某型試飛器半實(shí)物仿真系統(tǒng)的設(shè)計(jì)

龔 錚，武文峰

(中國(guó)空空導(dǎo)彈研究院，河南 洛陽(yáng) 471009)

某型試飛器是為滿足新型發(fā)動(dòng)機(jī)飛行試驗(yàn)需求而研制的飛行平臺(tái)，其飛控系統(tǒng)是試飛器中結(jié)構(gòu)復(fù)雜、可靠性要求高的關(guān)鍵部件之一?？刂葡到y(tǒng)的參數(shù)確定需經(jīng)過(guò)計(jì)算、設(shè)計(jì)和測(cè)試等多個(gè)階段，僅僅使用數(shù)學(xué)仿真和動(dòng)態(tài)測(cè)試，不足以保證系統(tǒng)控制性能的正確性。為了降低飛行試驗(yàn)的風(fēng)險(xiǎn)，提高試驗(yàn)的成功概率，縮短研制周期，針對(duì)飛控系統(tǒng)的半實(shí)物仿真試驗(yàn)，對(duì)于試飛器而言，顯得十分必要。

半實(shí)物仿真將部分實(shí)物部件接入到仿真回路中，取代相應(yīng)部分的數(shù)學(xué)模型［1］，能夠克服數(shù)學(xué)模型的不精確以及干擾等因素的影響，更加真實(shí)地反映系統(tǒng)的實(shí)際情況，其仿真結(jié)果具有較高的置信度。本文針對(duì)某型試飛器的飛控系統(tǒng)的半實(shí)物仿真試驗(yàn)需求，設(shè)計(jì)了半實(shí)物仿真系統(tǒng)，介紹了系統(tǒng)的調(diào)試步驟，給出仿真結(jié)果，并進(jìn)行了偏差分析。

1 仿真系統(tǒng)總體設(shè)計(jì)

某型試飛器采用程控制導(dǎo)方案［2］，飛控系統(tǒng)包括三通道控制的飛控計(jì)算機(jī)，陀螺和加速度計(jì)構(gòu)成的慣性測(cè)量組件，和四路電動(dòng)舵機(jī)構(gòu)成的執(zhí)行機(jī)構(gòu)。

1.1 系統(tǒng)任務(wù)分析

半實(shí)物仿真貫穿于試飛器飛控系統(tǒng)研制的全過(guò)程。其任務(wù)包括以下幾點(diǎn):

1)進(jìn)行飛控系統(tǒng)的性能仿真，以檢查其實(shí)際性能是否滿足系統(tǒng)指標(biāo)，為控制系統(tǒng)的參數(shù)設(shè)計(jì)、總體誤差分配提供仿真參考條件;

2)考核慣性測(cè)量組件、導(dǎo)航軟件和控制算法，以及執(zhí)行機(jī)構(gòu)等各個(gè)分系統(tǒng)之間的協(xié)調(diào)性和匹配性;

3)進(jìn)行各種狀態(tài)下的拉偏試驗(yàn)，考核系統(tǒng)的抗干擾性能和穩(wěn)定性能，檢查各種交叉耦合干擾對(duì)其影響，以達(dá)到優(yōu)化系統(tǒng)設(shè)計(jì)，提高系統(tǒng)可靠性的目的，為試飛器的飛行試驗(yàn)成功奠定基礎(chǔ)。

系統(tǒng)的建設(shè)目標(biāo)是構(gòu)造一個(gè)分布式、實(shí)時(shí)、半實(shí)物仿真系統(tǒng)，并具有良好的開(kāi)放性和擴(kuò)展性，便于后續(xù)仿真設(shè)備和參試部件的加入。

1.2 仿真框架設(shè)計(jì)

在仿真系統(tǒng)中，各個(gè)仿真節(jié)點(diǎn)均需要運(yùn)行相應(yīng)的仿真軟件以實(shí)現(xiàn)不同的功能任務(wù)，同時(shí)各節(jié)點(diǎn)之間的數(shù)據(jù)交換要保證嚴(yán)格的實(shí)時(shí)性和同步性。因此，各節(jié)點(diǎn)的異構(gòu)性和數(shù)據(jù)的同步性要求，使得仿真框架變得十分復(fù)雜。

為了確保整個(gè)系統(tǒng)能夠協(xié)調(diào)、有序地完成仿真任務(wù)，并考慮到系統(tǒng)的適應(yīng)性、維護(hù)性、擴(kuò)展性要求，采用分布式設(shè)計(jì)方案。以VMIC 實(shí)時(shí)光纖網(wǎng)絡(luò)為通訊基礎(chǔ)，吸收Windows 操作系統(tǒng)消息、事件驅(qū)動(dòng)的先進(jìn)思想，借鑒服務(wù)器/客戶機(jī)(Server/Client)的運(yùn)行機(jī)制，將仿真節(jié)點(diǎn)分為服務(wù)器、客戶機(jī)和監(jiān)聽(tīng)機(jī)三種類型［3］。

1)服務(wù)器。服務(wù)器的主要任務(wù)是管理整個(gè)系統(tǒng)的仿真數(shù)據(jù)，負(fù)責(zé)系統(tǒng)的任務(wù)調(diào)度和控制;在仿真中產(chǎn)生實(shí)時(shí)同步信號(hào)，并監(jiān)控其余節(jié)點(diǎn)的運(yùn)行狀態(tài)，維護(hù)系統(tǒng)的刷新和數(shù)據(jù)的同步。

2)客戶機(jī)?？蛻魴C(jī)響應(yīng)服務(wù)器的同步信號(hào)，根據(jù)本節(jié)點(diǎn)的任務(wù)要求，進(jìn)行對(duì)仿真數(shù)據(jù)的生產(chǎn)或消費(fèi)的工作。

3)監(jiān)聽(tīng)機(jī)。監(jiān)聽(tīng)機(jī)不產(chǎn)生仿真數(shù)據(jù)，僅僅根據(jù)仿真運(yùn)行狀態(tài)和節(jié)點(diǎn)任務(wù)要求完成數(shù)據(jù)的消費(fèi)，并且不響應(yīng)系統(tǒng)的同步信號(hào)。

1.3 系統(tǒng)構(gòu)成方案

根據(jù)試驗(yàn)任務(wù)需求和參加仿真的設(shè)備數(shù)目，設(shè)計(jì)出半實(shí)物仿真系統(tǒng)的總體方案，圖1 給出了仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖。試飛器的飛控計(jì)算機(jī)、慣性測(cè)量組件和電動(dòng)舵機(jī)接入到仿真回路中，使用三軸轉(zhuǎn)臺(tái)模擬試飛器的空間姿態(tài)，采用負(fù)載模擬臺(tái)模擬舵機(jī)軸處受到的鉸鏈力矩，采用慣組模擬器來(lái)模擬試飛器的線加速度;同時(shí)，采用數(shù)學(xué)仿真模型計(jì)算導(dǎo)彈的空間動(dòng)力學(xué)和運(yùn)動(dòng)學(xué)，用產(chǎn)品接口測(cè)試來(lái)完成系統(tǒng)和飛控計(jì)算機(jī)的通訊。

該仿真系統(tǒng)中，仿真綜控臺(tái)為服務(wù)器節(jié)點(diǎn)，視景仿真為監(jiān)聽(tīng)機(jī)節(jié)點(diǎn)，其余節(jié)點(diǎn)均為客戶機(jī)節(jié)點(diǎn)。

1.4 仿真系統(tǒng)擴(kuò)展

隨著半實(shí)物仿真試驗(yàn)室的建設(shè)，需要在原有基礎(chǔ)上進(jìn)行擴(kuò)充和升級(jí)，在改造的同時(shí)保留原有系統(tǒng)的全部功能，并保證其與新加入的系統(tǒng)能夠互聯(lián)并協(xié)同工作，這就要求系統(tǒng)具有良好的擴(kuò)展性。

采用服務(wù)器/客戶機(jī)體系的仿真框架，具有良好的擴(kuò)展性。對(duì)于新加入的節(jié)點(diǎn)，只需按照以下步驟，即可完成仿真系統(tǒng)的擴(kuò)展。

1)安裝VMIC 反射內(nèi)存卡，通過(guò)光纖將其接入實(shí)時(shí)光纖網(wǎng)絡(luò)上，完成新節(jié)點(diǎn)和老節(jié)點(diǎn)的通訊互聯(lián)。

2)在設(shè)計(jì)節(jié)點(diǎn)任務(wù)軟件時(shí)，按照客戶機(jī)或監(jiān)聽(tīng)機(jī)的軟件框架進(jìn)行編寫(xiě)，使得新節(jié)點(diǎn)能夠響應(yīng)綜控臺(tái)的仿真中斷消息。

3)根據(jù)新的仿真任務(wù)，編寫(xiě)相應(yīng)的試驗(yàn)大綱和方案。修改關(guān)聯(lián)節(jié)點(diǎn)軟件中的網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)配置，使得系統(tǒng)的數(shù)據(jù)流是閉合的，確保仿真試驗(yàn)的正常進(jìn)行。

圖1 仿真系統(tǒng)結(jié)構(gòu)框圖

2 仿真系統(tǒng)調(diào)試試驗(yàn)過(guò)程

當(dāng)把數(shù)學(xué)仿真模型轉(zhuǎn)換為半實(shí)物仿真模型，并且完成各個(gè)節(jié)點(diǎn)的軟件編寫(xiě)后，即可準(zhǔn)備進(jìn)行仿真試驗(yàn)。在進(jìn)行半實(shí)物仿真試驗(yàn)前，為了防止不當(dāng)操作對(duì)產(chǎn)品造成損壞，保證試驗(yàn)的順利完成，必須按照一定的步驟來(lái)進(jìn)行仿真系統(tǒng)的調(diào)試，調(diào)試過(guò)程應(yīng)當(dāng)遵循從部件到系統(tǒng)，從開(kāi)環(huán)到閉環(huán)的基本原則。下面給出仿真系統(tǒng)的調(diào)試試驗(yàn)過(guò)程［4］。

2.1 接口匹配性試驗(yàn)

接口匹配性試驗(yàn)主要考核電氣接口適配性，通訊接口正確性，慣組模擬器的準(zhǔn)確性，以及仿真設(shè)備極性等幾個(gè)方面。

1)電氣接口適配性試驗(yàn)。電氣接口試驗(yàn)主要考核飛控計(jì)算機(jī)與仿真系統(tǒng)之間接口電氣特性的適配性，包括飛控計(jì)算機(jī)的離散輸入輸出信號(hào)，舵控模擬信號(hào)等，并檢查產(chǎn)品和仿真設(shè)備的電源供電線路。

2)通訊接口正確性試驗(yàn)。通訊接口試驗(yàn)主要包括兩方面，一方面是各仿真節(jié)點(diǎn)間的數(shù)據(jù)傳輸，即實(shí)時(shí)光纖網(wǎng)絡(luò)的通訊正確性;另一方面是飛控計(jì)算機(jī)和仿真系統(tǒng)之間的串行通訊正確性，包括信號(hào)傳輸、數(shù)據(jù)解碼等。

3)慣組模擬器性能試驗(yàn)。主要檢查慣組模擬器對(duì)于真實(shí)慣組的模擬性能，包括慣組電氣特性的模擬，加速度計(jì)模型和陀螺模型的準(zhǔn)確性等。

4)設(shè)真設(shè)備極性匹配性試驗(yàn)。仿真設(shè)備極性主要是指三軸轉(zhuǎn)臺(tái)和負(fù)載模擬臺(tái)的極性。對(duì)于轉(zhuǎn)臺(tái)而言，要求轉(zhuǎn)臺(tái)的3 個(gè)轉(zhuǎn)動(dòng)軸與仿真模型中的發(fā)射坐標(biāo)系的定義一致;要求負(fù)載模擬臺(tái)加載的鉸鏈力矩與實(shí)際飛行情況一致。

2.2 開(kāi)環(huán)跟隨試驗(yàn)

當(dāng)完成系統(tǒng)接口匹配性試驗(yàn)后，即可進(jìn)行開(kāi)環(huán)跟隨試驗(yàn)，主要考核三軸轉(zhuǎn)臺(tái)隨動(dòng)性能，導(dǎo)航解算算法和舵混合策略的正確性等。

2.2.1 三軸轉(zhuǎn)臺(tái)隨動(dòng)試驗(yàn)

在慣組參與仿真時(shí)，需將其安裝在三軸轉(zhuǎn)臺(tái)。轉(zhuǎn)臺(tái)跟隨指令的性能將會(huì)影響系統(tǒng)的仿真精度。將轉(zhuǎn)臺(tái)加入到仿真系統(tǒng)中，運(yùn)行數(shù)學(xué)閉環(huán)仿真，轉(zhuǎn)臺(tái)控制軟件讀取彈道的姿態(tài)數(shù)據(jù)，控制轉(zhuǎn)臺(tái)運(yùn)動(dòng)，并將當(dāng)前的轉(zhuǎn)臺(tái)姿態(tài)發(fā)送至實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)。通過(guò)對(duì)比轉(zhuǎn)臺(tái)的指令和實(shí)際位置，考核轉(zhuǎn)臺(tái)的跟隨性能。

2.2.2 考核導(dǎo)航解算算法

在仿真過(guò)程中，飛控計(jì)算機(jī)中的導(dǎo)航算法根據(jù)收到的慣組信息，解算出試飛器當(dāng)前姿態(tài)和位置，用于控制系統(tǒng)的計(jì)算。因此，必須考核導(dǎo)航算法的解算精度。

將飛控計(jì)算機(jī)接入到回路，接收慣組模擬器發(fā)出的加計(jì)和陀螺信息，產(chǎn)品接口測(cè)試系統(tǒng)接收并記錄遙測(cè)數(shù)據(jù)。仿真結(jié)束后，通過(guò)對(duì)比遙測(cè)中的導(dǎo)航解算信息和仿真彈道數(shù)據(jù)，考核飛控系統(tǒng)的導(dǎo)航算法。

2.2.3 舵混合策略檢查

試飛器在飛行過(guò)程中，三通道控制系統(tǒng)根據(jù)當(dāng)前姿態(tài)和任務(wù)要求計(jì)算出三通道舵控指令，經(jīng)過(guò)舵分配后，控制四路舵面轉(zhuǎn)動(dòng)。負(fù)載臺(tái)通過(guò)角度敏感器采集得到四路舵機(jī)的舵偏角，經(jīng)過(guò)舵混合后得到三路等效舵偏角，供仿真模型進(jìn)行氣動(dòng)插值計(jì)算。因此，必須考核舵混合策略的正確性。

將飛控和舵機(jī)接入到仿真回路，但依然進(jìn)行開(kāi)環(huán)跟隨試驗(yàn)。仿真結(jié)束后，對(duì)比遙測(cè)數(shù)據(jù)中的三路舵控指令和經(jīng)過(guò)舵混合策略后得到的三路舵偏角，檢查舵混合策略的正確性。

2.2.4 飛控控制律初步驗(yàn)證

進(jìn)行全系統(tǒng)的開(kāi)環(huán)跟隨仿真試驗(yàn)。將采集得到舵偏曲線和數(shù)學(xué)仿真中的舵偏曲線進(jìn)行對(duì)比。通過(guò)對(duì)比同一種飛行狀態(tài)下，飛控計(jì)算機(jī)和數(shù)學(xué)模型的舵控輸出，初步驗(yàn)證飛控計(jì)算機(jī)中控制律的正確性。

2.3 閉環(huán)試驗(yàn)

當(dāng)完成接口匹配和開(kāi)環(huán)跟隨試驗(yàn)，確定硬件回路和飛控系統(tǒng)的正確性后，即可開(kāi)始進(jìn)行閉環(huán)仿真，包括標(biāo)準(zhǔn)彈道試驗(yàn)和拉偏仿真試驗(yàn)。

2.3.1 標(biāo)準(zhǔn)彈道試驗(yàn)

首先進(jìn)行標(biāo)準(zhǔn)彈道試驗(yàn)，驗(yàn)證整個(gè)系統(tǒng)的有效性和正確性。在試驗(yàn)時(shí)，應(yīng)逐步添加參試部件，首先只進(jìn)行飛控在回路的閉環(huán)仿真，然后，將三軸轉(zhuǎn)臺(tái)和慣性測(cè)量組件接入到仿真回路，最后，再將負(fù)載模擬臺(tái)和舵機(jī)接入回路，完成全系統(tǒng)的閉環(huán)仿真。

2.3.2 拉偏仿真試驗(yàn)

試飛器在生產(chǎn)組裝中，彈體和發(fā)動(dòng)機(jī)系統(tǒng)的安裝會(huì)存在部分偏差，同時(shí)，在實(shí)際飛行過(guò)程中，試飛器會(huì)受到大氣環(huán)境、風(fēng)場(chǎng)等干擾。這些偏差會(huì)使試飛器的偏離預(yù)定的彈道，甚至?xí)绊懓l(fā)動(dòng)機(jī)的點(diǎn)火，造成飛行試驗(yàn)失敗。

分析實(shí)際飛行中的干擾類型和極限情況，將進(jìn)行多個(gè)類型的拉偏仿真試驗(yàn)，考核飛控系統(tǒng)在不同干擾下的控制能力和穩(wěn)定性能［5］。主要內(nèi)容如下:

1)不同發(fā)射條件?？己瞬煌l(fā)射條件下，試飛器的飛行彈道，包括發(fā)射點(diǎn)的經(jīng)緯高，發(fā)射點(diǎn)時(shí)的初始姿態(tài)等。

2)發(fā)射初始擾動(dòng)。包括發(fā)射過(guò)程中的姿態(tài)偏差、速度偏差，以及分離干擾等。

3)氣動(dòng)系數(shù)偏差。彈體動(dòng)力學(xué)模型使用的空氣動(dòng)力系數(shù)來(lái)源于風(fēng)洞吹風(fēng)數(shù)據(jù)，而在氣動(dòng)力吹風(fēng)過(guò)程和數(shù)據(jù)處理過(guò)程中，不可避免地會(huì)給數(shù)據(jù)帶來(lái)誤差，降低氣動(dòng)數(shù)據(jù)的置信度。因此，有必要對(duì)使用的氣動(dòng)系數(shù)進(jìn)行拉偏，考查在氣動(dòng)計(jì)算存在偏差下的控制性能。

4)發(fā)動(dòng)機(jī)參數(shù)偏差。發(fā)動(dòng)機(jī)的參數(shù)偏差包括發(fā)動(dòng)機(jī)的安裝角度，推力作用點(diǎn)位置，點(diǎn)火時(shí)間延遲以及推力大小偏差等。

5)彈體參數(shù)偏差。彈體參數(shù)偏差主要包括彈體的質(zhì)量、轉(zhuǎn)動(dòng)慣量、以及質(zhì)心安裝位置等。

6)風(fēng)場(chǎng)環(huán)境偏差。檢驗(yàn)試飛器在風(fēng)場(chǎng)條件下的飛行狀態(tài)，包括穩(wěn)定風(fēng)場(chǎng)，大氣紊流以及剪切風(fēng)等。

7)沖擊干擾偏差?？己嗽囷w器控制系統(tǒng)在受到各種沖擊干擾下的控制性能，沖擊干擾類型包括分離沖擊擾動(dòng)，發(fā)動(dòng)機(jī)點(diǎn)火沖擊擾動(dòng)等。

3 仿真結(jié)果及偏差分析

下面給出同一種仿真狀態(tài)下，半實(shí)物仿真與數(shù)字仿真的仿真結(jié)果對(duì)比曲線圖，驗(yàn)證該半實(shí)物仿真系統(tǒng)的有效性和正確性，并對(duì)仿真對(duì)比結(jié)果進(jìn)行初步分析。

3.1 仿真結(jié)果

下面給出試飛器半實(shí)物仿真與數(shù)字仿真的仿真結(jié)果對(duì)比。圖2、圖3、圖4 分別為攻角、側(cè)滑角與滾轉(zhuǎn)角變化的仿真結(jié)果對(duì)比曲線。圖5、圖6、圖7 為三通道舵偏角變化的仿真結(jié)果對(duì)比曲線。

圖2 攻角仿真對(duì)比

圖3 側(cè)滑角仿真對(duì)比

圖4 滾轉(zhuǎn)角仿真對(duì)比

圖5 滾轉(zhuǎn)舵偏角仿真對(duì)比

圖6 偏航舵偏角仿真對(duì)比

圖7 俯仰舵偏角仿真對(duì)比

如圖2-圖7 所示，數(shù)字仿真和半實(shí)物仿真的仿真曲線基本一致。仿真結(jié)果表明該半實(shí)物仿真系統(tǒng)達(dá)到了設(shè)計(jì)要求。

3.2 偏差分析

通過(guò)初步的定性分析，半實(shí)物仿真和數(shù)學(xué)仿真的差異主要是由以下幾部分引起［6］:

1)電氣噪聲。在仿真系統(tǒng)中，由于系統(tǒng)零電位和電氣信號(hào)噪聲的存在，會(huì)造成半實(shí)物仿真和數(shù)學(xué)仿真之間存在差異，可通過(guò)改進(jìn)調(diào)理電路等方法進(jìn)行改進(jìn)。

2)轉(zhuǎn)臺(tái)跟隨和慣導(dǎo)漂移。在仿真中，三軸轉(zhuǎn)臺(tái)的跟隨差異和慣導(dǎo)測(cè)量組件的漂移，會(huì)使得飛控導(dǎo)航算法計(jì)算出的姿態(tài)和位置信息與彈道仿真的結(jié)果不同，繼而使得控制指令存在差異。這兩部分造成偏差，可以通過(guò)提高轉(zhuǎn)臺(tái)性能和重新校對(duì)慣導(dǎo)模型來(lái)實(shí)現(xiàn)降低。

3)舵機(jī)帶載情況下的性能下降。由于真實(shí)舵機(jī)在仿真過(guò)程中，受到負(fù)載臺(tái)加載的鉸鏈力矩，使得舵機(jī)性能下降，造成實(shí)際舵偏角與舵控指令存在差異。

對(duì)仿真差異的初步分析，只是定性地給出了可能引起偏差的幾個(gè)因素，但如果要定量的確定該因素造成的偏差量級(jí)，還需要進(jìn)行逐個(gè)部件的接入試驗(yàn)，以及更加深入的數(shù)據(jù)分析和計(jì)算。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文通過(guò)對(duì)仿真任務(wù)的分析，設(shè)計(jì)了仿真框架體系，給出了系統(tǒng)方案和后續(xù)擴(kuò)展方法;然后詳細(xì)說(shuō)明了仿真試驗(yàn)的試驗(yàn)步驟;最后通過(guò)系統(tǒng)閉環(huán)仿真驗(yàn)證了系統(tǒng)的有效性和正確性，目前該系統(tǒng)已交付使用。

通過(guò)仿真試驗(yàn)，對(duì)本仿真系統(tǒng)可得出以下結(jié)論:某型試飛器的半實(shí)物試驗(yàn)，是檢驗(yàn)試飛器飛控部件和評(píng)估控制性能的有效手段。經(jīng)過(guò)驗(yàn)收測(cè)試，系統(tǒng)功能和指標(biāo)均滿足設(shè)計(jì)要求。采用服務(wù)器、客戶機(jī)和監(jiān)聽(tīng)機(jī)形式的仿真框架體系設(shè)計(jì)，使得整個(gè)系統(tǒng)易于升級(jí)和維護(hù)，便于后續(xù)仿真節(jié)點(diǎn)的陸續(xù)加入。本文給出的系統(tǒng)調(diào)試步驟，對(duì)于類似仿真系統(tǒng)的建立，具有一定的工程參考價(jià)值。

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