一种固液动力飞行器飞行仿真测试系统的制作方法
【专利摘要】本发明公开了一种固液动力飞行器飞行仿真测试系统，包括综合控制台系统、飞行器仿真模型系统以及数据处理系统，综合控制台系统主要进行系统参数设置，关键变量及状态信息监控，程序启动控制，操作说明查看等；飞行器的仿真模型系统主要进行各系统模型运行计算；数据处理系统主要完成仿真数据处理及存储功能。该飞行仿真测试系统针对固液动力飞行器特点主要完成以下功能，首先，可以依据任务要求进行仿真弹道设置；其次，可以进行多样化控制率设定及效能测试，最后，可以完成系统运行状态的实时监控及存储功能。
【专利说明】一种固液动力飞行器飞行仿真测试系统
【技术领域】
[0001]本发明属于控制系统领域，具体涉及一种新型固液动力飞行器飞行仿真测试系统。
【背景技术】
[0002]固液动力飞行器是一种采用固液混合动力发动机作为动力装置的、具有可重复启动、推力可调等特点的新型飞行器，且安全性高、经济性好。相较于液体动力发动机，其操作方便、结构简单，而相较于固体动力发动机，可实现长时间工作、并且推力可调节。其发动机的工作原理是，触发点火器后打开液路阀门释放液体氧化剂，氧化剂在燃烧室中与固体燃料接触并燃烧，发动机开始工作，同时打开增压阀门调节氧化剂流量，改变推进剂的燃烧速率，从而实现发动机的变推力调节。
[0003]固液动力飞行器飞行仿真测试软件系统在整个飞行任务的过程中起着关键性作用，任何实际的飞行任务都要根据预先设计好的气动参数和控制参数来验证飞行的合理性和可行性。在专利公开申请号是201310322284.1的《固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统》中介绍的固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统，是在matlab中利用simulink模块搭建飞行器仿真模型,给定特定的飞行参数通过matlab内部的计算,然后将simulink的仿真结果显示到人机交互界面上。然而如此繁琐而冗余的工作占据了系统的大部分资源，并且操作复杂，任何中间的一个仿真环节出现问题，其查错的过程也是非常艰难；同时一个仿真系统将数据处理、显示、计算分开进行，其操作性和智能性都不能反映当前的数学仿真水平。因此，为了更加快捷简便的进行数据仿真、方案设计、数据显示/存储，一套新型的完整的固液动力飞行器飞行仿真测试软件系统的设计具有重要的意义。
【发明内容】
[0004]本发明的目的是为了解决上述问题，提出了一种新型固液动力飞行器飞行仿真测试系统。本发明考虑到固液动力飞行器的特点，提出了一种能够同时将综合控制台系统、飞行器仿真模型系统、数据处理系统进行整合的仿真测试系统。
[0005]一种固液动力飞行器飞行仿真测试系统，包括飞行器仿真模型系统、综合控制台系统、数据处理系统；
[0006]飞行器仿真模型系统包括质量模块、飞行环境模块、组合导航模块、时序控制模块、飞行器模型模块、控制系统模块、动力系统模块、气动环境模块和偏差仿真测试模块；
[0007]质量模块由线性插值函数组成，模拟飞行器飞行过程中质量、质心和惯性矩的变化，时序控制模块提供仿真时间，经过质量模块的插值函数对质量进行插值，生成飞行过程中飞行器的质量，由得到的实时的质量经过对质心和惯性矩进行插值，得到实时的质心和惯性矩；生成的实时质量、质心和惯性矩再作为变量输入到飞行器模型模块和气动环境模块；
[0008]飞行环境模块模拟大气中飞行高度下的引力加速度、大气动压、声速、大气密度参数、马赫数，供给仿真计算；
[0009]组合导航模块作为连接控制系统模块和飞行器模型模块的中间模块，将飞行器模型模块输出的角速度、姿态角，经过模块中的陀螺仪和加速度计的数学模型解算，得到符合实际的角速度和姿态角，生成的参数又传递到控制系统模块；
[0010]时序控制模块在仿真过程中，用来生成模型仿真时序，为其他各个模块提供精确的时间控制，同时根据弹道规划的要求生成弹道特征点，弹道特征点包括离轨点、起控点、转平点、变推力点、弃控点；生成的特征点作为变量输出给控制系统模块和动力系统模块；
[0011]飞行器模型模块应用六自由度微分方程，采用四阶龙格库塔法以固定步长，对运动方程进行解算，得出飞行器的飞行状态，包括姿态角、航迹角、空间位置、飞行速度、姿态角速度以及飞行过载；在对六自由度微分方程进行解算时，将质量模块输出的质量和惯性矩参数，动力系统模块输出的推力参数和气动环境模块输出的气动参数作为参数输入到12个微分方程中进行解算，并经过坐标系转换到不同的坐标下的飞行状态；方程解算出的速度、高度作为飞行环境模块的参数输入，计算得出飞行参数，包括三轴角速度、三轴速度、马赫数、动压、攻角以及侧滑角，反馈到气动环境模块进行气动计算；
[0012]控制系统模块依据三通道PID控制算法，用来对飞行器飞行过程中姿态和航迹进行控制，生成的舵机控制信号，经过舵系统模块，获得舵偏量，改变飞行器的飞行姿态和弹道飞行；飞行器模型模块输出的角速度、姿态角和位置作为变量参数通过组合导航模块中的陀螺仪和角速度计的数学方程解算，得到量测的角速度和姿态角，作为控制系统模块的输入参数，与实时解算期望弹道形成负反馈，进行三通道PID控制，解算出舵偏控制量，生成的舵偏量作为参数传递给气动环境模块进行气动系数解算，再通过舵机的数学模型方程和舵分配方程，形成最终的舵机角度参数；
[0013]动力系统模块将质量模块输出的质量参数和惯性矩参数、飞行器模型模块的速度参数和角速度参数作为输入参数，通过动力系数方程解算得到动力系数；
[0014]气动环境模块由插值函数组成，实现对气动力和气动力矩系数的插值拟合，为计算飞行过程中的气动力和气动力矩提供数值；
[0015]偏差仿真测试模块用来模拟由于制导率偏差对飞行弹道造成的影响，偏差主要可分为推力偏心、发射角偏差、质量偏差、初始速度偏差以及质心偏差；
[0016]综合控制台系统包括初始状态设置模块、环境设置模块、仿真控制模块、弹道设置模块、控制率设置模块、图形显示模块、状态监控模块、操作说明模块；
[0017]初始状态设置模块设置为一键初始化或者单步初始化；一键初始化将预先定义好的初始化参数值保存在txt文档中，点击一键初始化按钮即动态地加载txt文档中的初始化值；单步初始化需要手动输入每个需要更改的变量，点击确认键进行变量值重载；参数是根据实际情况的需要进行调整，修改的参数值，映射到飞行器仿真模型系统；
[0018]环境设置模块设置在仿真过程中出现的各种环境干扰，根据当地发射环境的要求，设置是否带有阵风影响，输入相应的偏差大小；
[0019]仿真控制模块用于“开始”仿真、“停止”仿真，仿真时间可同步设定，配置到模型中的运行时间；
[0020]弹道设置模块，用户通过该区设置巡航高度、巡航速度和巡航时间，然后通过内部关联的变量映射到程序内部，自动选择相应的方案弹道形式；[0021]控制率设置模块设置的参数包括俯仰通道、偏航通道、滚装通道的控制参数；
[0022]图形显示模块在用户在仿真进行时，通过变量选择区来选择要显示的不同变量，还能够设置输入数据采集的速率；
[0023]状态监控区显示程序在运行时的状态信息，包括仿真时间、仿真高度、开始/结束标志位；其中，仿真时间标志的是内部程序运行计算的时间，以仿真步长为单位；仿真高度实时跟踪内部的高度变量，与图形显示的高度值作对比参考；开始/结束标志作为仿真是否开始和结束的标志位；
[0024]操作说明模块作为操作说明的帮助文档链接之用，该区域通过超链接的形式链接到操作说明帮助文档以便查看程序内部的变量定义和程序说明；
[0025]数据处理系统对数据进行采集、存储、检索和传输，数据处理系统采用数据库和txt文本存储相结合的方式来对中间结果变量进行处理，在仿真过程中，将其他模块得到的中间结果保存到数据库中，并将需要显示的参数，输出综合控制台上的图形控件中。
[0026]本发明的优点在于:
[0027]1、本发明的测试系统可显著地提高整个仿真的仿真时间和仿真效率。
[0028]2、本发明通过C++编写的仿真程序，将综合控制台系统、数据处理系统、飞行器仿真模型系统集成到一个仿真程序中，简化了整个仿真系统的构成和设计流程，同时也能大大缩短整个仿真系统的开发周期。
[0029]3、综合控制台将需要更改的参数、设置信息以及显示状态等内容通过控件(编辑框、按钮、Measurement Studio控件、列表框等)的方式展现出来,并且可通过参数的实时修改来达到实时仿真的目的，使得整个仿真操作简单快捷。
[0030]4、利用MFC创建的基于对话框的程序,利用NI公司发布的Measurement Studio控件嵌入到对话框的主程序中，可及时根据需要来更改设置，选择二维显示或三维显示；并且提供了该控件操作所需要的帮助文档，可通过查阅该文档来调用需要的API函数。
[0031]5、整个仿真系统程序的设计过程中，相关的过程变量都保存在程序内部，仿真过程中如需查看关键变量可通过更改变量设置来显示不同的数据，并且所有的变量产生的中间数据都可保存到文本文档中，以便后期维护查看。
【专利附图】
【附图说明】
[0032]图1:一种新型固液动力飞行器飞行仿真测试系统各模块结构示意图；
[0033]图2: —种新型固液动力飞行器飞行仿真测试系统的综合控制台；
[0034]图3:—种新型固液动力飞行器飞行仿真测试系统的操作流程图。
【具体实施方式】
[0035]下面结合附图对本发明作进一步的说明。
[0036]本发明提出的一种固液动力飞行器飞行仿真测试系统，如图1所示，包括飞行器仿真模型系统1、综合控制台系统2、数据处理系统3。其中，综合控制台系统2是仿真程序的入口，飞行器仿真模型系统I是仿真程序的核心，数据处理系统3和飞行器仿真模型系统I在程序的后台运打。
[0037]飞行器仿真模型系统I是由基于C++编写的类完成相应的模块功能，其主要包括质量模块101、飞行环境模块102、组合导航模块103、时序控制模块104、飞行器模型模块105、控制系统模块106、动力系统模块107、气动环境模块108和偏差仿真测试模块109。
[0038]其中，质量模块101模拟飞行器飞行过程中质量、质心和惯性矩的变化。主要由插值函数计算得到，在对发动机进行地面燃烧试验时，记录每个时刻发动机燃烧后的质量值，然后根据时序模块的要求提取出关键时序时刻的质量值作为插值函数的起点和终点，实现弹体质量在不同工作时段随时间的变化关系。在模型输入的同时由时序控制模块104提供仿真时间，经过插值函数对质量进行插值，中间时刻的质量值主要利用线性函数算法计算得出，来生成飞行过程中飞行器的质量；由得到的实时的质量经过对质心和惯性矩进行插值，得到实时的质心和惯性矩。生成的实时质量、质心和惯性矩再作为变量输入到飞行器模型模块105和气动环境模块108,作为解算气动力和飞行器模型方程的输入参数。
[0039]飞行环境模块102用来模拟大气中飞行高度下的引力加速度、声速、大气密度参数、马赫数，供给仿真计算。引力加速度的计算是根据飞行高度的变化计算得到飞行中的
引力加速度，通过公式:g' = g * (-?2，其中，g为地球表面的重力加速度9.8m/s2, R为地
球半径，H为飞行高度；大气动压反应带动气体向前运动的压力，通过公式Q = 0.5*p *V2，得到，其中，P表示大气密度，V表示飞行速度；大气密度随着高度值的增加按指数率递减，海平面的大气密度为1.225kg/m3 ;马赫数是飞行速度与飞行器所在高度的声速之比，即
Ma = P所在高度的声速c=20V^；，Th表示高度为H处的热力学温度，V为飞行速度。
[0040]组合导航模块103用来模拟导航组件(如陀螺仪、角速度计)的工作特性。该模块作为连接控制系统模块106和飞行器模型模块105的中间模块，将飞行器模型模块105输出的角速度、姿态角等参数变量，经过模块中的陀螺仪和加速度计的数学模型解算，得到符合实际的角速度和姿态角，生成的参数又传递到控制系统模块106。
[0041]时序控制模块104决定整个仿真在时间上按照预定时间进行计算仿真。在仿真过程中时序控制模块104用来生成模型仿真时序，提供全局仿真时间，为其他各个模块提供精确的时间控制，同时根据弹道规划的要求生成弹道特征点，弹道特征点包括离轨点、起控点、转平点、变推力点、弃控点。生成的特征点作为变量输出给控制系统模块106和动力系统模块107，使得控制系统模块106在特征点做出不同的程序弹道方程的选择和控制方式的选择，使动力系统模块107进行变推力控制。
[0042]飞行器模型模块105主要应用六自由度微分方程，采用四阶龙格库塔法以固定步长，对运动方程进行解算，得出飞行器的飞行状态(包括姿态角、航迹角、空间位置、飞行速度、姿态角速度以及飞行过载)；在对六自由度微分方程进行解算时，需要将质量模块101输出的质量和惯性矩参数，动力系统模块107输出的推力参数和气动环境模块108输出的气动参数作为参数输入到12个微分方程中进行解算，并经过坐标系转换到不同的坐标下的飞行状态。
[0043]其中，飞行器的运动方程可分为动力学方程和运动学方程；动力学方程又分为飞行器质心运动的动力学方程和飞行器绕质心转动的动力学方程，每个方程分为X、1、Z3个方向，共6个；而运动学方程也可分为飞行器质心运动的运动学方程和飞行器绕质心转动的运动学方程，每个方程分为X、1、z3个方向，共6个；所以一共是12个方程，每个方程都以微分形式表不;[0044]飞行器质心运动的动力学方程:
[0045]
【权利要求】
1.一种固液动力飞行器飞行仿真测试系统，包括飞行器仿真模型系统、综合控制台系统、数据处理系统； 飞行器仿真模型系统包括质量模块、飞行环境模块、组合导航模块、时序控制模块、飞行器模型模块、控制系统模块、动力系统模块、气动环境模块和偏差仿真测试模块； 质量模块由线性插值函数组成，模拟飞行器飞行过程中质量、质心和惯性矩的变化，时序控制模块提供仿真时间，经过质量模块的插值函数对质量进行插值，生成飞行过程中飞行器的质量，由得到的实时的质量经过对质心和惯性矩进行插值，得到实时的质心和惯性矩；生成的实时质量、质心和惯性矩再作为变量输入到飞行器模型模块和气动环境模块； 飞行环境模块模拟大气中飞行高度下的引力加速度、大气动压、声速、大气密度参数、马赫数，供给仿真计算； 组合导航模块作为连接控制系统模块和飞行器模型模块的中间模块，将飞行器模型模块输出的角速度、姿态角，经过模块中的陀螺仪和加速度计的数学模型解算，得到符合实际的角速度和姿态角，生成的参数又传递到控制系统模块； 时序控制模块在仿真过程中，用来生成模型仿真时序，为其他各个模块提供精确的时间控制，同时根据弹道规划的要求生成弹道特征点，弹道特征点包括离轨点、起控点、转平点、变推力点、弃控点；生成的特征点作为变量输出给控制系统模块和动力系统模块； 飞行器模型模块应用六自由度微分方程，采用四阶龙格库塔法以固定步长，对运动方程进行解算，得出飞行器的飞行状态，包括姿态角、航迹角、空间位置、飞行速度、姿态角速度以及飞行过载；在 对六自由度微分方程进行解算时，将质量模块输出的质量和惯性矩参数，动力系统模块输出的推力参数和气动环境模块输出的气动参数作为参数输入到12个微分方程中进行解算，并经过坐标系转换到不同的坐标下的飞行状态；方程解算出的速度、高度作为飞行环境模块的参数输入，计算得出飞行参数，包括三轴角速度、三轴速度、马赫数、动压、攻角以及侧滑角，反馈到气动环境模块进行气动计算； 控制系统模块依据三通道PID控制算法，用来对飞行器飞行过程中姿态和航迹进行控制，生成的舵机控制信号，经过舵系统模块，获得舵偏量，改变飞行器的飞行姿态和弹道飞行；飞行器模型模块输出的角速度、姿态角和位置作为变量参数通过组合导航模块中的陀螺仪和角速度计的数学方程解算，得到量测的角速度和姿态角，作为控制系统模块的输入参数，与实时解算期望弹道形成负反馈，进行三通道PID控制，解算出舵偏控制量，生成的舵偏量作为参数传递给气动环境模块进行气动系数解算，再通过舵机的数学模型方程和舵分配方程，形成最终的舵机角度参数； 动力系统模块将质量模块输出的质量参数和惯性矩参数、飞行器模型模块的速度参数和角速度参数作为输入参数，通过动力系数方程解算得到动力系数； 气动环境模块由插值函数组成，实现对气动力和气动力矩系数的插值拟合，为计算飞行过程中的气动力和气动力矩提供数值； 偏差仿真测试模块用来模拟由于制导率偏差对飞行弹道造成的影响，偏差主要可分为推力偏心、发射角偏差、质量偏差、初始速度偏差以及质心偏差； 综合控制台系统包括初始状态设置模块、环境设置模块、仿真控制模块、弹道设置模块、控制率设置模块、图形显示模块、状态监控模块、操作说明模块； 初始状态设置模块设置为一键初始化或者单步初始化；一键初始化将预先定义好的初始化参数值保存在txt文档中，点击一键初始化按钮即动态地加载txt文档中的初始化值；单步初始化需要手动输入每个需要更改的变量，点击确认键进行变量值重载；参数是根据实际情况的需要进行调整，修改的参数值，映射到飞行器仿真模型系统； 环境设置模块设置在仿真过程中出现的各种环境干扰，根据当地发射环境的要求，设置是否带有阵风影响，输入相应的偏差大小； 仿真控制模块用于“开始”仿真、“停止”仿真，仿真时间可同步设定，配置到模型中的运行时间； 弹道设置模块，用户通过该区设置巡航高度、巡航速度和巡航时间，然后通过内部关联的变量映射到程序内部，自动选择相应的方案弹道形式； 控制率设置模块设置的参数包括俯仰通道、偏航通道、滚装通道的控制参数； 图形显示模块在用户在仿真进行时，通过变量选择区来选择要显示的不同变量，还能够设置输入数据采集的速率； 状态监控区显示程序在运行时的状态信息，包括仿真时间、仿真高度、开始/结束标志位；其中，仿真时间标志的是内部程序运行计算的时间，以仿真步长为单位；仿真高度实时跟踪内部的高度变量，与图形显示的高度值作对比参考；开始/结束标志作为仿真是否开始和结束的标志位； 操作说明模块作为操作说明的帮助文档链接之用，该区域通过超链接的形式链接到操作说明帮助文档以便查看程序内部的变量定义和程序说明； 数据处理系统对数据进行采集、存储、检索和传输，数据处理系统采用数据库和txt文本存储相结合的方式来对中间结果变量进行处理，在仿真过程中，将其他模块得到的中间结果保存到数据库中，并将需要显示的参数，输出综合控制台上的图形控件中。
2.根据权利要求1所述的一种固液动力飞行器飞行仿真测试系统，所述的飞行环境模块中，模拟大气中飞行高度下的引力加速度、大气动压、声速、大气密度参数具体为: 引力加速度
3.根据权利要求1所述的一种固液动力飞行器飞行仿真测试系统，所述的12个微分方程具体包括: 飞行器质心运动的动力学方程:
【文档编号】G05B17/02GK104007665SQ201410238600
【公开日】2014年8月27日 申请日期:2014年5月30日 优先权日:2014年5月30日
【发明者】宋佳, 蔡国飙, 李小川, 王鹏, 施文杰 申请人:北京航空航天大学