刻运动参数，其中，过载变化率G。(t。）定义为：
[0066]
[0067] 大臂角加速度句(0表示为町也）和与.(〇的函数則0 =口化在k,))，其中， 口化(0，6 (0)隶不一种二维插值函数。
[0068] 在一个优选的实施例中，口(6k,)，&(〇).选用基于Linear插值法的二维插值函 数，
[0069] 本发明采用计算精度和求解效率综合最佳的Linear插值法，Linear插值法的原 理如图6所示，（巧，马）、（G,."，台,）、（G,，马+,)和1(巧+1為"）是化(0朽(0周围四个邻点， 并满足
[0070]
[0071] 其中，数据库的数据间隔取为A G = 0. 05g，AC) = 0.(化'/S。
[007引首先，进行G方向线性插值，马.,、毎分别为口化h)，马）和0阳尤)，今,1)，则；
[0073]
[0074] 然后，进行G方向线性插值，毎为口化(U在((,,))，则：
[00 巧]
[0076] 因卸载段大臂角速度减慢，故角加速度值应为负值，邮马〇。）=-马,?。
[0077] 5)离屯、过载、切向过载和竖直过载的计算；
[0078]当飞行模拟器大臂101化4托）旋转，并存在角加速度gh,)l时，模拟器中飞行员 同时承受向屯、加速度a,、切向加速度a,及重力加速度g。由a,、a,和g分别引起的离屯、过 载Gr、切向过载Gt和竖直过载Gv分别为Gr=巧马化)Vg，巧=如,(〇么和Gv= g/g= 1。其 中，离屯、过载Gf、切向过载Gt均沿惯性加速度方向，与at、at方向相反；竖直过载GY与g方 向相同，竖直向下。
[0079] 6)中框102和吊篮103运动规划；
[0080] 根据飞行员左-右过载Gy和胸-背过载Gy的模拟要求，中框滚转角大小0 2 (t。） 和吊篮俯仰角大小0 3(t。）可分别表示为：
[0084] 至此，完成了中框102滚转角大小02(t。)、吊篮103俯仰角大小03(t。）的实施规 划，结合步骤3)和4)中所得到的大臂101的角速度4 (U;和角加速度g(U，即可构成动态 飞行器模拟的实时运动解算，为飞行模拟器的运动控制提供实时的反馈信息。
[0085] 下面W-具体实施例对本发明所述方法进行说明：
[0086] 本实施例中飞行模拟器主要性能参数和结构参数如表1所示，过载曲线设置最大 过载值为lOg，最大过载变化率为7g/s。选取某次飞行中飞行员=轴过载曲线，如图7所示： Os至28s飞行器在地面静止；约28s至50s飞行器在地面滑跑，飞行员G,增加到约0. 76g; 约50s至75s飞行器离开地面进入爬升状态，飞行员G,继续增加至约1. 22g，G,快速上升并 随即下降；约75s至115s飞行器进行爬升改出，飞行员G,有所下降，G,先减小后增大；约 115s至150s飞行器进行滚转动作，飞行员Gy出现正负波动。
[0087] 表1飞行模拟器主要性能和结构参数
[0088]
[0089] 本发明方法的具体实施步骤如下；
[0090] 1)过载离散化；W采样周期At= 10ms对给定的G(t)进行离散采样。记t。时刻 飞行员所受到的过载为G(t。)。
[0091] 2)过载预处理：
[009引对G(t。）进行如下预处理；
[0093]
[0094] 其中，关于G(t。）的多项式MG(t。)）为：
[0095]
[009引如非卸载段大臂101运动规划：
[0097] 计算t。时刻的
[009引如果A(t。）>0(非卸载通常满足此要求），则t。时刻大臂101的角加速度为：
[0099]
[0100] 对应的t。时刻大臂的角速度;則(,,) =則f,,_i)+g(U心。
[0101] 4)卸载段大臂101运动规划：记t。时刻飞行模拟器的过载和过载变化率为Gt(t。） 和(U。如果A(t。) <0,则不能按步骤3)求解g(f")，此时，可将G。(tw)卸载至G。(t。）的过 程转换为Ge(tm_i)加载至Ge(tm)的过程（如图5所示）。转换过程满足：
[0102]
[0103] 然后，利用由步骤3)已求出的加载段运动参数4 巧Ig(0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? |&b)| 1相近的数据，插值计算t。时刻运动参 数。
[0104] 其中，过载变化率：
[0105]
[0106]大臂角加速度:則U=0(G,(U，4(U)，其中，口化在(0);表示二维插值函 数，此处可W采用基于Linear插值法的二维插值函数，插值原理如图6所示。数据库的 数据间隔取为AG= 0.〇5g，M,' = 0.〇5,g/s。片，(；〇、（('',||，(；〇、和（G,…台州)是 化(0,吟h)|)调围四个邻点，并满足
[0107]
[010引首先，进行G方向线性插值，坏.,、毎.,,1分别为>仍化)為).和抑為+1)，则 [0109]
[0110] 然后，进行台方向线性插值，私，为0化(〇,6(;,,))，则
[0111]
[011引最后，因为卸载段大臂角速度减慢，角加速度值应为负值，所从則0 =-毎./。对应 的tn时刻大臂的角速度:句(f" )=卽一 )+則(" )心。
[011引W离屯、过载、切向过载和竖直过载的计算：飞行模拟器大臂化句化,)旋转时，其离 屯、过载Gk、切向过载Gt和竖直过载Gv分别为馬=W),,0,,)-Vg，馬=的,,(0么和Gv= g/g= lo
[0114] 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。）可分 别表不为：
[011引至此，即完成了对于图7中给定过载曲线的运动规划，实现了大臂、中框和吊篮各 驱动电机驱动量的解算。
[0119] 上述各实施例仅用于对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说 明，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进 等，均应包含在本发明的保护范围之内。
【主权项】
1. 一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，包括以下步骤： 1) 过载离散化：以采样周期Δ t对给定的G (t)进行离散化采样，记tn, η = 1，2,...时 刻飞行员所受到的过载为G(tn); 2) 过载预处理：对离散化后的过载G(tn)进行预处理，形成过载指令Ge(tn)曲线； 3) 非卸载段大臂运动规划：解算出非卸载段tn时刻的大臂运动的角速度$(f")和角加 速度％,); 4) 卸载段大臂运动规划：解算出卸载段tn时刻的大臂运动的角速度和角加速度 5) 离心过载、切向过载和竖直过载的计算：离心过载G,.，切向过载 Gi=/成(Z,,)/g，竖直过载Gv= g/g = 1，式中的R为飞行模拟器大臂的长度； 6) 中框和吊篮运动规划：中框滚转角大小02(tn)和吊篮俯仰角大小03(t n)分别表由 下式获得：上式中，Gx (tn)为tn时刻的胸-背过载，G t η时刻的左-右过载，G 2为t η时刻的 头-足过载。2. 如权利要求1所述的一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，其特征在于：所述步 骤2)中，对G(tn)进行预处理所用的公式为：其中，Φ (G(tn))为关于G(tn)的多项式；G1为过载的下临界值；G max为最大过载值；当 GUnXG1时，G(tn)处于低过载区。3. 如权利要求2所述的一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，其特征在于：所述过 载指令G。包含四个特征段：基础段、加载段、保持段和卸载段；在基础段，取G。= I. 4g作为 基础值。4. 如权利要求1所述的一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，其特征在于：所述步 骤3)中，tn时刻的大臂运动的角速度4(?")和角加速度$(〇通过如下的方程组求解：5. 如权利要求1所述的一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，其特征在于：所述步 骤4)中，卸载段、时刻的大臂运动的角速度^匕)和角加速度的求解方式为：利用已 求得的加载段运动参数4(0和6k)建立数据库，基于该数据库查找与卸载段过载&αη) 和过载变化率|包h )|所在区间两侧端点的对应数据，通过插值计算、时刻运动参数。6. 如权利要求5所述的一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，其特征在于：所述步 骤4)中对数据进行插值时选用线性二维插值方法。
【专利摘要】本发明涉及一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，包括以下步骤：1)过载离散化：以采样周期Δt对给定的G(t)进行离散化采样，记tn,n＝1,2,...时刻飞行员所受到的过载为G(tn)；2)过载预处理：对离散化后的过载G(tn)进行预处理，形成过载指令Gc(tn)曲线；3)非卸载段大臂运动规划：解算出非卸载段tn时刻的大臂运动的角速度和角加速度4)卸载段大臂运动规划：解算出卸载段tn时刻的大臂运动的角速度和角加速度5)离心过载、切向过载和竖直过载的计算：离心过载切向过载竖直过载GV＝g/g＝1；6)中框和吊篮运动规划：求解中框滚转角大小θ2(tn)和吊篮俯仰角大小θ3(tn)。
【IPC分类】G05B17/02, G06F17/30, G06F17/17
【公开号】CN104880962
【申请号】CN201510284177
【发明人】关立文, 王立平, 刘慧 , 许华旸
【申请人】清华大学
【公开日】2015年9月2日
【申请日】2015年5月28日