“人在回路”無人飛艇半實物仿真系統(tǒng)設計與實現(xiàn)

宋靜婧 祝 明 武 哲 章 磊

(北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100191)

“人在回路”無人飛艇半實物仿真系統(tǒng)設計與實現(xiàn)

宋靜婧 祝 明 武 哲 章 磊

(北京航空航天大學 航空科學與工程學院，北京 100191)

為開展某型無人飛艇系統(tǒng)的地面集成及飛行仿真試驗，基于VxWorks實時操作系統(tǒng)、Matlab/Simulink和RTW(Real Time Workshop)快速原型建模仿真軟件、FUTABA數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)和三維視景系統(tǒng)，開發(fā)了具有高精度、高實時性的半實物仿真平臺以及仿真軟件.該系統(tǒng)的最大創(chuàng)新點是加入了FUTABA遙控設備以及PWM(Pulse Width Modulation)/RS-422的信號轉(zhuǎn)換模塊，從而將飛行員的視覺感受及操縱輸出接入到仿真回路中，實現(xiàn)了在全遙控、半自主和自主3種模式下的“人在回路”仿真.仿真試驗結(jié)果表明:“人在回路”的飛行仿真試驗可驗證控制律的3種模式切換功能以及姿態(tài)、航跡控制效果，提高了飛行員對該型飛行器的操縱熟練程度，可以實現(xiàn)在應急情況下直接控制無人飛艇平穩(wěn)著陸.

無人飛艇;人在回路;半實物仿真

近年來，飛艇被越來越廣泛地用于觀測、勘察及通信等領域中［1］.而無人飛艇因具有飛艇的特點，也不受人的生理限制，在平流層甚至更高的高度下具有很大的應用潛力.國外目前研制的典型大型平流層無人飛艇有歐空局(ESA，European Space Agency)的高空飛艇，洛克希德馬丁公司的高空飛艇及其他特殊外形如球形或扁橢球體飛艇等［2］.由于飛艇是輕于空氣的飛行器，主要依靠浮力提供靜升力，因而能以極慢的速度飛行，甚至能夠在空中長期保持定點，上述特點使飛艇與一般飛行器在建模和控制律研究方面具有特殊之處.通過對某型平流層無人飛艇的地面及飛行試驗的研究工作總結(jié)發(fā)現(xiàn):全面、充分、高仿真度的地面試驗可以有效提高飛行試驗效率，降低試驗風險.無人飛艇地面半實物仿真系統(tǒng)可對無人飛艇的控制律及全系統(tǒng)進行地面仿真模擬試驗，檢驗無人飛艇系統(tǒng)的軟硬件功能及控制律的控制效果，為飛行員提供地面訓練環(huán)境，不僅可以在應急情況下保障無人飛艇著陸安全，同時可以縮短實際飛行試驗時間，節(jié)約試驗成本，降低試驗風險.

1 研究目的與方法

本文的研究目的是設計并建立一套滿足無人飛艇“人在回路”飛行仿真試驗需求，并具有多平臺通用擴展能力的仿真系統(tǒng).半實物仿真系統(tǒng)須滿足如下指標:①具有高精度的姿態(tài)、氣壓、視景等物理效應設備，其中姿態(tài)跟蹤精度不大于0.1°，氣壓精度不大于0.1 kPa，具有3D視景顯示能力;②具有高速的網(wǎng)絡通信能力，能夠?qū)崿F(xiàn)實時數(shù)據(jù)的快速共享，仿真周期最小可達1ms，能夠滿足大多數(shù)飛行器的飛行控制實時仿真需求;③“人在回路”仿真能夠通過三維視景系統(tǒng)實現(xiàn)飛行員在多模式下實時在線模擬遙控飛行.

本文的研究對象為某大型平流層無人飛艇，針對該型無人飛艇的特點，對其進行受力分析，利用機理建模的方法以及小擾動理論在平衡狀態(tài)建立無人飛艇的12階動力學模型.根據(jù)無人飛艇全系統(tǒng)地面試驗要求，分析半實物仿真系統(tǒng)應具備的功能與性能特點，設計系統(tǒng)試驗原理框圖，并對系統(tǒng)硬件結(jié)構(gòu)和仿真軟件進行設計，構(gòu)建系統(tǒng)的硬件環(huán)境和Simulink仿真模型.進行“人在回路”飛行仿真試驗，驗證各分系統(tǒng)的工作性能.

2 無人飛艇的模型

正確分析無人飛艇運動時所受的外力(包括力矩)是建立無人飛艇動態(tài)模型以及控制仿真研究的基礎.由于飛艇體積龐大、速度緩慢，其慣性特性十分顯著，故必須考慮其所受的流體慣性力，此外，飛艇還受到與空氣相對運動產(chǎn)生的空氣動力、重力與浮力以及由矢量螺旋槳產(chǎn)生的推力.采用動量定理以及動量矩定理這一傳統(tǒng)的機理建模方法，在艇體坐標系和速度坐標系下，飛艇的體積形心取為坐標原點［3］.以下僅敘述空氣動力和重力、浮力的受力情況，對于流體附加慣性力和推力此處不再展開.

2.1 空氣動力

空氣動力可分解為一個合力矢量Fa和合力矩矢量Ma.Fa在速度坐標系下主要由升力Za=－QSCL，阻力Xa=－QSCD和側(cè)力Ya=QSCY組成.Ma在艇體坐標系下可以分解為滾轉(zhuǎn)力矩Lb=QSLCl，俯仰力矩 Mb=QSLCm和偏航力矩Nb=QSLCn.其中，Q=1/2ρV2，ρ為當?shù)氐目諝饷芏?，V為飛行速度;S= Δ2/3，Δ為飛艇的體積;L為飛艇的長度;CD，CL和CY分別為飛艇的阻力系數(shù)、升力系數(shù)和側(cè)力系數(shù);Cl，Cm和Cn分別為飛艇的滾轉(zhuǎn)、俯仰和偏航力矩系數(shù)［4］.

2.2 重力與浮力

由于飛艇的重力G和浮力B始終垂直于地面.故在慣性系中，重力矢量FGE=［0 0 G］T，浮力矢量FBE=［0 0 －B］T.

根據(jù)動量定理和動量矩定理得到飛艇的非線性動力學方程，根據(jù)運動參數(shù)之間的幾何關系和數(shù)學關系建立飛艇的非線性運動學方程，使方程組封閉.由于非線性方程在計算機中求解具有較大的困難，需要對其進行基于小擾動配平狀態(tài)下的線化，從而得到無人飛艇的狀態(tài)空間表達式，可用于之后的仿真研究.

其中，X=［u v w p q r φ θ ψ］T;U=［n1n2n3n4n5δrδe］T，n1～ n5為動力螺旋槳轉(zhuǎn)速，δr為方向舵偏角，δe為升降舵偏角.

3 半實物仿真系統(tǒng)設計與實現(xiàn)

3.1 系統(tǒng)方案

本文仿真系統(tǒng)試驗的測試對象為艇載飛控系統(tǒng)，根據(jù)半實物仿真系統(tǒng)設計指標要求及“人在回路”仿真試驗功能需求，設計系統(tǒng)試驗原理圖如圖1所示.艇載飛控系統(tǒng)相關軟硬件:FUTABA遙控器及接收器、姿態(tài)傳感器、大氣數(shù)據(jù)計算機和飛控仿真機中的所有軟件模塊;其他為仿真系統(tǒng)相關軟硬件:高精度三軸飛行仿真轉(zhuǎn)臺、大氣數(shù)據(jù)模擬系統(tǒng)、視景系統(tǒng)、伺服機構(gòu)模型、浮力/重力模型、風場模型和動力學模型［5－6］.

該仿真系統(tǒng)的一個重要特點是采用FUTABA數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)來實現(xiàn)“人在回路”仿真試驗.FUTABA遙控設備是一種在小型無人機及航空模型中廣泛應用的無線遙控設備，對地面遙控飛行員具有很友好的人機接口，利于飛行員快速形成操縱習慣.自主研發(fā)的FUTABA接收器解決了FUTABA控制命令接入仿真系統(tǒng)控制回路的問題，為FUTABA控制功能的實現(xiàn)提供了技術支撐.采用了FUTABA的仿真系統(tǒng)與以往的“人在回路”的大型飛行模擬器相比具有COTS(Commercial-Off-The-Shelf)產(chǎn)品可維護性好、系統(tǒng)簡單、成本低、使用靈活等優(yōu)勢，十分切合無人飛行器的遙控飛行模擬需求.

圖1 半實物仿真系統(tǒng)試驗原理圖

半實物仿真系統(tǒng)可分別實現(xiàn)全遙控/閉環(huán)控制模式的切換以及在閉環(huán)狀態(tài)下的半自主/自主模式切換.在全遙控模式下，飛行員通過FUTABA遙控器直接輸出控制量至操縱機構(gòu)，通過三維視景系統(tǒng)觀察無人飛艇的位置及姿態(tài).在半自主閉環(huán)控制模式下，系統(tǒng)將無人飛艇的位置、姿態(tài)和角速率信息通過閉環(huán)反饋給姿態(tài)增穩(wěn)控制模塊，飛行員通過FUTABA遙控器的操縱輸入將姿態(tài)控制期望值發(fā)送到姿態(tài)增穩(wěn)控制模塊，由后者解算得到控制量輸出給伺服機構(gòu).在自主閉環(huán)控制模式下，系統(tǒng)將無人飛艇的位置、姿態(tài)及角速率等信息反饋給導航模塊以及姿態(tài)增穩(wěn)控制模塊，同時導航模塊輸出姿態(tài)控制期望值到姿態(tài)增穩(wěn)控制模塊，最終由姿態(tài)增穩(wěn)控制模塊輸出控制量到伺服機構(gòu)，該狀態(tài)下飛行員的輸入無效.

3.2 系統(tǒng)硬件

半實物仿真系統(tǒng)的硬件連接見圖2［7］.系統(tǒng)硬件主要基于以太網(wǎng)和反射內(nèi)存光纖網(wǎng)兩個網(wǎng)絡和 多 種 數(shù) 據(jù) 接 口，包 括 RS-422/485/232、ARINC429、ARINC407、CAN(Controller Area Network)、1553B、AD/DA、DIO(Digital Input/Output)、PWM(Pulse Width Modulation)等，預留了豐富的接口與艇載飛控系統(tǒng)交聯(lián).

總控臺是操作人員與仿真系統(tǒng)的直接交互平臺.通過以太網(wǎng)連接的4臺總控臺計算機分別為飛控仿真上位機、模型仿真上位機、系統(tǒng)狀態(tài)監(jiān)控機(用于控制律模式切換)和故障注入計算機.操作人員可以在總控臺對模型、飛行控制律參數(shù)、仿真模式進行在線快速修改與調(diào)試，同時監(jiān)控整個仿真系統(tǒng)的狀態(tài)，并可進行實時故障注入測試.

圖2 半實物仿真系統(tǒng)硬件連接圖

CPCI(Compact Peripheral Component Interconnect)仿真機是仿真系統(tǒng)的關鍵設備，是運行動力學模型和控制律的硬件平臺.仿真機系統(tǒng)的計算能力、實時性和輸入輸出接口配置是表征仿真機整體性能的關鍵參數(shù).基于CPCI總線的集成仿真機，采用工業(yè)級機箱和電源模塊，其硬件集成包括支持實時操作系統(tǒng)VxWorks的CPU主板、串口模塊、AD采集模塊、DA輸出模塊、DIO模塊、CAN、ARINC429、1553B通信模塊，軟件可與Matlab/Simulink的建模工具進行無縫連接，將建立的框圖模型直接轉(zhuǎn)化為執(zhí)行代碼，在保證系統(tǒng)實時性和可靠性的同時，易于實現(xiàn)系統(tǒng)的擴展和升級.

三軸飛行仿真轉(zhuǎn)臺是本系統(tǒng)的核心設備，內(nèi)框安裝艇載飛控系統(tǒng)的三軸姿態(tài)測量傳感器.三軸飛行仿真轉(zhuǎn)臺通過反射內(nèi)存網(wǎng)絡獲得的飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)，控制三框進行高精度實時角運動，使內(nèi)框上的姿態(tài)傳感器感受三軸姿態(tài)變化，并將姿態(tài)測量數(shù)據(jù)傳送到飛控仿真機，從而實現(xiàn)飛行姿態(tài)的實時仿真模擬.該轉(zhuǎn)臺在國內(nèi)外同類產(chǎn)品中屬于性能較高者，可進行飛行仿真試驗，同時也可對部分艇載航空電子設備進行動靜態(tài)性能測試和參數(shù)修正試驗.

大氣數(shù)據(jù)模擬系統(tǒng)用來實現(xiàn)氣壓高度和空速的仿真功能.ADTS405是GE公司新型的高精度大氣測試系統(tǒng)，可用于模擬飛行器大氣測量系統(tǒng)所需的總靜壓物理信號.在本系統(tǒng)中，模型仿真機將模型計算得到的海拔高度和靜壓數(shù)據(jù)通過ARINC-429總線發(fā)送至ADTS405，后者生成靜壓和總壓通過氣路傳送到艇載傳感器的大氣數(shù)據(jù)計算機，大氣數(shù)據(jù)計算機根據(jù)測量得到的總壓和靜壓計算海拔高度和空速并通過ARINC-429數(shù)據(jù)接口發(fā)送到飛控仿真機.

反射內(nèi)存光纖網(wǎng)絡是一種基于共享存儲器技術的高速實時網(wǎng)絡，與傳統(tǒng)網(wǎng)絡技術相比，除了具有嚴格的傳輸確定性和可預測性外，還具有速度高、通訊協(xié)議簡單、宿主機負載輕、軟硬件平臺適應性強、支持中斷信號的傳輸?shù)戎T多特點.在本系統(tǒng)中，仿真步長最快可達到1ms.

三維實時視景系統(tǒng)是本系統(tǒng)的圖像顯示平臺，通過構(gòu)建仿真對象的三維模型和真實的環(huán)境，以達到非常逼真的仿真效果.主要包括雙通道立體投影系統(tǒng)、GStar圖形工作站、多窗口圖像處理器、邊緣融合機、視頻矩陣、試驗監(jiān)視和操作臺等7個子系統(tǒng).

FUTABA數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)包括FUTABA遙控器及自主開發(fā)的FUTABA接收器.FUTABA接收器主要由外殼、天線、PWM-RS422信號處理模塊和FUTABA接收機4部分組成.FUTABA遙控器可將飛行員的遙控操縱信號實時傳送給接收機，由后者轉(zhuǎn)換為PWM信號輸出，信號處理模塊采集接收機輸出的PWM信號并轉(zhuǎn)換為RS422的數(shù)字信號輸出到飛控仿真機，從而將飛行員的控制指令傳送到仿真回路中.

3.3 系統(tǒng)軟件

仿真系統(tǒng)軟件基于系統(tǒng)試驗原理框圖和硬件連接圖，采用Matlab/Simulink和RTW(Real Time Workshop)設計了如圖 3所示的仿真模型［8］.仿真軟件的輸入端口有3個:一是飛行員通過FUTABA遙控器輸出的操縱量，另外兩個為模式選擇開關S1和S2.FUTABA操縱量通過FUTABA接收器將PWM信號轉(zhuǎn)換為32Byte/幀的RS-422信號發(fā)送到飛控仿真機，飛控仿真機將RS-422數(shù)據(jù)解幀后將舵機控制量數(shù)據(jù)發(fā)送到選擇開關S1和S2.開關S1和S2可通過總控臺進行手動控制，從而實現(xiàn)仿真模式的切換.

圖3 半實物仿真系統(tǒng)仿真模型

飛控仿真機中工作的仿真模塊有姿態(tài)增穩(wěn)模塊(Stability Augmentation Module)和導航控制模塊(Navigation Module).模型仿真機中工作的仿真模塊有飛艇動力學模型模塊(Airship Dynamic Module)、空氣動力學模型模塊(Aerodynamic Module)、舵機模型模塊(Actuator Model Module)、傳感器模型模塊(Sensor Model Module)、大氣模型模塊(Atmosphere Model Module)、浮力/重力模型模塊(Buoyancy and Gravity Module)和風場模型模塊(Wind Model Module).同時，模型仿真機將解算的姿態(tài)、姿態(tài)角速率、位置和速度信號通過反射光纖網(wǎng)絡傳送給視景仿真機，視景仿真系統(tǒng)通過三維立體投影將飛艇的實時狀態(tài)進行顯示.飛行員即在該環(huán)境中通過FUTABA無線控制進行實時飛行操縱的仿真.

4 仿真試驗結(jié)果

采用1ms仿真周期，對反射內(nèi)存光纖網(wǎng)絡及各個終端:仿真機、三軸飛行仿真轉(zhuǎn)臺、大氣數(shù)據(jù)模擬系統(tǒng)、視景設備和總控臺進行功能和精度測試，結(jié)果表明，各個系統(tǒng)數(shù)據(jù)傳輸穩(wěn)定，響應及時正確，精度滿足指標要求，能夠?qū)崿F(xiàn)1ms周期的高速仿真.FUTABA數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)在38.4 kbit/s的波特率下可以支持周期為18ms的32 Byte/幀的控制信號，數(shù)字化的分辨率為全行程的0.1%，完全滿足飛行員的操縱控制需求.

“人在回路”飛行仿真試驗分別在全遙控、半自主和自主模式下進行了時長為150 s，在初值擾動以及常值風場下，目標均為定點懸停的飛行控制試驗.記錄了滾轉(zhuǎn)角、側(cè)飛速度、俯仰角和前飛速度4個參數(shù)的試驗曲線，見圖4.全遙控模式下，由于飛行員對該無人飛艇的動力學特性尚不熟悉，雖然沒有較大的姿態(tài)偏移，但控制效果沒有形成穩(wěn)定收斂的趨勢;而在半自主的模式下，由于內(nèi)回路閉環(huán)中加入了姿態(tài)增穩(wěn)控制器，操控品質(zhì)大為改善，從曲線看飛行員對無人飛艇的控制就較為平穩(wěn);在自主模式下，導航模塊對水平位置和高度均采用的是PID(Proportion Integral Derivative)控制，姿態(tài)、速度的起伏較小，通過實時視景畫面也可以看到無人飛艇的姿態(tài)、位置及高度狀態(tài)均較為平穩(wěn).

在全遙控模式下，飛行員經(jīng)過共計24 h的飛行仿真訓練，可以實現(xiàn)在有陣風以及10m/s常值風場干擾情況下進行平穩(wěn)返場著陸的操縱，這對在初期進行增穩(wěn)控制飛行試驗中出現(xiàn)應急情況具有重要的保障意義.半自主模式同樣是在增穩(wěn)控制飛行試驗結(jié)束后，較為常用的飛行試驗模式，該模式下可以大大減輕飛行員的負擔，為航跡控制提供自由的飛行調(diào)試環(huán)境，從而可以加快試驗進度.

圖4 3種模式下飛行參數(shù)仿真試驗曲線

5 結(jié)論

通過仿真試驗，說明本文所設計的半實物仿真系統(tǒng)的軟硬件具備較高的性能，同時具有較好的可擴展性，可以滿足多種類型飛行器的仿真需求.針對無人飛行器在飛行試驗初期需要飛行員進行遙控飛行的特點，“人在回路”仿真對于飛行模式切換功能、控制律品質(zhì)以及飛行員的訓練均具有較大促進作用.FUTABA數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)具有精度高、易于實現(xiàn)、通用性好的特點，采用該系統(tǒng)是實現(xiàn)“人在回路”仿真的有效途徑.

本文的下一步工作主要考慮在兩個方面進行推進:①拓展控制仿真的對象，加入如固定翼、旋翼有人/無人飛行器的仿真功能，主要包括針對各種類型飛行器仿真的系統(tǒng)原理框圖的設計以及軟硬件的擴充，使仿真平臺具有更好的通用性，同時又具有針對具體對象進行定制功能的能力;②開發(fā)飛行控制品質(zhì)測試功能，能夠結(jié)合某些飛行控制品質(zhì)的標準，例如有人旋翼機操縱品質(zhì)規(guī)范［9］，對飛行控制品質(zhì)的科目進行設計，依據(jù)規(guī)范的指標要求進行仿真測試，能夠給出飛行器飛行品質(zhì)的客觀評價，從而為提升控制律設計水平提供有效手段.

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(編 輯:李 晶)

Design and implementation of man-in-the-loop unmanned airship HIL simulation system

Song Jingjing Zhu Ming Wu Zhe Zhang Lei

(School of Aeronautic Science and Engineering，Beijing University of Aeronautics and Astronautics，Beijing 100191，China)

In order to carry out the unmanned airship system ground integration and flight simulation，the hardware and software of the hardware-in-the-loop(HIL)simulation platform was developed.It was based on real-time operating system(RTOS)Vx Works，Matlab/Simulink and real time workshop(RTW)，F(xiàn)UTABA data acquisition system and three-dimensional visual system.The biggest innovation was the usage of the FUTABA remote control(RC)equipments and pulse width modulation(PWM)/RS-422 signal transform module，thus the visual sense and the control output of the pilot could be accessed to the simulation loop.The results show that man-in-the-loop flight simulation tests can verify the function of control mode switching and the effects of attitude and track control.The tests also improve the pilot's proficiency in controlling this type of the unmanned airship directly to land steady in case of emergency.

unmanned airship;man-in-the-loop;hardwar-in-the-loop(HIL)simulation

TP 391.9

A

1001-5965(2011)05-0595-05

2010-07-30

國家高技術研究發(fā)展計劃(863)資助項目

宋靜婧(1984 －)，女，河南南陽人，博士生，songjj@ase.buaa.edu.cn.