CN103412493B - 固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统，由用户操作界面和飞行器仿真模型和图形数据处理模块组成。用户操作界面主要进行人机交互，飞行方案设计，飞行数据分析；仿真模型主要进行后台运算，设计方案运行；数据图形处理模块主要完成仿真结束后的数据存储和图形显示。固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统主要完成以下功能，第一项是方案弹道规划功能，实现多样的飞行方案的巡航高度，巡航时间，巡航速度；第二项是完成控制方案规划和参数整定功能，选择不同的控制律方案。第三项是完成仿真数据存储、分析和弹道轨迹的显示功能。该仿真系统解决了巡航飞行器方案弹道、控制方案、仿真数据一体化设计融合问题。并针对固液动力巡航飞行器的特点，实现总体设计方案的仿真与验证。

Description

固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统

技术领域

本发明属于飞行仿真领域，具体涉及一种新型固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统。

背景技术

固液动力巡航飞行器是一种新型的巡航飞行器，采用固液火箭发动机作为动力装置，固液火箭发动机安全性高、经济性好，且相对固体火箭发动机可实现推力调节、长时间工作，相对液体火箭发动机其结构简单、使用方便，从技术性、安全性和经济性角度考虑，在新一代巡航动力系统的研制中，固液火箭发动机具有较大的优势。飞行过程中可以通过调节液体氧化剂流量，改变推进剂的燃烧速率，从而实现飞行器的变推力控制；数学仿真作为飞行器设计必不可少的环节，在系统分析和设计阶段可以检验理论设计的正确性与合理性；数学仿真具有经济性、灵活性和仿真模型通用性等特点。随着计算机计算能力和计算速度的大幅度提升，仿真技术越来越受到重视。在新型飞行器设计过程中，需要不断的进行计算数据验证，设计方案的更改和仿真数据的反馈，如此繁琐而冗余的工作不仅浪费时间，而且容易出现错误。为了更快捷简便的进行仿真数据的导入、方案的设计、数据的反馈，一套完整的固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统显得尤为重要。

发明内容

本发明的目的就是为了解决上述问题，设计出了一种固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统。

一种固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统，包括人机交互界面、飞行器仿真模型、数据图形处理系统；

本发明的优点在于：

(1)具备完整的仿真系统，仿真模型以后台形式存在，用户在人机交互界面可以进行所有的操作；

(2)独立的数据存储模块，进行指定数据的存储，并放置指定的路径，从而更为简便的提取反馈数据；

(3)独立的图形显示模块，进行指定图形的显示，并设有二维平面和三维立体显示两种方式，从而更为直观地了解设计结果；

(4)针对固液发动机变推力的特性，设有变推力控制模块,进行飞行过程中的推力大小控制。

附图说明

图1：一种新型固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统的飞行器仿真架构示意图；

图2：一种新型固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统的人机交互界面图；

图3：一种新型固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统的操作流程图；

具体实施方式

下面结合附图对本发明作进一步的说明。

本发明的一种固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统，如图1所示，包括人机交互界面1、飞行器仿真模型2、数据图形处理系统3。

人机交互界面1由用户完成对飞行器仿真模块2仿真前初始化参数的配置，同时进行一些关键的参数地修改；飞行器仿真模块2作为后台程序，根据用户设置的参数，进行仿真解算，解算出用户需要的飞行状态参数；数据图形处理系统3作为终端显示，对飞行器仿真模块2解算出来的飞行状态参数，进行相关的处理，保存用户需要的数据，并直观显示飞行弹道和其他飞行参数。

飞行器仿真模型2是基于MatlabSimulink模块库，采用模块化方法进行设计。飞行器仿真模型2包括时序控制模块201、质量模块202、发动机动力模块203、气动力和气动力矩模块204、飞行器六自由度模块205、飞行控制模块206、导航模块207、环境模块208和动力系数模块209。

时序控制模型201生成模型仿真时序，提供全局仿真时间，为其他各个模块提供精确的时间控制，同时根据弹道规划的要求生成弹道特征点，弹道特征点包括离轨点、启控点、转平点、变推力点、弃控点。生成的特征点输出给飞行控制模块206和发动机动力模块203，使飞行控制模块206在特征点做出不同的程序弹道方程的选择和控制方式的选择，使发动机动力模块203模块进行变推力。

质量模型202模拟飞行器飞行过程中质量、质心和惯性矩的变化。模型输入时序仿真模块201提供的仿真时间，经过质量插值子模块对质量进行插值，生成飞行过程中飞行器的质量。得到的实时质量经过质心和惯性矩插值子模块对质心和惯性矩进行插值，得到实时质心和惯性矩。生成的质量、质心和惯性矩输入到飞行器六自由度模块205和气动力和气动力矩模块204，作为解算气动力矩和六自由度方程的输入参数。

发动机动力模型203仿真固液火箭发动机推力，设有变推力模块，验证发动机的长时间稳定燃烧和变推力的特性，同时模拟真实情况在模型中加入外界压强对发动机性能影响和发动机安装的偏心修正子模块。模型输入时序控制模块201提供的仿真时间，经过推力插值子模块对推力进行插值，生成飞行过程中所需的推力，推力经过偏心修正子模块，进行修正。得到的推力输出给飞行器六自由度模块205，作为解算方程的动力参数。

气动力和气动力矩模型204生成飞行器飞行过程中所受的气动力和力矩，通过内部气动插值模块，验证理论计算的气动参数，反馈到弹体气动布局，模型中加入气动修正子模块，合理接近现实模型。飞行器六自由度模块205输出的三轴角速度、三轴速度、马赫数和动压以及攻角，侧滑角；飞行控制模块206输出的三通道舵偏量作为气动力和气动力矩模型模块204的输入参数，这些参数经过内部气动插值模块，得到气动力和气动力矩，经过气动修正子模块，进行气动力和力矩的修正，修正后的气动力和气动力矩作为飞行器六自由度模块205的输入参数，作为解算方程的气动参数。

六自由度飞行模型205主要进行飞行器六自由度方程的解算，得出飞行状态，包括姿态角、航迹角、空间位置、飞行速度，姿态角速度、飞行过载；由质量模块202输出的质量和惯性矩参数，发动机动力模块203输出的推力参数和气动力和气动力矩模块204输出的气动参数作为输入，进行12个微分方程的解算，并经过坐标系转换到不同的坐标下的飞行状态。解算出的速度、高度作为环境模块208的参数输入，计算的飞行参数(三轴角速度、三轴速度、马赫数和动压以及攻角，侧滑角)又反馈给气动力矩模块204进行气动计算，两者相互耦合计算。

飞行控制模块206主要用来对飞行器飞行过程中姿态和航迹进行控制，生成的舵控信号，经过舵系统模块，获得舵偏量，使飞行器按期望的飞行姿态和弹道飞行。模块可以进行不同控制方案的选择，采用三通道解耦经典PID控制方式结合高度PID控制，达到定高定速巡航目的。由模块205输出的角速度、姿态角和位置作为参数，通过导航模块207中的陀螺仪和角速度计的数学模型，得出量测的角速度和姿态角，作为飞行控制模块206的输入参数，与实时解算期望弹道形成负反馈，进行三通道PID控制，解算出舵偏控制量，生成的舵偏量作为参数传递给气动力和气动力矩模块204进行气动系数解算，再通过舵机的数学模型和舵分配方程，形成最终的舵机角度参数。

导航模块207主要模拟惯性导航组件(陀螺仪、角速度计)的工作特性。该模块作为连接模块206和模块205的中间模块，主要输入参数为205输出的角速度、姿态角，经过模块中的陀螺仪和角速度计的数学模型，获取符合实际的角速度、姿态角，生成的参数作为模块206的输入参数。大气模块主要模拟大气中的空气密度、压强、音速、重力加速度随高度和速度变化的规律以及阵风干扰。模块205实时解算的速度和高度信息作为模块的输入参数，通过模块中的重力加速度子模块、压强，空气密度，音速子模块和阵风模块，计算出当前飞行器飞行状态下的空气密度，压强，音速，重力加速度和阵风参数，输出到模块203，模块204和模块205。

动力系数模块209主要生成控制系统分析的动力系数，分析控制系统的稳态和动态性能。该模块与模块202和模块205相连，202的质量参数和惯性矩参数，205的速度参数和角度参数作为输入参数，通过动力系数方程解算模块，得到所需的动力系数，存储在工作空间中。

人机交互界面1基于MatlabGUI进行设计，采用功能区域化设计方法，人机交互界面1如图1、如图2所示，包括弹道规划区101、控制方案规划区102、环境干扰功能区103、初始参数设置功能区104、仿真控制操作区105和数据图形存储分析区106；

弹道规划区101，由用户输入巡航高度、巡航速度和巡航时间，通过对复选框进行操作，选择相应的方案弹道形式。通过编辑框的消息响应函数覆盖初始化提供的巡航高度、速度和时间。复选框的响应函数生成弹道形式的标志位，飞行控制模块206根据标志位选择对应的弹道形式。

控制方案规划区102，用户根据仿真的需要进行三通道PID控制参数的整定，输入俯仰通道PID控制参数、偏航通道PID控制参数和滚转通道PID参数，通过编辑框的消息响应函数覆盖初始提供的对应的PID参数，复选框的响应函数生成程序弹道控制律的选择标志位，飞行控制模块206根据标志位选择对应的控制律。

环境干扰功能区103，用户根据发射环境的要求，设置是否进行阵风干扰，同时通过选择不同的高度，输入当地的阵风速率，生成当地的阵风插值数组，复选框生成阵风启用标志位作为飞行器仿真模型2中环境模块208的输入。气动修正系数编辑框响应函数将用户设定的修正系数覆盖初始化的修正系数。

初始参数设置功能区104，点击一键初始化按钮，按钮控件响应函数将飞行器初始化参数文件运行，加载到matlab工作空间，完成飞行器仿真模型2全局初始化，初始化参数赋值到各个仿真模块；发射角度、变推力时间、出架速度等参数的修改需点击确认键进行参数覆盖的确认。该功能区的输入参数是由用户根据实际的需要进行调整，所修改的参数，加载到飞行器仿真模型2。

仿真控制操作区105，该区域主要完成模型运行和停止的功能。点击开始按钮，该按钮控件响应函数响应命令，启动飞行器仿真模块2。设定的仿真时间配置到模型仿真时间。

数据图形存储分析区106，该区域主要完成数据存储和图形显示功能。点击存储设置按钮，调出文件保存的路径设置对话框，默认存储文件格式为*.xls，由用户指定存储路径，单击保存按钮，即设置完毕。数据选择中列出所要保存的数据，用户根据需要选择相应的数据进行存储。图形选择二维或者三维，消息响应函数生成显示标志，供图形显示模块进行判断，进行对应图形显示函数的调用。

数据图形存储分析区106，利用Matlab提供的数据、图形处理函数构建，生成指定的Excel数据文件，并存储到指定路径；采用三维立体地形匹配巡航轨迹图，实时显示飞行器飞行弹道。

数据图形处理系统3包括数据存储模块301、图形显示模块302；

数据存储模块301主要由matlab提供的函数编写的数据处理函数，主要对用户指定的参数以Excel形式存储到指定路径，其输入参数主要为飞行器仿真模型2解算出来的飞行状态参数(位置、速度、角速度和角度)。

图形显示模块302主要由matlab提供的函数编写的图形显示函数，分为二维显示和三维显示，主要输入参数为飞行器的位置信息，生成用户直观显示的图形。

具体操作流程如下：

首先进行参数初始化。初始参数设置区设有一键初始化按钮，该按钮不仅可以一键初始化而且拥有激活界面其他控件的功能，在初始化按钮未响应前，其他界面上的控件都处于无效状态，保证仿真模型初始化具有最高优先级。单击初始化按钮后，系统进行初始化，如果初始化失败弹出相应的错误消息。

然后进行飞行器仿真模块2的运行控制。点击仿真操作区的仿真开始按钮，系统就以默认的参数和仿真时间进行仿真。界面设有仿真进度条，显示仿真过程。

仿真结束后，在数据图形存储分析区中选择要存储的数据，具体步骤为：首先设置要保存的文件位置，然后设置文件名称，选择所要保存的数据，最后点击存储按钮，数据便以EXCEL格式保存在设定的位置。

所述的对飞行弹道进行规划，首先在弹道规划区方案弹道的形式复选框选择爬升段、下滑段、平飞段和俯冲段的组合方式，默认形式为爬升段+下滑段+平飞段+俯冲段；然后在巡航高度、巡航速度、巡航时间文本控件设置参数，点击确认按钮，所设的参数覆盖默认参数，飞行仿真模型响应，进行弹道形式的切换。

所述的飞行控制方案进行规划，首先在控制方案规划区进行飞行程序方案的选择，此操作需要在程序俯仰角控制、程序高度控制和程序倾角控制后面的复选框中进行选择，默认为程序俯仰角+程序高度方案，然后设置三通道和高度PID控制参数点击确认按钮，完成参数的重新配置。通常在选择期望的巡航高度和巡航速度之后，需要重新设置发射角度和发动机变推力时间，根据爬升段需要的最终爬升高度，在初始参数设置区修改发射角度、出架速度和变推力时间。

所述的环境干扰区用来设置飞行过程中的阵风的有无，选择不同海拔高度，设置对应的阵风速率大小，生成飞行过程中阵风插值数组，进行阵风干扰。阵风速率的设置只有在选择了有阵风的选项后，才被激活，在此前处于无效状态；根据发射场地的海拔高度，设置相应的初始发射高度；模拟飞行过程的真实气动情况，设置气动修正系数。参数修改后，点击功能区设置的确认和取消按钮，实现参数修改或取消。

最后进行数据存储和图形显示，在数据图形分析区，按照上述数据存储方法进行所需数据的存储，进行图形显示时，首先选择图形显示方式:在二维平面、三维立体复选框选择，然后点击图形显示按钮，调出图形显示模块。数据图形分析区的控件有效期在仿真结束之后，在此之前处于无效状态。

整个仿真过程所产生的响应消息由消息显示框全程记录，仿真结束后，可以选择清除记录或者保存记录,响应消息以TXT格式保存在默认的路径，仿真控制操作区设有帮助文档按钮，弹出界面具体操作步骤的帮助文档。

仿真过程中如出现错误，返回相应的错误消息，并停止系统仿真。

本发明的仿真系统以飞行器仿真模型为主体，作为该系统的后台程序，结合人机交互界面，进行方案弹道的规划设计和控制方案的选取，通过人机交互界面进行系统参数修改，运行仿真模型，验证所设计的方案弹道和控制算法，并调用系统中的数据和图形处理模块进行数据的存储反馈和图形显示。

本发明是基于Matlab和Simulink构建的飞行任务规划仿真系统，以飞行器仿真模型2为主体，开发出相应的人机交互界面1和数据图形处理系统3，三者构成完整的统一系统，实现飞行方案弹道规划的可视化与控制律的设计与仿真，完成巡航飞行器总体设计的验证与仿真工作。

本发明提出一种固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统，系统可以通过一键初始化按钮进行初始化，完成整个系统相关参数的配置，设置飞行器的发射角度、出架速度、变推力时间和飞行器的控制时序，点击开始按钮进行整个系统的仿真，仿真过程中可以通过停止按钮随时停止仿真过程。

本发明提出一种固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统，系统可以通过设置期望的巡航高度、巡航速度、巡航时间和选择方案弹道的形式(爬升-转平-平飞-俯冲、爬升-下滑-转平-平飞-俯冲)，进行多样方案弹道的验证仿真。

本发明提出一种固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统，系统可以通过选择程序俯仰角控制方式、程序高度控制方式、程序倾角控制方式和三者的相互组合方式作为飞行程序控制；可以对俯仰、偏航、滚转三通道PID控制参数和高度PID控制参数的进行相应的调整，以获取满意的方案弹道。

本发明提出一种固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统，系统可以在环境干扰区通过设置阵风、气动修正和发射场地的海拔高度，作为实际飞行过程中环境对飞行器的影响，验证飞行器控制方案的鲁棒性和抗干扰能力。

本发明提出一种固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统，系统可以进行数据存储，生成指定数据EXCLE文件并存储到指定的路径，反馈给总体设计。可以通过设置输出图形的方式(二维平面、三维立体)，直观地显示飞行仿真弹道。

Claims (1)

1.一种固液动力巡航飞行器飞行任务规划仿真系统，包括人机交互界面、飞行器仿真模型、数据图形处理系统；

飞行器仿真模型包括时序控制模块、质量模块、发动机动力模块、气动力和气动力矩模块、飞行器六自由度模块、飞行控制模块、导航模块、环境模块和动力系数模块；

时序控制模块生成模型仿真时序，提供全局仿真时间，为其他各个模块提供精确的时间控制，同时根据弹道规划的要求生成弹道特征点，弹道特征点包括离轨点、启控点、转平点、变推力点、弃控点，生成的特征点输出给飞行控制模块和发动机动力模块，使飞行控制模块在特征点做出不同的程序弹道方程的选择和控制方式的选择，使发动机动力模块进行变推力；

质量模块模拟飞行器飞行过程中质量、质心和惯性矩的变化；质量模块输入为时序控制模块提供的仿真时间，经过质量插值子模块对质量进行插值，生成飞行过程中飞行器的质量，得到的实时质量经过质心和惯性矩插值子模块对质心和惯性矩进行插值，得到实时质心和惯性矩；生成的质量、质心和惯性矩输入到飞行器六自由度模块和气动力和气动力矩模块，作为解算气动力矩和六自由度方程的输入参数；

发动机动力模块仿真固液火箭发动机推力，设有变推力模块，验证发动机的长时间稳定燃烧和变推力的特性，同时模拟真实情况在发动机动力模块中加入外界压强对发动机性能的影响和发动机安装的偏心修正子模块，发动机动力模块输入时序控制模块提供的仿真时间，经过推力插值子模块对推力进行插值，生成飞行过程中所需的推力，推力经过偏心修正子模块，进行修正；得到的推力输出给飞行器六自由度模块，作为解算方程的动力参数；

气动力和气动力矩模块生成飞行器飞行过程中所受的气动力和力矩，通过内部气动插值模块，验证理论计算的气动参数，反馈到弹体气动布局，气动力和气动力矩模块中加入气动修正子模块，合理接近真实飞行状态；飞行控制模块输出的三通道舵偏量作为气动力和气动力矩模块的输入参数，参数经过内部气动插值模块，得到气动力和气动力矩，经过气动修正子模块，进行气动力和力矩的修正，修正后的气动力和气动力矩作为飞行器六自由度模块的输入参数，作为解算方程的气动参数；

飞行器六自由度模块进行飞行器六自由度方程的解算，得出飞行状态，包括姿态角、航迹角、空间位置、飞行速度，姿态角速度、飞行过载；由质量模块输出的质量和惯性矩参数，发动机动力模块输出的推力参数和气动力和气动力矩模块输出的气动参数作为输入，进行微分方程的解算，并经过坐标系转换到不同的坐标下的飞行状态；解算出的速度、高度作为环境模块的参数输入，飞行器六自由度模块输出的飞行参数又反馈给气动力和气动力矩模块进行气动计算，两者相互耦合，飞行参数包括三轴角速度、三轴速度、马赫数和动压以及攻角、侧滑角；

飞行控制模块用来对飞行器飞行过程中姿态和航迹进行控制，生成的舵控信号，经过舵系统模块，获得舵偏量，使飞行器按期望的飞行姿态和弹道飞行；飞行控制模块能够进行不同控制方案的选择，采用三通道解耦经典PID控制方式结合高度PID控制，达到定高定速巡航目的；由飞行器六自由度模块输出的角速度、姿态角和位置作为参数，通过导航模块中的陀螺仪和角速度计的数学模型，得出量测的角速度和姿态角，作为飞行控制模块的输入参数，与实时解算期望弹道形成负反馈，进行三通道PID控制，解算出舵偏控制量，生成的舵偏量作为参数传递给气动力和气动力矩模块进行气动系数解算，再通过舵机的数学模型和舵分配方程，形成最终的舵机角度参数；

导航模块模拟惯性导航组件的工作特性，惯性导航组件包括陀螺仪、角速度计；导航模块作为连接飞行控制模块和飞行器六自由度模块的中间模块，输入参数为飞行器六自由度模块输出的角速度、姿态角，经过导航模块中的陀螺仪和角速度计的数学模型，获取符合实际的角速度、姿态角，生成的参数作为飞行控制模块的输入参数；

环境模块模拟大气中的空气密度、压强、音速、重力加速度随高度和速度变化的规律以及阵风干扰；飞行器六自由度模块实时解算的速度和高度信息作为环境模块的输入参数，通过环境模块中的重力加速度子模块、压强，空气密度，音速子模块和阵风模块，计算出当前飞行器飞行状态下的空气密度，压强，音速，重力加速度和阵风参数，输出到发动机动力模块、气动力和气动力矩模块和飞行器六自由度模块；

动力系数模块生成控制系统分析的动力系数，分析控制系统的稳态和动态性能；动力系数模块与质量模块和飞行器六自由度模块相连，质量模块的质量参数和惯性矩参数，飞行器六自由度模块的速度参数和角度参数作为输入参数，通过动力系数方程解算模块，得到所需的动力系数，存储在工作空间中；

人机交互界面包括弹道规划区、控制方案规划区、环境干扰功能区、初始参数设置功能区、仿真控制操作区和数据图形存储分析区；

弹道规划区，由用户输入巡航高度、巡航速度和巡航时间，通过对复选框进行操作，选择相应的方案弹道形式；通过编辑框的消息响应函数覆盖初始化提供的巡航高度、速度和时间；复选框的响应函数生成弹道形式的标志位，飞行控制模块根据标志位选择对应的弹道形式；

控制方案规划区，用户根据仿真的需要进行三通道PID控制参数的整定，输入俯仰通道PID控制参数、偏航通道PID控制参数和滚转通道PID参数，通过编辑框的消息响应函数覆盖初始提供的对应的PID参数，复选框的响应函数生成程序弹道控制律的选择标志位，飞行控制模块根据标志位选择对应的控制律；

环境干扰功能区，用户根据发射环境的要求，设置是否进行阵风干扰，同时通过选择不同的高度，输入当地的阵风速率，生成当地的阵风插值数组，复选框生成阵风启用标志位作为飞行器仿真模型中环境模块的输入；气动修正系数编辑框响应函数将用户设定的修正系数覆盖初始化的修正系数；

初始参数设置功能区，点击一键初始化按钮，按钮控件响应函数将飞行器初始化参数文件运行，完成飞行器仿真模型全局初始化，初始化参数赋值到各个仿真模块；发射角度、变推力时间、出架速度的修改需点击确认键进行参数覆盖的确认；初始参数设置功能区的输入参数是由用户根据实际的需要进行调整，所修改的参数，加载到飞行器仿真模型；

仿真控制操作区完成飞行器仿真模块运行和停止的功能；点击开始按钮，开始按钮控件响应函数响应命令，启动飞行器仿真模块；设定的仿真时间配置到模型仿真时间；

数据图形存储分析区完成数据存储和图形显示功能，点击存储设置按钮，调出文件保存的路径设置对话框，默认存储文件格式为*.xls，由用户指定存储路径，单击保存按钮，即设置完毕；数据选择中列出所要保存的数据，用户根据需要选择相应的数据进行存储；图形选择二维或者三维，消息响应函数生成显示标志，供图形显示模块进行判断，进行对应图形显示函数的调用；

数据图形存储分析区，生成指定的Excel数据文件，并存储到指定路径；采用三维立体地形匹配巡航轨迹图，实时显示飞行器飞行弹道；

数据图形处理系统包括数据存储模块、图形显示模块；

数据存储模块对用户指定的参数以Excel形式存储到指定路径，其输入参数为飞行器仿真模型解算出来的飞行状态参数，包括位置、速度、角速度和角度；

图形显示模块，分为二维显示和三维显示，主要输入参数为飞行器的位置信息，生成用户直观显示的图形。