一种动态飞行模拟器实时运动控制方法

文档序号:8904781
一种动态飞行模拟器实时运动控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及一种动态飞行模拟器实时运动控制方法,属于飞行器控制技术领域。
【背景技术】
[0002] 随着飞机研发领域在理论和技术两个方面的不断发展,现代高性能飞行在机动时 可产生高达9g的过载,过载变化率最大可达6g/s,过载的突变幅值和反复频率均较大。该 些苛刻的飞行条件容易导致飞行员在做出较大的机动动作时出现黑视、空间定位错觉甚至 意识丧失等情形,极易造成严重后果。航空医学研究表明,对飞行员进行反复的高过载训 练,可W有效提高其耐过载能力。采用真机训练固然会有最好的效果,但是该方法不仅损耗 飞机的使用寿命,成本巨大,而且存在较大的安全隐患。因此,研发在地面上运行且能够真 实模拟飞机过载情形的飞行模拟器成为该领域的一个重要方向。
[0003] 专利CN102013187为目前最常见的地面飞行模拟器装置,利用大臂旋转产生的离 屯、加速度模拟真实飞行中的过载,通过控制中框和吊篮的转角来调整过载作用方向。因此, 大臂、中框和吊篮的运动状态直接影响过载模拟精度。由于大臂角速度和角加速度与整机 过载相互禪合,导致动态飞行模拟过程的卸载段所需要的大臂角速度无法直接计算,国内 外相关研究成果亦较少。Vidakovic等[1]提出了利用雅克比楠圆函数计算卸载段大臂运 动参数的方法,该方法计算过程复杂,计算精度有限,过载最大绝对误差为0. 49g。Tsai等 [2]提出了一种逆向计算卸载段大臂运动参数的方法,该方法计算简单,过载最大绝对误差 小,但是仅适用于预先给定过载曲线的预编程模式,无法应用于实时动态飞行模拟。

【发明内容】

[0004] 针对上述问题,本发明的目的是提供适用于实时动态飞行模拟过程中的动态飞行 模拟器实时运动控制方法。
[0005] 为实现上述目的,本发明采取W下技术方案;一种动态飞行模拟器实时运动控制 方法,包括W下步骤:
[0006] 1)过载离散化:W采样周期At对给定的G(t)进行离散化采样,记t",n= 1,2,...时刻飞行员所受到的过载为G(t。);
[0007]。过载预处理对离散化后的过载G(t。)进行预处理,形成过载指令Gt(t。)曲线;
[000引 3)非卸载段大臂运动规划:解算出非卸载段t。时刻的大臂运动的角速度;句(f"巧口 角加速度為(U;
[000引 4)卸载段大臂运动规划;解算出卸载段t。时刻的大臂运动的角速度句(f")郝角加 速度
[0010]W离屯、过载、切向过载和竖直过载的计算;离屯、过载&=雌(/").Vg,切向过载 (/V=始/(リ4r,竖直过载Gv=g/g=l;
[0011] 6)中框和吊篮运动规划:中框滚转角大小0 2 (t。)和吊篮俯仰角大小0 3 (t。)分别 表由下式获得:
[0014] 所述步骤2)中,对G(t。)进行预处理所用的公式为:
[0015]
[001引其中,MG(t。))为关于G(t。)的多项式;的为过载的下临界值;Gmax为最大过载值; 当G(tn)<Gi时,G(tn)处于低过载区。
[0017] 所述过载指令G。包含四个特征段;基础段、加载段、保持段和卸载段;在基础段, 取町二1.4g作为基础值。
[001引所述步骤3)中,t。时刻的大臂运动的角速度:马(0;和角加速度过如下的 方程组求解:
[0021] 所述步骤4)中,卸载段t。时刻的大臂运动的角速度句(U郝角加速度;句(0附求 解方式为;利用已求得的加载段运动参数:句h);和Sk);建立数据库,基于该数据库查找与 卸载段过载G。(t。)和过载变化率^I砖(〇|所在区间两侧端点的对应数据,通过插值计算t。时 刻运动参数。
[0022] 所述步骤4)中对数据进行插值时选用线性二维插值方法。
[0023] 本发明由于采取W上技术方案,其具有W下优点;1、本发明通过将对卸载段大臂 运动参数的求解转换为对加载段运动参数的插值求解,实现了对卸载段大臂运动的规划。 2、经过反复验证,本发明的计算结果具有较高的计算精度,用户最关屯、的y向过载模拟误 差极小,误差数量级为ICriSg,X向和Z向过载模拟误差小于0. 15g。3、本发明算法简单,求 解时间极短,平均每条过载指令计算耗时tt= 0. 06~0. 09ms,完全能够满足实时性要求。
【附图说明】
[0024] 图1是飞行器模拟器的结构示意图;
[00巧]图2是飞行员所感受到的过载方向示意图;
[0026] 图3是本发明方法的流程示意图;
[0027] 图4是过载指令曲线;
[002引图5是卸载段过载指令曲线的转换示意图;
[0029] 图6是Linear插值法的原理示意图;
[0030] 图7是具体举例中某次飞行中飞行员S轴过载曲线。
【具体实施方式】
[0031] 下面结合附图和实施例对本发明进行详细的描述。
[0032] 如图1所示,飞行模拟器的主要结构包括大臂101、中框102和吊篮103,其中,大 臂101负责实现末端座椅(固定于吊篮103内部)的旋转运动,中框102负责实现末端座 椅的滚转运动,吊篮103负责实现末端座椅的俯仰运动。并且,大臂101的旋转运动决定过 载的大小,中框102的滚转运动和吊篮103的俯仰运动用来调整作用于飞行员的过载的方 向。=种运动的相互配合和系统运转使得飞行员感受到相应操纵下的过载体验,飞行员过 载G的立个分量为Gx,Gy和GZ,其中,Gx为胸-背过载,Gy为左-右过载,GZ为头-足过载, 相应的过载方向如图2所示。
[0033] 当长度为R的大臂在某时刻W角速度則0,角加速度句(0銳主轴旋转时,位于吊 篮中屯、处的飞行员受到离屯、过载Gf(t)、切向过载Gt(t)与竖直过载Gy(t)作用。飞行员所 受合过载G(t)定义为Gr(t)、Gt(t)和Gv(t)的矢量和,其大小可表示为:
[0034]
[00对上式中,g表示重力加速度。
[0036] -般情况下,在已知G(t)时,很难根据该公式逆向解析表达出0i(t)。鉴于此,本 发明采用离散思想,首先,对高阶微分方程进行线性化近似;然后,在非卸载段W常规代数 方法实现其近似求解,在卸载段则W"查表-插值"的方法实现其近似解的确定。
[0037] 本发明提出的控制方法流程图如附图3所示,其主要包括如下六个步骤:
[00測 1)过载离散化:
[0039]W采样周期At对给定的G(t)进行离散化采样,记t",n= 1,2,...时刻飞行员 所受到的过载为G(t。)。
[0040]。过载预处理:
[0041] 对离散化后的过载G(t。)进行预处理,形成过载指令Ge(t。)曲线,预处理公式如 下:
[0042]
[004引其中,MG(t。))为关于G(t。)的多项式;的为过载的下临界值;Gmax为最大过载值; 当G(tn)<Gi时,G(tn)处于低过载区。
[0044] 如图4所示,过载指令G。一般包含四个特征段;基础段、加载段、保持段和卸载段。 基础段为飞行模拟器W较低的角速度稳态运行,提供基础G值阶段;保持段为飞行模拟器 保持稳态高G过载阶段。其中,加载段和卸载段是过载快速变化阶段。
[0045] 地面上任何物体都受到重力作用,飞行模拟器不能模拟矢量和小于Ig的过载。另 夕F,由于驱动系统的功率限制,对于略大于Ig和超过最大模拟值Gm"的过载模拟也十分困 难。对于低过载区,一般采用"基础G值"法进行近似模拟,在本发明中,当过载指令G。处于 基础段时,取1. 4g作为基础G值(在基础段,町二1. 4g)。
[004引如非卸载段大臂101运动规划:
[0047] 对于非卸载段,记t。时刻大臂101的角速度为4(0,角加速度为則0,则 句(0 =句(Ci) +句。将其两边平方,得到;
[0048]
[004引同理,GW表达式离散化W后为:
[0050]
[0051] 大臂101运动参数即为上述两个方程的解,不难发现,它们可分别看作关于皆(U 和則0的抛物线和圆的表达式,因此,抛物线和圆的交点即为方程组的解。
[005引忽略At的高阶项0 (At3),0 (At4),大臂角加速度的值可表示为:
[005引上式为交点是否存在的判别式,如果A(t。)> 0,则交点存在,如果A(t。) <0,则交点 不存在。
[0056] 4)卸载段大臂101运动规划:
[0057] 记t。时刻飞行模拟器的过载和过载变化率分别为G。(〇和。当过载指令 曲线处于卸载段时,判别式A(t。)存在负数情况,若依然采用步骤3)中的常规代数方法则 马(0;无实数解。鉴于此,本发明提出将町也_1)卸载至町也)(过载指令曲线下行)的过 程转换为Ge(tm_i)逆向加载至Ge(tm)(曲线上行)的过程(如附图5所示),上述转换过程 满足:
[0058]
[0059] 则tm时刻大臂101角速度为:
[0060]
[00川 因此存在;
[0062]Ge(tm) =Ge(tn-i)
[0063]和
[0064]
[0065] 也就是说,对于任意卸载过程,可将其考虑为逆向加载过程,而参考逆向加载过程 的大臂角加速度值,即可实现相应的卸载段大臂运动规划。因此,本发明利用加载段运动参 数建立数据库,基于该数据库查找与卸载段过载Gt(t。)和过载变化率|CUU| ,所在区间两侧 端点的对应数据,通过插值计算t。时
再多了解一些
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