CN102323759A

CN102323759A - 翼伞自主归航半实物仿真系统

Info

Publication number: CN102323759A
Application number: CN201110174341A
Authority: CN
Inventors: 孙青林; 焦亮; 陈增强; 吴泰霖; 邹晓健
Original assignee: Nankai University
Current assignee: Yanxiang Hetai (Shenzhen) Technology Co.,Ltd.
Priority date: 2011-06-27
Filing date: 2011-06-27
Publication date: 2012-01-18
Anticipated expiration: 2031-06-27
Also published as: CN102323759B

Abstract

一种翼伞自主归航半实物仿真系统。包括电机操纵系统、伞载控制系统和翼伞系统模型仿真系统。电机操纵系统能够模拟翼伞自主归航过程中实时操纵翼伞后缘伞绳的动作；伞载控制系统的输出控制信号施加到电机操纵系统和翼伞系统模型仿真系统；翼伞系统模型仿真系统中，仿真PC机解算翼伞系统动力学非线性模型，将仿真的翼伞系统的位置信息解算为GPS的信号格式提供给伞载控制系统，并将解算的GPS信号值实时显示形成动态的翼伞系统三维归航曲线图，以此验证自主归航控制器的有效性和控制执行方案的正确性。本发明是实际空投前验证控制算法和控制执行方案的半实物仿真，可提前发现问题及时解决，缩短了翼伞系统自主归航控制方案的开发周期，节约了成本。

Description

翼伞自主归航半实物仿真系统

技术领域

本发明属于翼伞系统归航控制技术领域，涉及对翼伞空投实验系统的改进，具体为翼伞自主归航半实物仿真系统。

背景技术

翼伞气动性能优良，通过自动或者手动的滑翔转弯控制实现比较精确的定点着陆。又以其低成本在各领域都获得了广泛的应用。如无人机和飞船返回舱的回收、人员和武器装备的空投、高空风能发电等。

翼伞系统的操纵主要是靠左(或右)侧的单侧下偏，当电机拉下左(或右)操纵绳时，翼伞系统向左(或右)转弯，通过电机不断地操纵伞绳使得系统沿着设定的航迹运动。只有通过自主归航控制算法不断的进行误差修正，才能实现翼伞系统的精确自主归航。

现行验证控制器的有效性和控制执行机构的正确性的方法主要是：汽车拖曳实验，塔台投放实验和高空空投实验。这些实验的主要目的是要给翼伞系统提供一个接近实际的空投环境，模拟出翼伞系统的实际空投过程：出舱，充满完全展开，控制器接收伞载GPS信号，自主归航控制算法解算控制量，控制量施加到控制执行机构对翼伞系统进行归航控制，在着陆点精确着陆。

但是这些实验验证方法都存在一定的缺点：

汽车拖曳实验是以一定的速度使得翼伞系统充满展开，控制算法解算出控制量，控制量施加到控制执行机构，这种方法只能验证控制器与控制执行机构以及控制执行机构与翼伞连接的正确性，并不能很好的验证自主归航控制算法的有效性。

塔台投放实验是将翼伞系统在完全充满展开的情况下，以给定的初始速度在一定的高度下落，这种方法既能验证控制器与控制执行机构以及控制执行机构与翼伞连接的正确性，又能在一定程度上验证自主归航控制算法的有效性，但是由于塔台投放高度有限，并不能很好的验证自主归航控制算法的有效性。

高空空投实验是用飞机将翼伞系统载至一定高度的高空，可以完整实现翼伞出舱直至着陆的过程，这种方法既能验证控制器与控制执行机构以及控制执行机构与翼伞连接的正确性，又能验证自主归航控制算法的有效性，但是费用高、风险大、组织一次实验耗时较长。

为了能在实际空投前验证控制算法的有效性和控制执行机构的正确性，期望有一种验证周期短、节约成本、高度逼近实际空投环境的实验方法。

发明内容

本发明目的是克服现有技术存在的上述不足，提供一种翼伞自主归航半实物仿真系统，能够模拟翼伞自主归航过程真实工作环境的测试平台。

本发明提供的翼伞自主归航半实物仿真系统，包括电机操纵系统、伞载控制系统和翼伞系统模型仿真系统；

电机操纵系统包括：底座，底座上安装的支撑架，以及用于控制翼伞系统左下偏的左电机和右下偏的右电机，左电机和右电机轴套上各安装有一个用于卷动翼伞操纵绳的绞盘，用于控制翼伞后缘的两根翼伞操纵绳的一端分别固定并缠绕在其中的一个绞盘上，翼伞操纵绳的另一端绕过支撑架顶端横梁上安装的滑轮后各固定有一个模拟左右下偏控制时翼伞操纵绳受力的重锤，左电机和右电机分别通过电机控制器输出动力线连接伞载控制系统中的电机控制器，左电机和右电机上同时各安装有一个用于反馈翼伞操纵绳位置的多圈电位器，多圈电位器通过反馈信号线连接伞载控制系统中的微控制单元；

伞载控制系统包括：两个电机控制器，分别与电机操纵系统中左电机或右电机连接，用于对左电机或右电机进行控制，实现控制算法并提供控制策略的微控制单元，分别与两个电机控制器连接，同时通过反馈信号线分别连接电机操纵系统中的两个用于反馈电机控制位置的多圈电位器，微控制单元根据多圈电位器的反馈信号及翼伞系统模型仿真系统解算的翼伞系统的位置对左电机或右电机进行控制，电源，用于为两个电机控制器供电；

翼伞系统模型仿真系统：与伞载控制系统中的微控制单元连接，由仿真PC机实现，仿真PC机采用空投过程中的翼伞系统动力学非线性模型，仿真PC机将解算的翼伞系统的位置实时显示形成动态的翼伞系统三维归航曲线图，并将解算的翼伞系统的位置以GPS的信号格式提供给伞载控制系统中的微控制单元。

所述的左电机和右电机采用直流电动机，该电机能够对绞盘施加正、反两个方向的力矩。

所述的动力学非线性模型为六自由度非线性模型，包括翼伞系统的三维位置信息，即惯性坐标系下的X、Y和Z三轴位置，以及三个欧拉角信息，即俯仰角、滚转角和偏航角，在满足接口协议的条件下，与伞载控制系统无缝连接。

所述的GPS信号格式的位置包括经纬度和高度信息，它由仿真PC机实时解算惯性坐标系下的三轴位置得到，并传递到伞载控制系统。

本发明的优点和积极效果

1)翼伞自主归航半实物仿真系统中采用的装置简单、节约成本，在室内就可以完成实验。

2)位于PC机的翼伞系统模型仿真系统采用空投过程中的翼伞系统六自由度非线性模型，可以设置较复杂的外界环境以高度逼近真实的空投过程。

3)翼伞自主归航半实物仿真系统可以综合验证自主归航控制算法的有效性和控制器检测与控制多任务协调的正确性以及操纵伞绳的控制执行机构的正确性。通过实时显示在PC机上的翼伞系统归航曲线来验证所设计的自主归航控制算法的有效性；电机操纵系统可以验证控制器检测与控制多任务协调的正确性以及操纵伞绳的控制执行机构的正确性。

4)翼伞自主归航半实物仿真系统作为一种实验手段，验证周期短、可重复利用率高，其为自主归航控制器的设计、实验以及验证提供了有效的手段和开发环境。

附图说明

图1为翼伞自主归航半实物仿真系统结构示意图；

图中，0-支撑架，1-左电机，2-右电机，3-绞盘，4-绞盘，5-翼伞操纵绳，6-翼伞操纵绳，7-重锤，8-重锤，9-滑轮，10-滑轮，11-多圈电位器，12-多圈电位器，13-反馈信号线，14-反馈信号线，15-微控制单元，16-控制量输出信号线，17-控制量输出信号线，18-电机控制器，19-电机控制器，20-电机控制器输出动力线，21-电机控制器输出动力线，22-电源线(负)，23-电源线(正)，24-电源，25-翼伞系统模型仿真系统提供控制信号的信号线，26-翼伞系统仿真模型，27-GPS信号的信号线，28-电机操纵系统，29-伞载控制系统，30-翼伞系统模型仿真系统。

图2为实时显示形成的翼伞系统三维归航曲线图；

图3为翼伞系统三维归航曲线图在水平面上的二维投影图。

具体实施方式

实施例1：

本翼伞自主归航半实物仿真系统结构如图1所示，它包括电机操纵系统28、伞载控制系统29和翼伞系统模型仿真系统30。

电机操纵系统28由支撑架0、控制翼伞系统左下偏的左电机1和右下偏的右电机2、与电机轴套安装的用于卷动翼伞操纵绳的绞盘3和4、用于控制翼伞后缘的翼伞操纵绳5和6、模拟左右下偏控制时翼伞操纵绳受力的重锤7和8、支撑翼伞操纵绳受力的滑轮9和10、用于反馈电机控制位置的多圈电位器11和12、连接到微控制单元的反馈信号线13和14以及接收电机控制信号的动力线20和21组成。

伞载控制系统29由接收多圈电位器11和12反馈电机1和2控制位置的反馈信号线13和14、微控制单元15、微控制单元15解算出的电机控制量输出信号线16和17、电机控制器18和19、电机控制器18和19的输出动力线20和21、给电机控制器18和19供电的电源线22和23、电源24、微控制单元15给翼伞系统模型仿真系统提供控制信号的信号线25以及微控制单元15接收翼伞系统空投GPS信号的信号线27组成。

翼伞系统模型仿真系统30由接收微控制单元15提供控制信号的信号线25、位于PC机的翼伞系统仿真模型26和为微控制单元15提供翼伞系统空投GPS信号的信号线27。

支撑架0，架子以铝合金方管为材料，底座以钢板为材料，架子高1800mm，宽600mm，左电机1和右电机2角对称的安装在底座上，电机的横向中心轴线与支撑架0横向中心轴线的距离为130mm。左电机1和右电机2采用台湾全重(XAJONG)直流电机，型号为5GX15KB(电机功率为100W，电压24V，电流6.5A，输出转速1800RPM，扭矩7.0Kg/cm，减速比为：1/3-1/1800)，通过改变输入电压的正负极来实现电机的正反转。绞盘3和4的直径为140mm，用于卷绕翼伞操纵绳的槽深为14mm，槽宽为3.5mm。翼伞操纵绳5和6为尼龙绳，绳直径为3.5mm，绳长为1.5米。翼伞操纵绳5和6的一端分别固定在绞盘3和4上，另一端通过支撑翼伞操纵绳5和6受力的滑轮9和10与模拟翼伞操纵绳受力的重锤7和8相连。重锤7和8为铁质实心的圆柱体，直径为100mm，一种质量为8Kg(单侧下偏翼伞操纵绳受到的最大的力)，另一种质量为13Kg(双侧下偏产生雀降效果时翼伞操纵绳受到的最大的力)。滑轮9和10对称的固定在支撑架0的顶端横梁，其安装点距离横梁两侧端点为150mm，为了避免操纵翼伞操纵绳5和6过程时重锤7和8上下移动与翼伞操纵绳5和6发生摩擦，滑轮9和10都采用双滑轮串接的形式，组成双滑轮的两个滑轮中心距离为70mm。多圈定位器11和12为美国BOURNS生产的3590S-2-502L(独立线性精度为±0.25％，功率为2W，有效电子转角为3600°，电阻值5KΩ，输入电压0～100V)，分别与电机1和2轴套安装，通过脚架固定在支撑架0上，电机1和2转动分别带动多圈定位器11和12转轴转动，多圈定位器11和12中反应电机1和2转动圈数的位置信号分别通过反馈信号线13和14反馈给微控制单元15。

微控制单元15中预先置入设计好的自主归航控制算法和目标点，以固定的采样周期接收位于PC机的翼伞系统仿真模型26提供的GPS信号值，自主归航控制算法以固定的控制周期根据GPS信号值和目标点的位置解算出控制量，微控制单元15根据反馈信号值与解算得到的控制量比较判断电机1和2的动作是否到位，微控制单元15判断得到电机控制信号。微控制单元15将判断得到的电机控制信号通过输出信号线16和17输出到电机控制器18和19，将解算得到的控制量通过信号线25输出到翼伞系统仿真模型26。控制量的正负决定控制量输入到哪个电机控制器，控制量是正表示对翼伞系统进行左下偏控制，此时微控制单元15将判断得到的电机控制信号通过输出信号线16输出到电机控制器18，电机控制器18根据电机控制信号控制左电机1动作，微控制单元15不输出信号给电机控制器19，右电机2不产生动作；控制量为负情况与上述相反。双侧下偏时电机控制器18和19分别同时控制左电机1和右电机2动作。电机控制器18和19是台湾全重FR-LV24低压速度正反转控制器(工作电压24V，最大工作电流10A，工作频率为20次/min，输出电压24V，操作正、反转的动作时，正反转之间有刹车动作)，控制正反转的实现是通过微控制单元15选择电机控制器18和19的COM端是和CW端联通还是和CCW端联通，一旦微控制单元15选定电机控制器18和19的COM端连接的端口，电机控制器18和19的输出端口会产生与之相应极性的电压，电压控制信号分别通过20和21输出到左电机1和右电机2，电机产生正转或者反转动作。电机控制器18和19正常工作需要稳压直流电源由电源24通过电源线22和23提供，电源24是硅能电池24V/10Ah。

翼伞系统仿真模型26是翼伞系统的六自由度非线性仿真模型，采用Matlab编写，它可解算出翼伞系统在空投过程中的三维位置信息和三个欧拉角信息，这六个信息定位了翼伞系统在惯性坐标系中的位置和姿态，进而将解算的翼伞系统的三维位置信息转换成GPS的信号格式的经纬度和高度信息。翼伞系统仿真模型26中可以加入风、大气密度的变化等扰动来模拟实际的翼伞空投的环境。GPS信号通过信号线27输出到微控制单元15，供置入到微控制单元15中的自主归航控制算法解算控制量。翼伞系统仿真模型26以固定的控制周期接收微控制单元15通过信号线25输出的控制量信号，控制量施加到六自由度非线性仿真模型，翼伞系统的航向发生变化，实现对翼伞系统归航的控制。翼伞系统仿真模型26记录每个GPS信号采样点的值，可以动态、直观的在PC机上显示翼伞系统的位置和归航的曲线。图2为在PC机上实时显示的翼伞系统三维的位置和归航的曲线图。图3为翼伞系统三维归航曲线图在水平面上的二维投影图。

翼伞系统的三维位置信息转换成GPS的信号格式的经纬度和高度信息是通过高斯-克吕格投影逆变换进行转换获得的，具体转换过程如下：

a＝6378137m，椭球的长半轴

b＝6356752.3142m椭球的短半轴

f＝(a-b)/a椭球的扁率

e²＝(a²-b²)/a²第一偏心率

e₁ ²＝(a²-b²)/b²第二偏心率

x，y，z为平面直角坐标下翼伞系统的三维位置信息。

A₀＝1+3e²/4+45e⁴/64+350e⁶/512+11025e⁸/16384 系数

A₂＝-0.5[3e²/4+60e⁴/64+525e⁶/512+17640e⁸/16384] 系数

A₄＝0.25[15e⁴/64+210e⁶/512+8820e⁸/16384] 系数

A₆＝-[35e⁶/512+2520e⁸/16384]/6 系数

A₈＝(315e⁸/16384)/8 系数

K_{0} = \frac{1}{2} [3 e^{2} / 4 + 45 e^{4} / 64 + 350 e^{6} / 512 + 11025 e^{8} / 16384]

系数

K_{2} = - \frac{1}{3} [63 e^{4} / 64 + 1108 e^{6} / 512 + 58239 e^{8} / 16384]

系数

K_{4} = \frac{1}{3} [604 e^{6} / 512 + 68484 e^{8} / 16384]

系数

K_{6} = - \frac{1}{3} [26328 e^{8} / 16384]

系数

B_{0} = \frac{x}{a (1 - e^{2}) A_{0}}

其中x为自赤道量起的子午线弧长

B_f＝B₀+sin2 B₀{K₀+sin² B₀[K₂+sin² B₀(K₄+K₆ sin² B₀)]}底点纬度

t_f＝tan(B_f)

η_f＝e₁ cos(B_f)

N_f＝a/(1-e² sin² B_f)²椭球对应于B_f的卯酉圈曲率半径

M_{f} = N_{f} / (1 + η_{f}^{2})

椭球对应于B_f子午圈曲率半径

B = [B_{f} - \frac{t_{f}}{{2 M}_{f} N_{f}} y^{2} + \frac{t_{f}}{24 M_{f} N_{f}^{3}} (5 + 3 t_{f}^{2} + η_{f}^{3} - 9 η_{f}^{2} t_{f}^{2}) y^{4}

其中B为计算点大

- \frac{t_{f}}{720 M_{f} N_{f}^{5}} (61 + 90 t_{f}^{2} + 45 t_{f}^{4}) y^{6}] \frac{180}{π}

地纬度

l = [\frac{1}{N_{f} \cos B_{f}} y - \frac{t_{f}}{6 N_{f}^{3} \cos B_{f}} (1 + {2 t}_{f}^{2} + η_{f}^{2}) y^{3}

其中l为计算点大

+ \frac{t_{f}}{120 N_{f}^{5} \cos B_{f}} (5 + 28 t_{f}^{2} + 24 t_{f}^{4} + 6 η_{f}^{2} + 8 η_{f}^{2} t_{f}^{2}) y^{5}] \frac{180}{π}

地经度与投影带中央子午线经度之差

L＝L₀+l

L₀为投影带中央子午线经度。

GPS信号的高度H可简单的认为是平面直角坐标下翼伞系统的位置信息z。

信号线25和27采用RS232接口形式，Matlab提供串口通信的上层语句。

ss＝serial(′com2′)；建立一个串行接口对象

ss.baudrate＝9600；设置波特率

fopen(ss)；打开端口

仿真PC机解算翼伞系统的六自由度非线性仿真模型获得WGS_L0＝GPS格式的数据：

$GPRMC，32745.222，A，0131.2753，N，0306.9861，E，03，12.16，250507，00100，E，A*54\n

上述是GPS的GPRMC格式的数据，具体含义可参考文献[1]

参考文献[1]何香玲，郑钢.GPS通信的NEMA协议及定位数据的提取[J].计算机应用与软件，2004，21(12)：121-122

fprintf(ss，‘％s’，WGS_L0，‘async’)；给微控制单元写GPS形式的数据

recdta＝fscanf(ss，‘％s’，1)；读数据(控制量)

d_u_0＝str2double(recdta)；获得控制量。

Claims

1.一种翼伞自主归航半实物仿真系统，其特征在于：该系统包括电机操纵系统、伞载控制系统和翼伞系统模型仿真系统；

2.根据权利要求1所述的翼伞自主归航半实物仿真系统，其特征在于所述的左电机和右电机采用直流电动机，电机能够对绞盘施加正、反两个方向的力矩。

3.根据权利要求1所述的翼伞自主归航半实物仿真系统，其特征在于所述的仿真PC机解算的动力学非线性模型为六自由度非线性模型，包括翼伞系统的三维位置信息，即惯性坐标系下的、

和

三轴位置，以及三个欧拉角信息，即俯仰角、滚转角和偏航角，在满足接口协议的条件下，与伞载控制系统无缝连接。

4.根据权利要求1所述的翼伞自主归航半实物仿真系统，其特征在于所述的GPS信号格式的位置包括经纬度和高度信息，它由仿真PC机实时解算惯性坐标系下的三轴位置得到，并传递到伞载控制系统。