高超声速飞行器导航和控制系统半实物仿真系统及方法与流程

本发明涉及一种高超声速飞行器控制系统仿真技术装置，尤其是涉及高超声速飞行器导航制导控制一体化系统桌面半实物仿真技术装置，属于高超飞行器导航与控制技术领域。

背景技术：

高超声速飞行器是指飞行速度高于5倍音速的飞行器，高超声速飞行器技术属于最高新的飞行器技术，对于提高国家国防技术实力和提升民用进入太空具有重要的工程意义。

半实物仿真，也称半物理或硬件在回路(hil-hardware-in-loop)的仿真，在新型高超声速飞行器研发过程中具有重要的工程意义。研究相应的控制仿真技术和建立相应的仿真环境是设计和开发高超声速飞行器导航控制系统不可或缺的技术支撑手段。

桌面半实物仿真的主要特征是：在仿真系统中，作为研究对象的部分部件是实际的物理硬件装置，作为模拟飞行弹道的计算是实时计算。实际的物理装置可以是多种设备，比如惯性导航系统、gps导航系统、飞行控制系统、舵机系系统或它们的组合。

目前针对高超声速飞行器的半实物仿真系统的研究对象主要是制导导航和控制系统。包含转台的半实物仿真系统非常复杂和昂贵，对场地要求高，不便携。基于导航制导控制一体化装置为仿真对象的桌面仿真技术，至今在已公开的专利或文献中未见报道。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提供一种高超声速飞行器导航和控制系统半实物仿真系统及方法。

本发明的技术解决方案是：高超声速飞行器导航和控制系统半实物仿真系统，包括制导组合体、舵机、电源、上位机、下位机、测试控制计算机；电源为制导组合体供电；

具备高超声速飞行器导航和控制功能的制导组合体通过接口与舵机相连，通过舵机的舵轴位置模拟飞行器舵偏的位置；

制导组合体与下位机、测试控制计算机之间通过串口连接；

仿真开始前，上位机对下位机的硬件通信接口进行配置，实现串口通信协议；上位机根据当前仿真对象以及下位机发送的当前舵轴位置信息，建立飞行仿真模型，并进行自动代码转换、编译、连接、下载至下位机；测试控制机将导航初始位置以及飞行时序装订至制导组合体，对制导组合体进行初始化；

仿真时，测试控制计算机在本机发出的仿真触发指令控制下，向仿真下位机和制导组合体发送发射指令；

下位机在仿真控制计算机发出的仿真触发指令控制下根据接收的飞行仿真模型编译信息进行仿真计算，得到当前时刻的飞行器姿态和位置信息并将该信息发送至制导组合体；

制导组合体接收到发射指令后按照飞行时序，根据从下位机接收的飞行器姿态和位置信息在当前控制周期内进行导航、控制计算，得到舵机的控制指令，利用该控制指令控制舵机偏转，将舵机反馈的实际舵轴位置以及所述的控制指令发送至下位机和测试控制计算机；同时将导航解算结果和制导组合体的当前状态信息发送至测试控制计算机。

优选的，所述的上位机包括硬件配置模块、飞行仿真模型模块、编译链接模块；

硬件配置模块根据外部输入的当前串口形式以及通信速率、数据帧格式进行本地配置；

飞行仿真模型模块中存储根据当前仿真对象建立的飞行仿真模型；

编译链接模块首先将当前串口形式以及通信速率、数据帧格式以及飞行仿真模型进行格式转换，转换为下位机能够识别的语言格式，然后进行编译和连接，最后下载至下位机中。

优选的，所述的飞行仿真模型包括制导控制模型、气动模型以及飞行动力学模型；

其中，制导控制模型用于根据飞行器的姿态和位置信息进行舵指令控制理论计算，确定舵轴位置，并传递给气动模型；气动模型用于根据飞行器的姿态、位置和速度信息结合舵轴位置，确定飞行器当前状态下的气动力和气动力矩并传递至飞行动力学模型；飞行动力学模型用于根据气动力和力矩及飞行器的质量特性和初始位置进行速度、位置和姿态的积分解算，为制导控制模型和气动模型提供飞行器的姿态、位置和速度信息。

优选的，所述的上位机与下位机之间采用网线通信，上位机根据高超声速飞行器对象从下位机中获取关注的信息并存储，显示，对比分析。

优选的，所述的下位机在进行仿真计算时，存在三种选择模式；其中模式一为纯数字自闭环半实物仿真，即根据接收的飞行仿真模型编译信息，将下位机的理论控制模型和理论数字舵机模型带入飞行动力学模型中，进行自闭环数字仿真，确定当前时刻的飞行器姿态和位置信息以及理论舵轴位置信息；

模式二为组合体闭环的半实物仿真，即根据接收的飞行仿真模型编译信息结合制导组合体解算的控制指令对应的舵轴位置进行仿真计算，确定当前时刻的飞行器姿态和位置信息；

模式三为组合体+实际舵机闭环的半实物仿真，即根据接收的飞行仿真模型编译信息结合制导组合体反馈的实际舵轴位置进行仿真计算，确定当前时刻的飞行器姿态和位置信息。

优选的，所述的下位机为高时钟精度的仿真计算机，时钟精度至少50μs。

优选的，测试控制计算机监控记录整个仿真过程中的所有数据，在同一时间轴，根据记录的制导组合体发出的控制指令时刻与确定实际舵轴位置时刻，确定相位时间差，得到舵机的时延修正量，用该修正量修正上位机中的制导控制模型。

优选的，测试控制计算机监控记录整个仿真过程中的所有数据，在同一时间轴，根据记录的制导组合体接收到姿态位置信息时刻结合记录的制导组合体解算得到的姿态位置信息时刻，确定制导组合体的时延修正量，用该修正量修正上位机中的制导控制模型。

优选的，所述的上位机具备网线接口和下位机进行实时通信,下位机采用基于higale实时仿真计算机。

高超声速飞行器导航和控制系统半实物仿真方法，通过下述方式实现：

第一步，搭建上述除舵机外其余部分构成当前仿真系统；

第二步，上电，调试使上述仿真系统能够正常通信；

第三步，开始仿真，下位机进行模式一纯数字自闭环半实物仿真；上位机对比下位机自行解算得到的理论舵轴位置信息与制导组合体确定的控制指令对应的舵轴位置信息。若二者差值不在预设的范围内，则停止当前仿真，对当前仿真系统进行故障排查；否则，进行数据记录，组合体下电；

第四步，重新上电进行模式二组合体闭环的半实物仿真，仿真过程中下位机根据接收的飞行仿真模型编译信息结合制导组合体解算的控制指令对应的舵轴位置进行仿真计算；若整个仿真过程中出现发散现象，则停止仿真，对制导组合体进行故障排查；若整个仿真过程中无发散现象，保存仿真数据，组合体下电；然后上位机将本次仿真得到的控制指令对应的舵轴位置与上述理论舵轴位置信息进行比对，若二者差值不在预设的范围内，则根据二者的差值修正飞行仿真模型，重新从第三步开始执行；若差值在预设范围内；则执行第五步；

第五步，安装舵机，上电开始模式三组合体和真实舵机闭环的半实物仿真，仿真过程中下位机根据接收的飞行仿真模型编译信息结合制导组合体反馈的实际舵轴位置进行仿真计算；

若整个仿真过程中存在发散现象，则对舵机进行故障排查；若无发散现象，则仿真结束后，上位机将本次仿真得到的实际舵轴位置与上述理论舵轴位置信息进行比对，若二者差值不在预设的范围内，则根据二者的差值修正舵机的传递函数，重新从第三步开始执行；若差值在预设范围内，仿真结束。

进一步的，在第五步仿真结束后，执行第六步，根据仿真过程中记录的数据进行导航精度和控制精度分析，具体的包括：

计算第五步仿真过程中得到的实际舵轴位置和理论舵轴位置的标准差，根据该标准差修正舵机模型；

计算制导组合体计算的姿态位置信息与下位机计算的姿态位置信息的标准差，将该标准差作为评价标准，评价制导组合体中运行的制导控制程序。

本发明与现有技术相比有益效果为：

为高超声速飞行器的导航制导和控制系统创建了一种桌面半实物仿真技术和环境。本发明所涉及的仿真环境，设计方便、结构简单、成本低，精度高。所实现的导航控制系统硬件在回路的仿真，为高超声速飞行器的制导组合体产品的功能/性能测试以及硬件条件近似真实飞行条件下的高超飞行试验仿真，提供了一个有效手段。已被证明：应用本发明可极大地减小导航制导控制一体化产品的开发周期与风险，节省高超声速飞行试验的经费，从而表现出了显著的技术经济效益。

附图说明

图1为本发明导航制导控制系统桌面半实物仿真技术装置结构示意图；

图2为本发明半实物仿真工作流程图；

图3为本发明半实物仿真通信接口关系示意；

图4为本发明半实物仿真实物连接关系示意图；

图5为本发明飞行仿真模型示意图。

具体实施方式

下面结合附图1-5及实例对本发明作详细说明。

一种高超声速飞行器导航制导控制系统桌面半实物仿真装置，如图1所示，它由制导组合体，舵机、电源、仿真计算下位机(简称下位机)、仿真计算机上位机(简称上位机)和地面测试控制计算机六个部分组合成。其中制导组合体和仿真机下位机、测试控制计算机通过串口相连，形成闭合的实时仿真回路；同时仿真机上位机和下位机通过网线相连，实现对下位计算机的控制与测试。

本发明的数据显示和记录功能通过地面测发控计算机和上位机分别实现，测试控制计算机主要显示飞行姿态和位置信息，上位机主要是显示角速度和舵偏角的实时信息。测试控制计算机采用模块化记录的功能。

本发明的硬件连接关系如图3所示，是采用422串口进行数据通信，28v直流供电，仿真机和下位置采用网线进行数据通信，下位机和地面测试计算机采用rs422串口进行数据通信，制导组合体和地面测试计算机采用rs422连接。下位机进行高超声速飞行动力学解算，制导组合体进行导航和控制解算，高超声速飞行器的动力学解算周期是0.5ms，串口通信周期是2.5ms，导航和控制解算周期是5ms。下面分别对各部分进行详细说明。

(一)上位机

仿真开始前，上位机对下位机的硬件通信接口进行配置，实现串口通信协议；上位机根据当前仿真对象以及下位机发送的当前舵轴位置信息，建立飞行仿真模型，并进行自动代码转换、编译、连接、下载至下位机；测试控制机将导航初始位置以及飞行时序装订至制导组合体，对制导组合体进行初始化；仿真时，上位机对角速度和舵偏信息进行实时显示和对比分析。仿真结束后对记录数据信息进行分析。

上位机包括硬件配置模块、飞行仿真模型模块、编译链接模块；

硬件配置模块根据外部输入的当前串口形式以及通信速率、数据帧格式进行本地配置；飞行仿真模型模块中存储根据当前仿真对象建立的飞行仿真模型；硬件配置模块将当前串口形式以及通信速率、数据帧格式以及飞行仿真模型发送至编译链接模块；由编译链接模块首先进行格式转换，转换为下位机能够识别的语言格式，并编译、连接、下载至下位机中。

上位机中搭建的飞行仿真模型即完整的六自由度动力学模型，具体搭建的模型见图5(一种matlab/simulink模型)，采用gs84标准地球模型，考虑地球椭球曲率和自转的影响，考虑大气风场，采用靶场实际测得的风作为仿真风场，搭建制导控制的数学仿真模型，实现数字闭环仿真，同时设计将组合体计算的舵偏或实际舵轴偏转位置接入动力学模型实现硬件在回路的闭环仿真模式。飞行仿真模型具体包括制导控制模型、气动模型以及飞行动力学模型；

其中，制导控制模型用于根据飞行器的姿态和位置信息进行舵指令控制理论计算，确定舵轴位置，并传递给气动模型；气动模型用于根据飞行器的姿态、位置和速度信息结合舵轴位置，确定飞行器当前状态下的气动力和气动力矩并传递至飞行动力学模型；飞行动力学模型用于根据气动力和力矩及飞行器的质量特性和初始位置进行速度、位置、姿态积分解算，为制导控制模型和气动模型提供飞行器的姿态、位置、速度信息。

由于测试控制计算机监控记录整个仿真过程中的所有数据，因此，在同一时间轴，根据记录的制导组合体发出的控制指令时刻与确定实际舵轴位置时刻，确定相位时间差，得到舵机的时延修正量，用该修正量可以修正上位机中的制导控制模型，提高仿真精度。同理，在同一时间轴，根据记录的制导组合体接收到姿态位置信息时刻结合记录的制导组合体解算得到的姿态位置信息时刻，确定制导组合体的时延修正量，用该修正量修正上位机中的制导控制模型。

(二)下位机

下位机在上位机发出的仿真触发指令控制下根据接收的飞行仿真模型编译信息进行仿真计算，得到当前时刻的飞行器姿态和位置信息并将该信息发送至制导组合体；下位机在进行仿真计算时，存在三种选择模式；其中模式一为纯数字自闭环半实物仿真，即根据接收的飞行仿真模型编译信息，，将下位机的理论控制模型和理论数字舵机模型接入飞行动力学模型中，进行自闭环数字仿真，确定当前时刻的飞行器姿态和位置信息以及理论舵轴位置信息；

模式二为组合体闭环的半实物仿真，即根据接收的飞行仿真模型编译信息结合制导组合体解算的控制指令对应的舵轴位置进行仿真计算，确定当前时刻的飞行器姿态和位置信息；

模式三组合体+实际舵机闭环的半实物仿真，即为根据接收的飞行仿真模型编译信息结合制导组合体反馈的实际舵轴位置进行仿真计算，确定当前时刻的飞行器姿态和位置信息。

(三)测试控制计算机、制导组合体

测试控制计算机在外部发出的仿真触发指令控制下，向下位机和制导组合体发送发射指令；测试控制计算机中运行一个监控软件，通过该监控软件记录整个仿真过程中的所有数据。

制导组合体中烧录需要测试的制导控制程序，经三轴极性测试后即准备完毕。测试时，制导组合体接收到发射指令后按照飞行时序，根据接收的飞行器姿态和位置信息在当前控制周期内进行导航、控制计算，得到舵机的控制指令，利用该控制指令控制舵机偏转，将舵机反馈的实际舵轴位置以及所述的控制指令发送至下位机和测试控制计算机；同时将导航解算结果和制导组合体的当前状态信息发送至测试控制计算机。

实际工程应用过程中，可以通过一个操作界面对仿真开始、结束、仿真数据的绘图显示、表格显示和记录。该操作界面可以设置在上位机上。

仿真开始时，首先在操作界面中选择仿真模式(即对应下位机的选择模式)，然后打开直流电源，在地面测发控中打开监控软件并进行初始化，制导组合体进行参数装订和导航初始化，导航对准后点击发射按钮即可发射。发射后制导组合体进行导航解算，按照时序分离之后转入试飞器段的导航和控制，飞行器落地后，仿真计算机终止仿真，开始数据记录，保存数据，关闭监控软件，关闭直流电源，仿真结束。

下面给出一种具体的高超声速飞行器导航和控制系统半实物仿真方法，步骤如下：

第一步，搭建图1中除舵机外其余部分构成当前仿真系统；

第二步，上电，调试使上述仿真系统能够正常通信；

第三步，开始仿真，下位机选择模式一：进行纯数字自闭环半实物仿真；上位机对比下位机自行解算得到的理论舵轴位置信息与制导组合体确定的控制指令对应的舵轴位置信息；若二者差值不在预设的范围内，则停止当前仿真，对当前仿真系统进行故障排查；否则，进行数据记录，组合体下电，执行第四步；

第四步，重新上电进行仿真，仿真过程中下位机选择模式二：根据接收的飞行仿真模型编译信息结合制导组合体解算的控制指令对应的舵轴位置进行仿真计算；若整个仿真过程中出现发散现象，则停止仿真，对制导组合体进行故障排查；若整个仿真过程中无发散现象，保存仿真数据，组合体下电；然后上位机将本次仿真得到的控制指令对应的舵轴位置与上述理论舵轴位置信息进行比对，若二者差值不在预设的范围内，则根据二者的差值修正飞行仿真模型，重新从第三步开始执行；若差值在预设范围内；则执行第五步；

第五步，安装舵机，上电开始仿真，仿真过程中下位机选择模式三：根据接收的飞行仿真模型编译信息结合制导组合体反馈的实际舵轴位置进行仿真计算；

若整个仿真过程中存在发散现象，则对舵机进行故障排查；若无发散现象，则仿真结束后，上位机将本次仿真得到的实际舵轴位置与上述理论舵轴位置信息进行比对，若二者差值不在预设的范围内，则根据二者的差值修正舵机的传递函数，重新从第三步开始执行；若差值在预设范围内，仿真结束。

在第五步仿真结束后，执行第六步，根据仿真过程中记录的数据进行导航精度和控制精度分析，具体的包括：

计算第五步仿真过程中得到的实际舵轴位置和理论舵轴位置的标准差，根据该标准差修正舵机模型；

计算制导组合体计算的姿态位置信息与下位机计算的姿态位置信息的标准差，将该标准差作为评价标准，评价制导组合体中运行的制导控制程序。例如当标准差在预设的误差范围内时，制导组合体中运行的制导控制程序认定通过的仿真验证。

本发明未详细说明部分属于本领域技术人员公知常识。