某無人機(jī)飛控系統(tǒng)半實(shí)物仿真平臺(tái)設(shè)計(jì)

摘要：介紹了某型無人機(jī)飛控系統(tǒng)半實(shí)物仿真平臺(tái)的總體功能，闡述了該平臺(tái)的硬件選型原則、選型方案、基本功能及自制部件的設(shè)計(jì)過程，對(duì)各分系統(tǒng)仿真軟件設(shè)計(jì)框架進(jìn)行了描述。最后，通過實(shí)際仿真對(duì)平臺(tái)的設(shè)計(jì)功能進(jìn)行了驗(yàn)證。該平臺(tái)也可用于對(duì)無人機(jī)飛行品質(zhì)的仿真評(píng)估，以及無人機(jī)指揮操控人員的日常模擬訓(xùn)練。
關(guān)鍵詞：無人機(jī)；飛行控制系統(tǒng)；半實(shí)物仿真；傳感器仿真

0 引言
    無人機(jī)作為模擬飛機(jī)類來襲目標(biāo)，可為防空武器系統(tǒng)的火控雷達(dá)校飛、射擊等任務(wù)提供空中靶標(biāo)，是武器系統(tǒng)研制、鑒定過程中必不可少的裝備。作為無人機(jī)的核心組成部分之一，飛控系統(tǒng)通過控制無人機(jī)的姿態(tài)，從而完成無人機(jī)各種模態(tài)下的飛行任務(wù)。某無人機(jī)飛控系統(tǒng)現(xiàn)有的測(cè)試方法包括分立部件測(cè)試和部件裝機(jī)后的整機(jī)綜合測(cè)試。兩種方法均屬于常規(guī)的靜態(tài)測(cè)試，組織實(shí)施復(fù)雜、測(cè)試效率較低、任務(wù)準(zhǔn)備周期長(zhǎng)，而且對(duì)于無人機(jī)實(shí)際飛行過程的動(dòng)態(tài)性能無法驗(yàn)證，對(duì)測(cè)試中出現(xiàn)的故障難以定位，對(duì)于飛行中的環(huán)境干擾因素(主要是風(fēng)干擾)和傳感器失效后無人機(jī)的飛行情況也無法模擬，從而無法有針對(duì)性的進(jìn)行飛行控制策略修正。綜上問題，研制一套無人機(jī)飛控系統(tǒng)半物理仿真平臺(tái)的任務(wù)顯得尤為迫切。

1 平臺(tái)總體功能及設(shè)計(jì)方案
1．1 平臺(tái)總體功能
    該平臺(tái)以現(xiàn)有某型無人機(jī)飛控系統(tǒng)為測(cè)試對(duì)象，主要完成以下功能：
    (1)與無人機(jī)飛控計(jì)算機(jī)和電動(dòng)舵機(jī)、油門電機(jī)等實(shí)物結(jié)合，完成飛控系統(tǒng)的仿真測(cè)試；
    (2)具備風(fēng)干擾、力矩干擾條件下的飛行性能模擬，并以二維曲線方式實(shí)時(shí)顯示無人機(jī)的飛行航跡、舵偏角、舵偏角速率等變化情況；
    (3)能夠進(jìn)行無人機(jī)飛控系統(tǒng)部分傳感器的故障設(shè)置，進(jìn)行故障情況下的飛行模態(tài)仿真。
1．2 平臺(tái)總體設(shè)計(jì)方案
    半物理仿真平臺(tái)由硬件設(shè)備和應(yīng)用軟件兩部分組成。硬件設(shè)備包括新建的飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)、傳感器與機(jī)載測(cè)控模擬分系統(tǒng)、遙控／遙測(cè)模擬分系統(tǒng)、指揮顯示分系統(tǒng)、無人機(jī)外形顯示分系統(tǒng)，以及現(xiàn)有的飛控計(jì)算機(jī)、飛控計(jì)算機(jī)接口箱、電動(dòng)舵機(jī)、油門電機(jī)等實(shí)物。應(yīng)用軟件包括新建各分系統(tǒng)的應(yīng)用程序。半物理仿真平臺(tái)的原理組成框圖如圖1所示。

    半物理仿真平臺(tái)的工作原理概況如下：傳感器與機(jī)載測(cè)控模擬分系統(tǒng)通過接口箱與飛控計(jì)算機(jī)交換無人機(jī)的舵偏角、角速率、油門開度、遙控指令、外部干擾等信息，并向飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)傳輸采樣轉(zhuǎn)換后的飛控計(jì)算機(jī)執(zhí)行結(jié)果，向遙控／遙測(cè)模擬分系統(tǒng)傳輸遙測(cè)信息(包括傳感器與機(jī)載測(cè)控模擬設(shè)備的仿真數(shù)據(jù)、故障狀態(tài)、遙控指令回令等)。飛控計(jì)算機(jī)將接收到信息進(jìn)行解算處理后，控制電動(dòng)舵機(jī)、油門電機(jī)執(zhí)行相應(yīng)動(dòng)作，并將執(zhí)行結(jié)果返回至傳感器與機(jī)載測(cè)控模擬分系統(tǒng)。飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)將解算后的飛機(jī)狀態(tài)參數(shù)送到無人機(jī)外形顯示分系統(tǒng)，解算后以三維動(dòng)畫的形式顯示無人機(jī)的姿態(tài)、油門開度、高度變化等信息。指揮顯示分系統(tǒng)將收到的無人機(jī)位置、高度、速度信息在數(shù)字地圖上顯示，適時(shí)發(fā)出指揮口令，由操作手干擾無人機(jī)的飛行。無人機(jī)的三維外形、測(cè)控?cái)?shù)據(jù)、指揮顯示界面通過KVM切換器分時(shí)在投影幕上顯示。

2 平臺(tái)硬件設(shè)計(jì)方案
2．1 平臺(tái)硬件選型原則
    (1)應(yīng)用軟件運(yùn)行平臺(tái)選擇原則
    由于該平臺(tái)屬于固定式測(cè)試設(shè)備，因此在各分系統(tǒng)應(yīng)用軟件運(yùn)行平臺(tái)的硬件應(yīng)盡量采用機(jī)架式工控機(jī)或臺(tái)式計(jì)算機(jī)，主板插槽的數(shù)量和類型應(yīng)相對(duì)充裕，以便于現(xiàn)有硬件板卡的安裝和平臺(tái)的后續(xù)功能拓展。
    (2)數(shù)據(jù)采集卡的選型原則：一是保證通道數(shù)；二是保證采樣頻率；三是保證數(shù)據(jù)分辨率。
2．2 平臺(tái)硬件選擇方案
    (1)傳感器與機(jī)載測(cè)控模擬分系統(tǒng)
    該分系統(tǒng)包括了大量的信號(hào)采集、交換及處理任務(wù)，硬件采用工控機(jī)架構(gòu)。配置數(shù)據(jù)采集卡、多串口卡以及自研的信號(hào)調(diào)理卡，完成數(shù)據(jù)采集與信息交換。
    具體硬件型號(hào)和基本參數(shù)為：
    工控機(jī)選用西門子547B：64位CPU處理器，4個(gè)PCI插槽，1個(gè)PCI-Ex16圖形擴(kuò)展接口。
    多串口卡選用MOXA CP 118U：4路RS 232／422／485 PCI串口，串口通信速率為921．6 Kb／s；板載1 5 kVESD突波保護(hù)。
    D／A卡選用NI PCI-6733：8路D／A，數(shù)據(jù)更新速率1 MS／s(16b)，8路數(shù)寧I／O。
    A／D卡選用NI PCIe-6259：4路D／A，數(shù)據(jù)更新速率為1 Ms／s(16 b)，32路A／D通道數(shù)；A／D采樣速率為2．8 MS／s(16 b)，48路數(shù)字I／O。
    DIO卡選用NI PCIe-6503：24路數(shù)字I／O。
    (2)飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)、遙控／遙測(cè)模擬分系統(tǒng)
    這兩個(gè)分系統(tǒng)主要是進(jìn)行無人機(jī)和測(cè)控?cái)?shù)據(jù)的傳輸和解算，其硬件組成比較簡(jiǎn)單，選用帶有多種類型主板插槽的普通商用臺(tái)式計(jì)算機(jī)即可，配置MOXA CP118U多串口卡。
    (3)指揮顯示分系統(tǒng)、無人機(jī)外形顯示分系統(tǒng)
    這兩個(gè)分系統(tǒng)主要是進(jìn)行指揮、顯示應(yīng)用軟件的運(yùn)行，選用帶有多種類型主板插槽的普通商用臺(tái)式計(jì)算機(jī)即可。
2．3 自制信號(hào)調(diào)理卡設(shè)計(jì)
    傳感器與機(jī)載測(cè)控模擬分系統(tǒng)與遙控／遙測(cè)模擬分系統(tǒng)、飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)、飛控計(jì)算機(jī)接口箱等部分進(jìn)行數(shù)據(jù)交換時(shí)，通過D／A，A／D，DIO板卡完成信號(hào)轉(zhuǎn)換時(shí)，會(huì)受到機(jī)箱內(nèi)復(fù)雜電磁環(huán)境的影響，導(dǎo)致輸出信號(hào)帶有很強(qiáng)的噪聲，需要對(duì)其進(jìn)行濾波處理。另外，由于飛控計(jì)算機(jī)接口箱輸入輸出電壓均為+27 V，而D／A，A／D，DIO板卡工作電壓均為+5 V，因此還需要設(shè)計(jì)信號(hào)調(diào)理卡完成信號(hào)濾波和工作電壓的轉(zhuǎn)換。信號(hào)調(diào)理卡與外部部件連接示意圖如圖2所示。

3 平臺(tái)應(yīng)用軟件設(shè)計(jì)方案
    平臺(tái)應(yīng)用軟件包括飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)、無人機(jī)外形顯示分系統(tǒng)、傳感器與機(jī)載測(cè)控模擬分系統(tǒng)、遙控／遙測(cè)模擬分系統(tǒng)、指揮顯示分系統(tǒng)等五個(gè)應(yīng)用軟件。
3．1 飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)
    主要是通過解算無人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型，得到無人機(jī)的姿態(tài)、發(fā)動(dòng)機(jī)等信息，實(shí)現(xiàn)無人機(jī)飛行仿真。仿真過程同時(shí)考慮風(fēng)干擾、力矩干擾的裝訂。
    (1)應(yīng)用軟件開發(fā)環(huán)境的選擇
    由于需要進(jìn)行無人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型的解算，考慮到VC++6．0擁有眾多的函數(shù)計(jì)算類庫，其數(shù)據(jù)計(jì)算能力比較突出，因此選用VC++6．0作為應(yīng)用軟件開發(fā)環(huán)境。
    (2)無人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型建立
    無人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型的建立是飛行系統(tǒng)模擬的基礎(chǔ)，根據(jù)參考文獻(xiàn)，建立無人機(jī)動(dòng)力學(xué)模型。
    (3)風(fēng)干擾和力矩干擾的加載
    風(fēng)干擾模擬主要是將風(fēng)速、風(fēng)向分解投影到各機(jī)體軸上，再結(jié)合空氣動(dòng)力學(xué)方程組里的三向速度方程，解算出三向速度，代入動(dòng)力學(xué)模型中解算后得到加入風(fēng)干擾后的飛機(jī)姿態(tài)參數(shù)。力矩干擾的加載方法采取直接設(shè)置動(dòng)力學(xué)模型中相應(yīng)參數(shù)的方式。設(shè)置內(nèi)容包干擾力矩、正向和反向脈沖干擾、起始時(shí)間、終止時(shí)間以及常值力矩的大小等。
    (4)應(yīng)用軟件的實(shí)現(xiàn)
    應(yīng)用軟件完成后，為防止在其他分系統(tǒng)軟件編程過程中產(chǎn)生的誤修改，無人機(jī)模型采用動(dòng)態(tài)鏈接庫的方式向提供(UAVSimu．DLL)，通過干擾設(shè)置界面完成外加力矩的設(shè)置，如圖3，圖4所示。

3．2 傳感器與機(jī)載測(cè)控模擬分系統(tǒng)
    可以模擬GPS接收機(jī)、磁航向、大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)等傳感器特性，通過數(shù)字或模擬信號(hào)的形式輸出到各相關(guān)分系統(tǒng)，供實(shí)際平臺(tái)仿真使用?？稍O(shè)置的故障類型包括：
    GPS接收機(jī)失效、航向跳變、大數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)高度跳變。
    (1)應(yīng)用軟件開發(fā)環(huán)境的選擇
    由于該應(yīng)用軟件在設(shè)計(jì)過程時(shí)需要進(jìn)行大量的軟件界面開發(fā)，而Borland公司的C++Builder集成開發(fā)環(huán)境的最大優(yōu)點(diǎn)在于其軟件界面開發(fā)過程中的直接拖入方式，極大地方便了工程開發(fā)。因此選用C++Builder進(jìn)行應(yīng)用軟件開發(fā)。
    (2)軟件總體設(shè)計(jì)構(gòu)建
    建立一個(gè)“ProjectSensorSim”的工程文件，包括如圖5所示的工程文件，運(yùn)行該工程文件后，生成分系統(tǒng)軟件界面，如圖6所示。

3．3 遙控／遙測(cè)模擬分系統(tǒng)
    該分系統(tǒng)用于模擬地面測(cè)控站基本功能，用于完成遙控指令的發(fā)送、遙測(cè)數(shù)據(jù)的接收。軟件采用模塊化設(shè)計(jì)，包括二維曲線繪制、航路裝訂、保存與刪除、航跡繪制、串口處理、遙測(cè)數(shù)據(jù)接收、遙測(cè)信息處理、遙控指令處理等模塊。
3．4 無人機(jī)外形顯示分系統(tǒng)
    外形顯示分系統(tǒng)采用VC++2010軟件，基于OpenGL進(jìn)行開發(fā)。軟件模塊包括：通信接口模塊、三維演示模塊、儀表顯示模塊等。
3．5 軟件開發(fā)過程中的兩個(gè)關(guān)鍵問題
    (1)降低系統(tǒng)間通信時(shí)間延遲技術(shù)
    由于采用分布式、模塊化結(jié)構(gòu)，各分系統(tǒng)之間通過串口通信，難免會(huì)產(chǎn)生通信時(shí)延問題，在軟件設(shè)計(jì)過程中采取了如下措施進(jìn)行解決：
    ①減小飛行系統(tǒng)模擬軟件的仿真步長(zhǎng)，增加了飛行參數(shù)的連續(xù)性；
    ②提高飛行系統(tǒng)模擬、傳感器與機(jī)載測(cè)控模擬與飛控計(jì)算機(jī)模擬三個(gè)分系統(tǒng)之間的姿態(tài)信息傳輸?shù)拇诓ㄌ芈剩?br />     ③優(yōu)化傳感器與機(jī)載測(cè)控模擬分系統(tǒng)與其他分系統(tǒng)之間串口數(shù)據(jù)通信的幀結(jié)構(gòu)；確保姿態(tài)信息以最短的時(shí)間到達(dá)飛控計(jì)算機(jī)。
    (2)工控設(shè)備數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)性處理技術(shù)
    由于傳感器與機(jī)載測(cè)控模擬分系統(tǒng)采用工控機(jī)架構(gòu)，需要同時(shí)與飛行系統(tǒng)模擬等多個(gè)分系統(tǒng)等進(jìn)行數(shù)據(jù)通信，所有的任務(wù)均要求在毫秒級(jí)完成。在軟件設(shè)計(jì)中，采用在Windows環(huán)境下應(yīng)用Multimedia Timer(多媒體定時(shí)器)結(jié)合多線程來實(shí)現(xiàn)。應(yīng)用多媒體定時(shí)器是計(jì)算機(jī)從硬件上支持的精確定時(shí)器，其定時(shí)誤差一般可達(dá)到十微秒級(jí)，完全可以滿足實(shí)時(shí)性要求。

4 平臺(tái)功能測(cè)試驗(yàn)證
4. 1 飛控系統(tǒng)仿真測(cè)試功能驗(yàn)證
    按圖1連接平臺(tái)各個(gè)組成部分，運(yùn)行各應(yīng)用軟件，進(jìn)行全系統(tǒng)基本功能測(cè)試。測(cè)試結(jié)果如圖7所示。無人機(jī)能夠按照預(yù)先裝訂的航路完成飛行仿真；遙控／遙測(cè)模擬軟件能實(shí)時(shí)顯示無人機(jī)的姿態(tài)信息、傳感器模擬信息等，以二維曲線和狀態(tài)指示燈的方式直觀顯示；以三維動(dòng)畫的方式逼真顯示無人機(jī)飛行過程中的姿態(tài)、高度變化情況。

4．2 干擾條件下飛行性能模擬功能測(cè)試
    (1)風(fēng)干擾模式下的仿真
    在飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)中，通過“風(fēng)干擾”功能按鈕，分別設(shè)置風(fēng)干擾為正北向90°，80 m／s和正北向180°，80 m／s，觀察無人機(jī)飛行仿真航跡變化情況，如圖8所示。可以看到，無人機(jī)受到風(fēng)干擾后，航跡短時(shí)發(fā)生了明顯變化，之后飛控系統(tǒng)能夠及時(shí)糾正航路偏差，使無人機(jī)按照預(yù)定航路飛行。

    (2)干擾力矩作用下的仿真
    在飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)中，分別設(shè)置外部干擾為1000 N·m和500 N·m的常值干擾力矩，觀察無人機(jī)在此干擾情況下的仿真情況，如圖9所示。由圖可以看出，不同力矩作用下的無人機(jī)各舵偏角和舵偏角速率大小。在施加干擾力／力矩情況下，無人機(jī)姿態(tài)發(fā)生了明顯變化，隨之飛控系統(tǒng)通過不斷調(diào)整舵偏角和舵偏角速率來消除外加干擾的影響，保證無人機(jī)能夠按照預(yù)定的姿態(tài)正常飛行。
4．3 傳感器故障情況下飛行模態(tài)測(cè)試
    在無人機(jī)自主飛行過程中，設(shè)置傳感器模擬故障，發(fā)送“人工引導(dǎo)”指令后，無人機(jī)進(jìn)入遙控指令飛行模態(tài)。發(fā)送向右、直飛、向左等遙控指令，觀察無人機(jī)的飛行航跡。“人工引導(dǎo)”模態(tài)完成后解除傳感器故障，再發(fā)送“自主飛行”指令，無人機(jī)重新進(jìn)入自主飛行狀態(tài)，由飛控系統(tǒng)自動(dòng)調(diào)整飛行參數(shù)，向設(shè)定的航點(diǎn)飛行，如圖10所示。

5 結(jié)語
    本文介紹了無人機(jī)飛控系統(tǒng)半物理仿真平臺(tái)的基本功能、總體技術(shù)方案、硬件選型方案和軟件設(shè)計(jì)方案。最后，對(duì)平臺(tái)的基本功能進(jìn)行了測(cè)試驗(yàn)證。該平臺(tái)不僅可以用于飛控系統(tǒng)的仿真測(cè)試，還可以進(jìn)行無人機(jī)飛行規(guī)律研究、飛行性能評(píng)估、操控人員模擬訓(xùn)練等。