一种用于飞行模拟训练通用型飞控系统及方法与流程

本发明涉及一种基于飞行动力学物理模型的实时仿真技术，一种用于飞行模拟训练通用型飞控系统及方法。

背景技术：

飞行模拟训练设备能够在地面逼真的再现飞机的飞行特征，是航空产业不可或缺的重要设备，而我国在飞行模拟训练设备的开发和研制上远远落后于国外发达国家。在当前国家大力发展大飞机项目的背景下，针对飞行模拟训练设备的关键技术进行研究将更加紧要。飞行模拟训练设备是以仿真为主体的，飞控系统作为模拟训练设备的核心，直接决定着对飞机特性的仿真逼真度和飞行模拟器的鉴定等级。

飞控系统是飞行模拟训练设备的一个子系统，也是整个系统中非常重要的一个子系统，有了它飞行模拟训练设备才得以仿真飞行。此系统要根据所仿真的飞机及环境数据建立数学模型，使得模型能反映出真实飞机在真实环境中的行为特征，要实现以上功能首先要建立完善的飞行动力学模型和飞行环境模型。

技术实现要素：

本发明要解决的问题是提供一种用于飞行模拟训练通用型飞控系统及方法。

为解决上述技术问题，本发明的用于飞行模拟训练通用型飞控方法，包括下列步骤，

(1)加载与机型相关的脚本文件数据；

(2)加载与飞控系统模拟仿真相关的配置文件参数；

(3)初始化飞控系统内部各个功能模块；

(4)执行飞控管理系统；

(5)在每个循环中由飞控管理系统控制并更新各个子系统。

飞控系统的退出由视景端通过外部控制，视景通信模块接收视景端的交互指令，选择是否退出循环。

飞控系统的退出由飞控系统内部控制，通过飞控系统软件关闭按钮，退出循环。

飞控管理系统设有飞控动力学仿真模型，飞控动力学仿真模型描述受力情况和运动特性。

飞控动力学仿真模型包括飞机运动方程的解算，通过离散化把飞机运动方程转换为差分方程，利用计算机数值解法来实现。

动力学模型数值解法计算形式如下：

k1＝f(tn,un)

k4＝f(tn+h,un+hk3)

动力学微分方程的具体解算方法及流程为：

(1)取积分步长δt；

(2)根据操纵输入和飞机状态，计算出各部件的空气动力；

(3)根据各部件的受力情况，计算全机受到的力f和力矩m；

(4)取出上一循环保存的飞机状态参数位置、姿态、在机体坐标系下的速度、角速度；

(5)根据力f和力矩m，计算得到飞机在机体坐标系下的加速度和角加速度；

(6)使用本发明的数值解析法计算本循环的位置、姿态、速度、角速度、加速度、角加速度等值，并保存；

(7)继续迭代计算下一步。

本发明还涉及一种用于飞行模拟训练通用型飞控系统，其特征在于：包括飞控管理系统，所述飞控管理系统控制动力学模块，飞控系统使用所述权利要求1-8中的控制方法。

所述飞控管理系统还控制、座舱仪表模块、视景管理模块、通信模块和声效模块。

本发明的系统建立了完善的飞行动力学模型和飞行环境模型，能根据所仿真的飞机及环境数据建立数学模型，使得模型能反映出真实飞机在真实环境中的行为特征。

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是本发明的飞控系统的系统架构图。

图2是本发明的飞控系统的控制流程。

图3是动力学微分方程算法流程图。

具体实施方式

飞控系统的架构

飞控系统的功能组成原理如图1所示，飞控管理系统通过接收外部设备传入的飞行员指令，综合控制各个功能模块的协调运行。飞控管理系统通过加载不同机型的脚本文件可以使得飞行模拟设备进行不同机型的模拟训练任务。动力学模块是飞控系统的核心，本模块是一个六自由度通用动态模型，可用于通航飞机、战斗机、直升机等不同机型。

飞控系统的控制流程

飞控系统的启动流程如图2所示，首先加载与机型相关的脚本文件数据，然后加载与飞控系统模拟仿真相关的配置文件参数，所有外部参数加载完成之后，初始化飞控系统内部各个功能模块，接下来飞控系统进入飞控管理系统循环，在每个循环中由飞控管理系统控制并更新各个子系统。飞控系统的退出可由视景端通过外部控制，视景通信模块接收视景端的交互指令，选择是否退出循环，也可由飞控系统内部控制，通过飞控系统软件关闭按钮，退出循环。

飞控系统的动力学模块

飞控动力学模块描述了飞机的受力情况和运动特性，通过构建数学模型来计算飞机的状态参数，对这个模型的解算精度越高，仿真的特性与真实飞机的特性一致性越好。动力学模块包含大量的计算，其中包含飞机运动方程的解算，解析法不能完全求解这些方程，必须通过离散化，把他们转换为差分方程，利用计算机数值解法来实现。

现有技术中心，一般的欧拉法计算机形式如下：

un+1＝un+h·f(tn,un)

其中h是步长，即相邻两个节点之间的距离，f(tn,un)为方程在第n点的导数公式。

euler的几何意义是用一条折线代替过初始点的一条积分曲线，它的精度是一阶的，截断误差为o(h²)，截断误差为o(h^p+1)，则称它的精度是p阶的，或称之为p阶方法。

本发明动力学模型数值解法计算形式如下：

k1＝f(tn,un)

k4＝f(tn+h,un+hk3)

其中h是步长，即相邻两个节点之间的距离，f(tn,un)为方程在第n点的导数公式。第一步先计算方程在第n点的导数k1，第二步使用k1值带入导数公式计算k2，第三步使用k2值带入导数公式计算k3，第四步使用k3值带入导数公式计算k4，第五步使用k1、k2、k3、k4加权求和计算得到修正值，计算un+1只用到了un，每次计算需要计算四次函数值，截断误差为o(h⁵)。即精度为四阶，计算精度更高。

该动力学微分方程的具体解算方法及流程为(流程图如3所示)：

(1)取积分步长δt；

(2)根据操纵输入和飞机状态，计算出各部件的空气动力；

(3)根据各部件的受力情况，计算全机受到的力f和力矩m；

(4)取出上一循环保存的飞机状态参数位置、姿态、在机体坐标系下的速度、角速度；

(5)根据力f和力矩m，计算得到飞机在机体坐标系下的加速度和角加速度；

(6)使用本发明的数值解析法计算本循环的位置、姿态、速度、角速度、加速度、角加速度等值，并保存。

(7)继续迭代计算下一步。