一种高速飞行器飞控模拟器的制作方法

本发明涉及飞行控制领域，具体地说涉及一种高速飞行器飞控模拟器。

背景技术：

现有技术中，飞行器发控系统的检测和对地勤人员的训练一般采用地面测发控系统与飞行控制器连接，具有一定危险，检测耗费较长时间，训练成本较高。在飞控系统的半实物仿真和原理验证中需要研制新的飞行控制器并根据实验结果不断更新，带来经济成本和时间成本的增加。

技术实现要素：

本发明所要解决的技术问题是如何提供一种检测飞行器发控系统和设备工作是否正常、模拟飞行控制器的高速飞行器飞控模拟器。

为解决上述技术问题，本发明所采取的技术方案是：

一种高速飞行器飞控模拟器，包括dsp微处理器，所述dsp微处理器通过i/o引脚连接int接口电路；所述dsp微处理器的外部存储器接口连接sram、flash和fpga，所述fpga用于扩展多路串口；所述dsp微处理器通过spi引脚连接传感器模块的惯性组合，所述fpga通过串口连接传感器模块的卫星接收机；供配电模块将输入电压转换为二次电源，所述二次电源连接fpga和传感器模块的电源端口；所述fpga通过串口连接舵系统、记录仪、遥测仪和地面测发控系统，所述供配电模块连接舵系统、记录仪和遥测仪，为舵系统、记录仪和遥测仪供电。

进一步的，所述传感器模块采用惯性组合和卫星接收机或数据发生器模拟惯性组合和卫星接收机，所述惯性组合包括陀螺仪和加速度计，所述陀螺仪用于测量或模拟飞行器在飞行中绕纵向、法向和横向轴转动的角速率，所述加速度计用于测量飞行器在飞行中沿纵向、法向和横向轴运动的视加速度；所述卫星接收机用于接收或模拟数据，提供卫星导航输出。

进一步的，所述dsp微处理器的型号为tms320c6747，所述fpga的型号为xc3s1400an。

进一步的，所述舵系统、遥测仪和地面测发控系统通过rs422串口连接fpga；所述记录仪和卫星接收机通过rs232串口连接fpga。

进一步的，所述卫星接收机与模拟器上层控制板焊软线连接，所述供配电模块安装在模拟器下层的电源板上，所述模拟器下层还包括惯性组合，所述电源板与控制板通过板间接插件连接，用于传递信号。

进一步的，所述卫星接收机通过射频同轴连接器连接天线，所述射频同轴连接器固定在模拟器框架面板上。

采用上述技术方案所产生的有益效果在于：本发明是一款面向飞行器的模拟飞行控制系统，用于检测飞行器发控系统、设备工作是否正常，为飞行器的正式飞行做好有效可靠的模拟测试，是飞行器安全有序飞行的重要保障；也可用于日常地勤飞行训练和技术准备测试训练，提高培训的学习兴趣和教学质量及效率，并节约训练成本。本发明采用嵌入式计算机技术、传感器技术和通讯技术，集成惯性测量、北斗卫星导航、供电监控、制导控制等功能，实现惯性/卫星组合导航功能，结合飞行控制软件，可模拟对飞行器的实时控制，实现对飞行器飞行轨迹的全闭环模拟。本发明包括可扩展的标准接口，与飞行器上的遥测系统、舵控系统及地面测发控系统进行互联。

附图说明

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1是本发明模拟器的组成结构；

图2是本发明模拟器的内部布局图；

图3是本发明的复位电路图；

图4是本发明的带隔离的422通讯接口电路图；

图5是本发明模拟器的工作流程图；

图6是本发明模拟器模拟飞行控制的工作流程；

图7是本发明的全闭环校正结构图；

图8是本发明姿控加导引回路控制原理图；

图9是本发明飞行器飞行距离仿真结果；

图10是本发明飞行器轨迹高度仿真结果；

图11是本发明dsp的jtag接口电路图；

图12是本发明dsp的电源和时钟电路图；

图13是本发明模拟器的sdram电路图；

图14是本发明模拟器的flash和惯性测量电路图；

图15是本发明模拟器的boot和232串口电路图；

图16是本发明模拟器的ema接口电路图；

图17是本发明模拟器的放大电路图；

图18是本发明模拟器的数据采集电路图；

图19是本发明模拟器的gnss电路图。

具体实施方式

下面结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

在下面的描述中阐述了很多具体细节以便于充分理解本发明，但是本发明还可以采用其他不同于在此描述的其它方式来实施，本领域技术人员可以在不违背本发明内涵的情况下做类似推广，因此本发明不受下面公开的具体实施例的限制。

本发明是面向飞行器的模拟飞行控制系统，用于检测飞行器发控系统、设备工作是否正常，为飞行器的正式飞行做好有效可靠的模拟测试，是飞行器安全有序飞行的重要保障；也可用于日常地勤飞行训练和技术准备测试训练，提高培训的学习兴趣和教学质量及效率，并节约训练成本。本发明采用嵌入式计算机技术、传感器技术和通讯技术，集成惯性测量、北斗卫星导航、供电监控、制导控制等功能，实现惯性/卫星组合导航功能，结合飞行控制软件，可模拟对飞行器的实时控制，实现对飞行器飞行轨迹的全闭环模拟。本发明包括可扩展的标准接口，与飞行器上的遥测系统、舵控系统及地面测发控系统进行互联。本发明能够模拟惯性组合、卫星数据功能，具备导航、制导、控制和配电监控功能，用来实现对飞行器传感器数据获取、姿态解算、飞行控制和任务调度的模拟。

如图1所示，本发明包括dsp微处理器，所述dsp微处理器通过i/o引脚连接int接口电路，用于扩展连接外部设备；所述dsp微处理器的外部存储器接口连接sram、flash和fpga，所述fpga用于扩展多路串口；所述dsp微处理器通过spi引脚连接传感器模块的惯性组合，所述fpga通过rs232串口连接传感器模块的卫星接收机；供配电模块将输入电压转换为二次电源，所述二次电源连接fpga和传感器模块的电源端口；所述fpga通过rs422接口连接舵系统、遥测仪和地面测发控系统，所述fpga通过rs232接口连接记录仪，所述供配电模块连接舵系统、记录仪和遥测仪，为舵系统、记录仪和遥测仪供电。

传感器模块可采用真实的惯性组合/卫星导航模块，也可以采用数据模拟器模拟惯性组合、卫星数据。通过惯性组合中的陀螺仪测量或模拟飞行器在飞行中绕纵向(x)、法向(y)和横向(z)轴转动的角速率，通过惯性组合中的加速度计测量飞行器在飞行中沿纵向、法向和横向轴运动的视加速度；通过卫星接收机接收或模拟卫星数据，提供卫星导航输出。

在本发明的一个实施例中，供配电模块的输入电压为28v±3v(最大电流6a)，对外提供1路14v±2v(最大电流3a)输出给遥测仪。

在本发明的一个实施例中，如图11和图12所示为dsp微处理器的具体电路图，dsp微处理器采用tms320c6747，外围扩展接口电路和外设，并配置二次电源。dsp微处理器通过fpga扩展多路串口，分别与舵控系统、遥测仪、记录仪、卫星接收机及地面测发控系统相连，串口接口均隔离设计，如图4所示为串口隔离的具体电路图，选用带隔离的422通讯接口电路adm2582e实现。

如图2所示，本发明模拟器选用一个接插件完成供电、信号输入输出，卫星接收机与天线连接选用射频同轴连接器连接，射频同轴连接器直接安装在机箱框架面板上，且两端均有螺纹，一边与卫星接收机连接，一边与天线连接。本发明系统采用2层结构设计，上层为控制板，其中，卫星接收机安装在控制板的ss面，与控制板直接焊软线连接。下层包含电源板及陀螺仪和加速度计传感器，陀螺仪和加速度计传感器直接安装在底板上。电源板与控制板之间通过板间接插件传递信号。

在本发明的一个实施例中，fpga选用xilinx公司的xc3s1400an芯片，容量140万门，内置8mbit的加载flash，使用时无需附加prom或eprom。该芯片具有功耗低、布线通路丰富、灵活等优点。fpga实现输入输出开关量、ad采集控制、rs422通讯控制、mems模块及gnss模块秒脉冲控制以及soc与其它外围器件的控制逻辑和其他译码功能。具体电路如图18所示为数据采集电路，图14所示为flash和mems电路图，图19为gnss电路图。

在本发明的一个实施例中，如图3所示，dsp印制件的复位信号由tps70345产生，将fpga的done信号连接到tps70345的手动复位端，待fpga加载完成后，done信号变高，在此之后的120ms后复位信号变高。在soc、flash、fpga的复位输入端加0.01u的电容进行滤波处理。

本发明的电源板的供配电模块中一次控制28v输入电源转换为传感器模块、dsp印制件、遥测仪、记录仪所需的共3路二次电源。+5v提供给dsp印制件内部的主机模块、rs422电路、惯性组合等数字部分，对应地线gnd；g5v提供给卫星接收机，对应地线g5vgnd。隔离的422电源均由adm2582e自身产生，其地线与其他二次地隔离，422通讯地两两之间也互相隔离。组件内部一次电源、二次电源、屏蔽地(壳地)相互隔离；所有二次电源浮地；g5vgnd与其他二次电源隔离。

模拟器软件属于飞行器上的dsp嵌入式软件，在将程序、数据经串口烧写到模拟器后，无需输入即可上电自运行。软件分为两种运行状态：地面测试模式和飞控模式。在地面测试模式，软件主要完成模拟飞控系统和各单机的地面测试，完成自对准、参数装订、姿态解算、模飞等飞行准备和验证工作；软件在接收到地面测发控系统允许起飞指令后，进入飞控模式，完成发射状态判断，按既定的周期接收惯性组合、卫星接收机和舵机数据，导航解算后将速度、位置和姿态角等结果数据输送制导和姿控功能进行解算，形成舵控指令，控制飞行器按预定轨迹飞行。根据模拟器功能需求以及模块化的分解原则，将制导控制软件划分为如下软件部件：监控模块，测试模块，装订模块，导航模块和飞控模块。

如图5所示，本发明的工作流程为：当模拟器上电后首先运行监控模块，完成硬件初始化，然后通过串口向地面发送监控准备好命令，根据地面指令进入测试模块、装订模块、飞控模块。监控模块根据不同的指令完成各项测试和装订，如果收到允许起飞指令，则调用飞控模块。

模拟器测试功能是在地面测发控系统的配合下完成对飞行器飞控系统各单元的模拟测试活动，包括飞控系统自检、惯性组合检测、卫星导航检测、舵系统功能测试和遥测及记录仪测试等，另外还需完成参数装订、自对准等功能测试模拟。

如图6所示，模拟器收到地面测发控起飞指令后，模拟飞行器起飞过程，根据导航模块输出的数据判读飞行器状态，调用制导控制算法按照设定的条件进行飞行控制解算，并将结果发送到遥测仪、记录仪和地面测发控系统。

根据飞行器的特性，本发明采用具有闭环惯性导航教程的深组合结构，码和载波nco指令由校正后的惯性导航参数生成，卫星位置和速度以及各种卫星导航误差取自导航电文，基于卡尔曼滤波器的组合算法估计惯性导航和卫星导航误差。校正后的惯性导航参数构成组合导航结果。

闭环校正方案是将经过组合卡尔曼滤波输出的误差估计值反馈到惯导系统内部和滤波模型内部，在组合导航过程中对误差实时修正。如图7所示为全闭环校正方案结构图。闭环校正的优点是在较长的工作时间里，滤波方程不会出现模型误差。原因在于惯导系统在反馈校正后的输出就是综合系统的输出，误差不会随时间增加，始终为小量，保证了滤波模型的正确性，滤波精度不会下降。

本发明的制导控制按时序划分为起飞段、飞行段、下降段三个控制段。

起飞段控制算法为：

kuψ＝kguψ×kcn

式中：

ψ、γ分别为俯仰角、偏航角、滚动角；

-俯仰程序角，前40s为装订的基准轨迹数据，40s后为轨迹倾角；

ψcx—偏航程序角；

分别为俯仰、偏航、滚动主控回路静态放大系数；

分别为组合导航俯仰角测量、俯仰通道主控网络；

krψ、kgψ、kguψ分别为组合导航偏航角测量、偏航通道主控网络、横向导引网络静态增益；

krγ、kgγ分别为组合导航滚动角测量、滚动通道主控网络静态增益；

kcn为舵机静态增益；

kuψ为导引回路横向静态增益；

wr(s)、wcn(s)分别为组合导航角测量元件和舵机传递函数；

wgγ(s)为俯仰、滚动通道主控网络；

wgψ(s)、wguψ(s)、分别为偏航通道主控网络、横向导引网络传递函数；

分别为俯仰、偏航程序角滤波网络；

uψ为横向导引量。

飞行段控制算法中，飞行段横向—偏航通道和滚动通道控制方程与起飞控制段相同，以下为法向—俯仰通道控制方程。

δα＝δ(αcx)

如果δα＞δαmax：

式中：

-俯仰通道舵偏角；

δα—配平角舵偏角；

δαmax—最大配平角舵偏角；

αcx—攻角程序角；

-俯仰程序角；

δ(α)—配平攻角所需舵偏角，通过装订数据表获取；

α(δ)—配平舵偏角所对应的攻角，通过装订数据表获取；

—稳定回路校正网络。

下降段控制算法为：

1)过载控制：

2)姿态角控制：

δψ＝krψwr(s)kgψwgψ(s)(ψ-ψcx)kcnwcn(s)

式中：

—姿态角速度测量元件、加速度测量元件传递函数；

—法向、横向过载回路静态增益及网络；

—法向、横向阻尼回路静态增益及网络；

ny、nz—法向、横向过载；

nycx、nzcx—法向、横向程序过载；

—俯仰、偏航程序角；

wlny(s)、wlnz(s)—法向、横向程序过载滤波网络。

飞行器姿态控制系统以导引量形式进行控制。如图8所示为姿控加导引回路控制原理图。姿控信号和引导信号进行信号综合后由空气动力控制，将控制力和控制力矩数据发送到飞行器，飞行器的惯组/卫星组合导航采集数据，导航计算后生成姿态角，姿态角线性综合、校正后生成姿控信号；导航计算后进行横向导引生成导引信号。

在本发明的一个实施例中，在模拟器在回路的半实物仿真试验中，采用三轴转台和卫星模拟器做为导航数据输入源，结合飞行控制软件，完成了对整个飞行器的实时控制模拟，实现了对飞行器飞行轨迹的全闭环控制模拟。仿真结果如图9、图10所示。