shù)和紅外成像制導(dǎo)技術(shù)，由于導(dǎo)引頭在目標(biāo)識(shí)別過(guò)程中成本較高，調(diào)試復(fù)雜度高、試驗(yàn)周期長(zhǎng)直接影響制導(dǎo)算法精度的性能評(píng)價(jià)。本文基于飛行器在頭體分離后，一子級(jí)依靠獨(dú)立控制系統(tǒng)，采用圖像測(cè)量裝置實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器的跟拍，使飛行器始終處于視場(chǎng)中心附近，在此應(yīng)用背景下，設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)了一種基于頭體相對(duì)位置的圖像測(cè)量等效裝置的試驗(yàn)控制系統(tǒng)，應(yīng)用于飛行器控制半實(shí)物仿真試驗(yàn)?；陬^體相對(duì)位置的圖像測(cè)量裝置在原有圖像測(cè)量裝置硬件的基礎(chǔ)上通過(guò)修改信息通道，去掉目標(biāo)識(shí)別過(guò)程，增加相對(duì)位置輸入通道，解決了以往圖像測(cè)量裝置識(shí)別過(guò)程試驗(yàn)驗(yàn)證成本偏大的問(wèn)題。通過(guò)試驗(yàn)結(jié)果表明，圖像測(cè)量裝置實(shí)物等效器閉路制導(dǎo)仿真試驗(yàn)技術(shù)既逼近了實(shí)際應(yīng)用環(huán)境，提高了試驗(yàn)的真實(shí)性和可靠性，又降低了試驗(yàn)成本。

1 基于頭體相對(duì)位置的圖像測(cè)量實(shí)物等效技術(shù)

圖像測(cè)量裝置實(shí)物等效器狀態(tài)半實(shí)物仿真試驗(yàn)系統(tǒng)框架如圖1所示，主要設(shè)備包含仿真計(jì)算機(jī)、綜合控制計(jì)算機(jī)、綜合控制器和圖像裝置實(shí)物等效器。在每個(gè)仿真周期，仿真機(jī)進(jìn)行數(shù)學(xué)模型計(jì)算，并得到的慣組等效數(shù)據(jù)發(fā)送至綜合控制計(jì)算機(jī)和綜合控制器。綜合控制計(jì)算機(jī)和綜合控制器中的飛行控制軟件利用慣組等效器進(jìn)行導(dǎo)航、制導(dǎo)和姿控計(jì)算，解算伺服指令和發(fā)送機(jī)控制指令并通過(guò)1553總線發(fā)送至伺服機(jī)構(gòu)。仿真軟件接收伺服機(jī)構(gòu)擺角，用于下一周期的模型計(jì)算，從而完成系統(tǒng)的閉環(huán)仿真。其中，仿真機(jī)把頭體相對(duì)位置信息通過(guò)串口傳輸給圖像測(cè)量裝置實(shí)物等效器，圖像測(cè)量裝置則輸出高低角和方位角信息，通過(guò)上述閉環(huán)跟蹤控制，保證飛行器飛行處于圖像裝置視場(chǎng)中心附近。

圖1 圖像測(cè)量裝置實(shí)物等效器狀態(tài)半實(shí)物仿真試驗(yàn)系統(tǒng)框架圖Fig.1 Frame diagram of physical equivalent state hardware-in-the-loop test system of image measuring device

飛行器體坐標(biāo)系:坐標(biāo)原點(diǎn)為飛行器質(zhì)心，軸位于縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)，平行于地平面指向前方為正，軸位于縱向?qū)ΨQ平面內(nèi)，垂直于軸指向上方為正，軸由右手法則確定。圖像測(cè)量裝置本體坐標(biāo)系-，其中軸與跟蹤攝像頭光軸平行指向鏡頭前方，軸與安裝法線方向相同，，，軸符合右手坐標(biāo)系規(guī)則。圖像測(cè)量裝置坐標(biāo)系與飛行器體坐標(biāo)系關(guān)系如圖2所示。

圖2 圖像測(cè)量裝置坐標(biāo)系與飛行器體坐標(biāo)系關(guān)系Fig.2 The relation between the coordinate system of image measuring device and the coordinate system of aircraft

2 基于多核多線程的多飛行體并行實(shí)時(shí)仿真技術(shù)

為了滿足圖像測(cè)量裝置跟拍仿真試驗(yàn)需與飛行器仿真試驗(yàn)同時(shí)運(yùn)行的需求，本文首次使用基于多核多線程的多飛行體并行仿真實(shí)時(shí)平臺(tái)。多飛行體并行實(shí)時(shí)仿真平臺(tái)采用自研的8槽CPCI單系統(tǒng)制導(dǎo)姿控性能指標(biāo)測(cè)試平臺(tái)，使用基于Windows 7+RTX2012的實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)，即在Windows中嵌入RTX實(shí)時(shí)操作系統(tǒng)的方式實(shí)現(xiàn)實(shí)時(shí)仿真。操作系統(tǒng)為Windows 7，實(shí)時(shí)環(huán)境選擇IntervalZero公司的RTX2012實(shí)時(shí)擴(kuò)展模塊實(shí)現(xiàn)，并在Microsoft Visual Studio 2010環(huán)境下進(jìn)行仿真軟件開(kāi)發(fā)。劉同栓等、周林雪等提出RTX是目前基于Windows平臺(tái)的唯一純軟件的硬實(shí)時(shí)擴(kuò)展子系統(tǒng)，在半實(shí)物仿真方面得到了廣泛應(yīng)用。Windows+RTX系統(tǒng)框架如圖3所示。

圖3 Windows+RTX系統(tǒng)框架圖Fig.3 System framework diagram of Windows+RTX

RTX具有良好的CPU親和力，RTX2012該功能更為成熟。RTX可實(shí)現(xiàn)多核CPU的資源分配，使不同功能的程序、線程分別運(yùn)行在不同核上，通過(guò)提高CPU利用率增強(qiáng)單一仿真機(jī)軟件的能力。施惠豐等提出每個(gè)核心既可以作為一個(gè)獨(dú)立的處理器單獨(dú)運(yùn)行，也可以在操作系統(tǒng)的統(tǒng)一調(diào)度下并行處理不同的進(jìn)程或線程,保障一子級(jí)跟拍仿真試驗(yàn)需與全飛行器仿真試驗(yàn)同時(shí)進(jìn)行。

基于多核CPU并行實(shí)時(shí)仿真軟件架構(gòu)如圖3所示，仿真軟件采用Windows 7+RTX 2012的上下層開(kāi)發(fā)模式，在Microsoft Visual Studio 2010環(huán)境設(shè)計(jì)多線程并行仿真架構(gòu)。上層軟件為Win32非實(shí)時(shí)進(jìn)程，主要用于人機(jī)交互、圖像顯示、數(shù)據(jù)讀寫等實(shí)時(shí)性要求不高的任務(wù)。下層軟件利用RTX 2012分配多核CPU資源，采用專用模式將不同功能的線程設(shè)置到不同的CPU核上。通過(guò)多線程時(shí)鐘設(shè)計(jì)，保證了并行仿真軟件的實(shí)時(shí)性。其實(shí)現(xiàn)方法是以硬件板卡時(shí)鐘為標(biāo)準(zhǔn)時(shí)鐘，采用事件對(duì)象的方式建立多個(gè)線程的時(shí)鐘循環(huán)體。以同一時(shí)鐘源建立具有實(shí)時(shí)性的多線程仿真軟件，作為開(kāi)發(fā)多飛行體仿真軟件的基礎(chǔ)保障。

實(shí)現(xiàn)了多線程并行計(jì)算，解決了單核多線程需要根據(jù)時(shí)間片輪轉(zhuǎn)調(diào)度的并發(fā)模式缺陷，實(shí)質(zhì)性提高軟件的任務(wù)執(zhí)行能力，并且嚴(yán)格保證了多線程仿真系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性。基于多核CPU并行實(shí)時(shí)仿真軟件架構(gòu)如圖4所示。

圖4 基于多核CPU并行實(shí)時(shí)仿真軟件架構(gòu)圖Fig.4 Software architecture diagram of parallel real-time simulation based on multi-core CPU

3 試驗(yàn)結(jié)果與分析

仿真試驗(yàn)系統(tǒng)研制完成后，以該飛行器為對(duì)象開(kāi)展了基于RTX的全流程半實(shí)物實(shí)時(shí)仿真試驗(yàn)，檢驗(yàn)從射前測(cè)試、發(fā)射控制到各段飛行直至飛行結(jié)束全發(fā)射流程中控制系統(tǒng)運(yùn)行穩(wěn)定性和軟硬件的協(xié)調(diào)匹配性。

圖5和圖6為飛行器在頭體分離后圖像測(cè)量裝置實(shí)物等效器和數(shù)學(xué)等效器的俯仰角和偏航角之間的偏差，可以看出數(shù)學(xué)等效器與實(shí)物等效器狀態(tài)有差別，原因是實(shí)物等效器狀態(tài)下給圖測(cè)等效器輸入的是飛行器相對(duì)于一子級(jí)的3個(gè)位置量，圖測(cè)裝置在接收到位置量考慮尾端面參考面積生成角度的過(guò)程中與數(shù)學(xué)狀態(tài)偏差較大導(dǎo)致。但由于控制系統(tǒng)具有較強(qiáng)的魯棒性，能夠抑制干擾影響，將偏差基本控制在±0.005之間。

圖5 偏航偏差Fig.5 Yaw error

圖6 俯仰偏差Fig.6 Pitch error

4 結(jié)論

針對(duì)多飛行器跟蹤拍攝的控制系統(tǒng)仿真驗(yàn)證，原有圖像測(cè)量裝置及目標(biāo)模擬器在目標(biāo)識(shí)別過(guò)程中試驗(yàn)成本高、調(diào)試復(fù)雜程度高的問(wèn)題，設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)了一種基于頭體相對(duì)位置的圖像測(cè)量實(shí)物等效裝置。新的圖像測(cè)量裝置采用頭體相對(duì)位置信息，通過(guò)圖像測(cè)量裝置計(jì)算輸出高低角和方位角信息，解決了導(dǎo)引頭通過(guò)成像方式造成的試驗(yàn)成本大的問(wèn)題?；诙嗪硕嗑€程的多飛行體并行實(shí)時(shí)仿真平臺(tái)滿足了一子級(jí)跟拍仿真試驗(yàn)與全飛行器仿真試驗(yàn)同時(shí)運(yùn)行的需求。通過(guò)試驗(yàn)結(jié)果表明，圖像測(cè)量裝置實(shí)物等效、多核多線程的并行實(shí)時(shí)仿真等閉路制導(dǎo)仿真試驗(yàn)技術(shù)既逼近了實(shí)際應(yīng)用環(huán)境，提高了試驗(yàn)的真實(shí)性和可靠性，又降低了試驗(yàn)成本。