CN110471313B

CN110471313B - 一种模拟飞行器的飞行仿真分系统

Info

Publication number: CN110471313B
Application number: CN201910792101.XA
Authority: CN
Inventors: 梁琳; 冯凌志; 王艳军; 骆建邦; 徐佳晙; 孙利炜; 林峤岳
Original assignee: Cntech Co ltd
Current assignee: Cntech Co ltd
Priority date: 2019-08-26
Filing date: 2019-08-26
Publication date: 2022-07-22
Anticipated expiration: 2039-08-26
Also published as: CN110471313A

Abstract

本发明公开了一种模拟飞行器的飞行仿真分系统，包括：空气动力模型、运动方程模型、起落架模型、操纵系统模型、燃油系统模型、推进系统模型和大气环境模型。该仿真分系统综合考虑飞机飞行中的全部因素和数据，实时仿真飞机的姿态、位置、速度和高度等飞行参数，可以复现空中飞行环境，更有利于辅助飞行员进行起飞、着陆、爬升、转弯、机动飞行等训练；输出的仿真目标更准确；进一步地，还可以将这些飞行参数传送到其他分系统，作为其他分系统的驱动指令和运算输入参数。

Description

一种模拟飞行器的飞行仿真分系统

技术领域

本发明涉及飞行器测试技术领域，特别涉及一种模拟飞行器的飞行仿真分系统。

背景技术

模拟飞行器是一个典型的多学科技术密集型大系统工程，由仿真支撑平台、数学模型、人感系统和人机界面等构成。其中，仿真计算机管理仿真支撑平台和运行数学模型；它们的对象分别是飞行员、教员和维护工程师。飞行员通过模拟驾驶舱操纵所模拟的飞机并得到视觉、听觉、动感和力感效果，教员通过教员台实现对飞行训练的控制并借助视景、运动、操纵和音响的相关信息监视飞行状态。维护工程师通过它对模拟机进行故障诊断及维修。以上各系统和人机界面的功能通过仿真支撑平台实现实时数据计算和交换。但目前仿真的功能还不够完善，考虑的因素不够完善，飞行仿真分系统还有待改进的空间。

因此，为了输出更精准的仿真目标，有助于教学，如何提供一种新的仿真分系统，是同行业从业人员亟待解决的问题。

发明内容

本发明的目的则是克服了现有技术中，仿真的功能还不够完善的技术问题，提供一种模拟飞行器的飞行仿真分系统。

本发明实施例提供一种模拟飞行器的飞行仿真分系统，包括：空气动力模型、运动方程模型、起落架模型、操纵系统模型、燃油系统模型、推进系统模型和大气环境模型；

所述空气动力模型获取气动数据、操作系统模型的输出数据及运动方程模型输出的飞行参数，并输出空气动力参数；

所述起落架模型根据跑道条件、转向、刹车参数，输出起落架参数；

所述大气环境模型获取紊流风切变、标准大气、结冰、雨雪雾参数，输出环境参数；

所述燃油系统模型根据燃油质量特性参数，输出燃油参数；

所述运动方程模型获取所述空气动力参数、起落架参数、环境参数、燃油参数及推进系统模型的输出参数，计算处理后输出仿真飞行参数。

在一个实施例中，所述空气动力模型，包括获取模块、处理模块和输出模块；

所述获取模块，用于获取气动数据、操作系统模型的输出数据及运动方程模型输出的飞行参数；

所述处理模块，用于对所述获取模块获取的数据进行预处理，生成空气动力参数；所述预处理包括：平滑、滤波、兼容性检验及数据重构；

所述输出模块，用于将所述空气动力参数输出。

在一个实施例中，所述运动方程模型包括：

坐标系设定模块，用于根据飞行器在大气中高速飞行时，其上作用着重力、发动机的推力以及空气动力和气动力矩，设定地面坐标系、机体坐标系、气流坐标系、航迹坐标系和速度坐标系；

坐标系转换模块，用于所述地面坐标系、机体坐标系和气流坐标系之间的数据转换；

飞机运动参数模块，用于确定飞机的姿态角及速度向量与机体轴系的关系；

飞机动力学方程模块，用于将飞机在空中运动分解为质心的空间运动和绕质心的定点转动两部分，并构建飞机动力学方程。

在一个实施例中，所述坐标系转换模块，具体用于：

1)地面坐标轴系与航迹坐标轴系的转换，航迹坐标轴系S_p-O_px_py_pz_p与地面坐标系S_g-O_gx_gy_gz_g之间的转换方程为：

和

其中转换矩阵为：

2)地面坐标轴系与机体坐标轴系的转换，地面坐标轴系S_g到机体坐标轴系S_b的转换矩阵为；

地面坐标轴系与机体坐标轴系之间的转换满足方程X_b＝S_θψφX_g和

3)地面坐标轴系与气流坐标轴系的转换，地面坐标轴系与气流坐标轴系的转换方程为

和

其中转换矩阵为：

4)机体坐标轴系与速度坐标轴系的转换，由机体坐标轴系S_b到速度坐标轴S_a的转换矩阵为：

机体坐标轴系与速度坐标轴系之间的转换方程为X_a＝S_αβX_b和

在一个实施例中，所述飞机动力学方程模块中飞机动力学方程的向量形式为：

式中：

F表示作用在飞机上的所有外力的和；m表示飞机质量；V表示飞机的质心的速度；M表示外力矩的和；H表示动量矩。

在一个实施例中，所述飞机动力学方程模块中动力方程组为：

外力F在机体坐标系三个坐标轴上的分量由式(18)表示：

其中，R_x，R_y，R_z；G_x，G_y，G_z；T_x，T_y，T_z；分别为空气动力、重力、发动机推力在机体坐标系三个坐标轴O_x，O_y，O_z上的分量；

式中：α_T，β_T表示发动机的偏置角；D表示阻力；L表示升力；Y表示测力。

本发明实施例提供的一种模拟飞行器的飞行仿真分系统，包括：空气动力模型、运动方程模型、起落架模型、操纵系统模型、燃油系统模型、推进系统模型和大气环境模型。该仿真分系统综合考虑飞机飞行中的全部因素和数据，实时仿真飞机的姿态、位置、速度和高度等飞行参数，可以复现空中飞行环境，更有利于辅助飞行员进行起飞、着陆、爬升、转弯、机动飞行等训练；输出的仿真目标更准确；进一步地，还可以将这些飞行参数传送到其他分系统，作为其他分系统的驱动指令和运算输入参数。

本发明的其它特征和优点将在随后的说明书中阐述，并且，部分地从说明书中变得显而易见，或者通过实施本发明而了解。本发明的目的和其他优点可通过在所写的说明书、权利要求书、以及附图中所特别指出的结构来实现和获得。

下面通过附图和实施例，对本发明的技术方案做进一步的详细描述。

附图说明

附图用来提供对本发明的进一步理解，并且构成说明书的一部分，与本发明的实施例一起用于解释本发明，并不构成对本发明的限制。在附图中：

图1为本发明实施例提供的模拟飞行器的飞行仿真分系统的框图。

图2为本发明实施例提供的模拟飞行器的飞行仿真分系统的交互框图。

图3为本发明实施例提供的空气动力模型的框图。

图4为本发明实施例提供的运动方程模型的框图。

图5为本发明实施例提供的四元数法计算流程图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。

参照图1-2所示，本发明实施例提供的模拟飞行器的飞行仿真分系统，包括：空气动力模型、运动方程模型、起落架模型、操纵系统模型、燃油系统模型、推进系统模型和大气环境模型；

其中：上述空气动力模型获取气动数据、操作系统模型的输出数据及运动方程模型输出的飞行参数，并输出空气动力参数；起落架模型根据跑道条件、转向、刹车参数，输出起落架参数；

大气环境模型获取紊流风切变、标准大气、结冰、雨雪雾参数，输出环境参数；燃油系统模型根据燃油质量特性参数，输出燃油参数；

运动方程模型获取所述空气动力参数、起落架参数、环境参数、燃油参数及推进系统模型的输出参数，计算处理后输出仿真飞行参数。

本实施例中，该仿真分系统综合考虑飞机飞行中的全部因素和数据，实时仿真飞机的姿态、位置、速度和高度等飞行参数，可以复现空中飞行环境，更有利于辅助飞行员进行起飞、着陆、爬升、转弯、机动飞行等训练；输出的仿真目标更准确；进一步地，还可以将这些飞行参数传送到其他分系统，作为其他分系统的驱动指令和运算输入参数。

在具体实施时，比如可采用建模工具ADMIRE，一个面向对象的图形建模工具软件，它包括一个仿真模块库和一个设备、功能块图符库，模块库中的模块与图符库中的图符具有严格的一一对应关系，所有模块之间(包括同一设备的静态模块、动态模块和调试模块之间，不同设备的模块之间)的信息交换均通过数据库来完成。

飞机的稳定状态飞行包括稳定水平飞行，稳定转弯飞行、稳定的拉升、稳定滚转等。稳定飞行的飞机具有一定的姿态(飞行速度、推力、迎角、侧滑角、俯仰角、滚转角、航向角等)和一定的控制变量(副翼、水平舵、方向舵)。由于飞机的复杂、耦合的空气动力学数据，这些状态的确定是不可能通过理论分析计算得出的。且由于大气条件、飞机功率杆、状态杆、飞机发动机状态(起飞、巡航、爬升、最大连续)等不同条件的组合，人们不能事先将飞机的各种姿态计算出来作为飞机的初始条件保存下来供需要时使用。况且飞机的状态并不唯一，譬如在某一功率杆的稳定水平飞行，飞机可以在两种不同的水平飞行速度和迎角下飞行。飞机的初始化过程的配平程序就是通过求解非线性状态方程，确定飞机姿态和控制变量以满足稳定飞行的条件(飞机加速度为零、迎角、侧滑角变化率为零，无滚转、无俯仰、无偏航等)。

在一个实施例中，参照图3所示，上述空气动力模型，包括获取模块31、处理模块32和输出模块33；

其中，获取模块31，用于获取气动数据、操作系统模型的输出数据及运动方程模型输出的飞行参数；

处理模块32，用于对所述获取模块获取的数据进行预处理，生成空气动力参数；所述预处理包括：平滑、滤波、兼容性检验及数据重构；

输出模块33，用于将所述空气动力参数输出。

本实施例中，飞机的气动特性数据是飞行空气动力模型的基础,其精确性将直接影响飞行空气动力模型的准确度,从而影响飞行仿真的结果。因此,合理、有效的处理气动特性数据是一项关键工作。比如进行平滑、滤波、兼容性检验及数据重构。

具体来说,数据处理的方法分解为以下步骤:(l)制定飞行仿真软件系统程序开发使用的数据格式和使用要求；(2)对现有气动数据特性进行分块规划并录入到表格中；(3)按照程序开发所需的数据使用要求和格式,利用M alt ab软件对现有数据按要求进行插值规整,并绘出其气动特性曲线；(4)结合飞机的气动特性,使用归纳的方法,对比分析规整前后的气动特性数据并修正；(5)对残的气动特性数据,比如失速,尾旋等,通过演绎的方法,结合空气动力学,飞行力学和飞行控制系统等知识,在现有的数据上进行处理；(6)在系统集成阶段,结合飞行员的试飞,使用综合法进行全机气动特性数据的最后完善。

一般情况下，由于飞机均是在大气层内飞行，其飞行高度有限，因此为了简化所研究的问题的复杂性，有必要进行下列的合理假设：

(1)假设飞行器为理想刚体，且短时间内质量和惯性矩不变；

(2)假设空气相对于地球是静止的；

(3)假设大地是平面的；

(4)假设重力加速度不随飞行高度而变化。

在一个实施例中，参照图4所示，上述运动方程模型包括：

坐标系设定模块41，用于根据飞行器在大气中高速飞行时，其上作用着重力、发动机的推力以及空气动力和气动力矩，设定地面坐标系、机体坐标系、气流坐标系、航迹坐标系和速度坐标系；

坐标系转换模块42，用于所述地面坐标系、机体坐标系和气流坐标系之间的数据转换；

飞机运动参数模块43，用于确定飞机的姿态角及速度向量与机体轴系的关系；

飞机动力学方程模块44，用于将飞机在空中运动分解为质心的空间运动和绕质心的定点转动两部分，并构建飞机动力学方程。

其中，坐标系设定模块41，包括如下：

当飞行器在大气中高速飞行时，其上作用着重力、发动机的推力以及空气动力和气动力矩。作用在飞机上的这些力和力矩产生的原因是各不相同的，因此选择合适的坐标系来描述飞机的空间运动状态是很重要的。本实施例使用的坐标系均为右手坐标系，主要用到地面坐标系、机体坐标系、气流坐标系、航迹坐标系，下面就坐标系作如下定义

(1)地面坐标系

本文采用平面的地面坐标系O_gx_gy_gz_g(记为S_g)，其中原点O_g为海平面上某点，简化为飞行器初始位置在海平面上的投影，x_g轴指向北，y_g轴指向东，z_g轴垂直向下。可将地面坐标系作为导航坐标系。

(2)机体坐标系

机体坐标系O_bx_by_bz_b(记为S_b)与飞行器固连，原点O_b在飞行器质心处，x_b轴沿飞行器纵轴指向前，y_b轴垂直于飞行器对称面沿x_b轴看去指向右，z_b轴在飞行器对称面内垂直于纵轴指向下。

(3)气流坐标系

气流坐标系O_ax_ay_az_a(记为S_a)与气流速度矢量和飞行器机体相联系。其原点O_a在飞行器质心处，x_a轴沿气流速度矢量指向前，z_a轴在飞行器对称面内垂直于气流速度矢量指向下，y_a轴垂直于x_a轴和z_a轴指向右。

(4)航迹坐标系

航迹坐标系O_hx_hy_hz_h(记为S_h)，原点选在飞机质心，纵轴x_h沿飞机飞行地速矢量V，竖轴z_h在包含飞行地速矢量V的铅垂平面内，指向下方；横轴y_h垂直于平面O_hx_hz_h，指向右方。

为方便描述飞机的空间运动状态，需选择合适坐标系，而坐标系之间的转换是建立飞机运动方程不可缺少的重要环节。坐标系转换模块42，这里对于各个坐标系间的转换进行说明：

和

其中转换矩阵为：

和

其中转换矩阵为：

在一个实施例中，飞机在空中的一般运动可分解为质心的空间运动和绕质心的定点转动两部分，飞机的动力学方程的向量形式为：

式中：

假设X，Y，Z；u，v，w；p，q，r分别为F，V，ω在机体坐标系三个坐标轴O_x，O_v，O_z上的分量，那么：

F＝Xi+Yj+Zk (7)

V＝ui+vj+wk (8)

ω＝pi+qj+rk (9)

式中：ω表示质心转动的总的角速度；i，j，k表示O_x，O_y，O_z轴上的单位矢量；把式(7)-式(9)代入到式(5)，根据机体坐标系中绝对导数表达法，可得到外力F在三个坐标轴上的分量。根据动量矩的计算方法，再仿照线性运动方程的推导，可以得到角运动方程的表达式，分别为方程(10)和方程(11)。

即：

上述两个方程构成了飞机运动力学方程组。

若将总空气动力R_∑和发动机推力T向机体坐标轴系内分解为(F_x，F_y，F_z)，再利用重力在机体坐标轴系内的分解，可将式(10)写成下列的力方程组：

整理式(11)可以得到下列力矩方程组：

式中，

I_x为绕x轴的转动惯量，I_y绕y轴的转动惯量，I_z绕z轴的转动惯量，I_xz为惯性积。

由机体坐标轴系与地面坐标轴系之间的关系可以得到姿态角速率

与机体坐标轴系的三个角速度分量(p，q，r)之间的关系式：

或者写成运动方程组

动力学方程组为力和力矩的方程，不能得到飞机与地面固定坐标系间的关系。如果要求飞机相对于地面固定坐标系的方位和飞行轨迹，需要利用坐标系转换关系补充动力学模型即：

由上述可以知道作用在飞机上的所有外力是由重力、发动机的推力和空气动力的合力即：

F＝G+T+R (17)

假设R_x，R_y，R_z；G_x，G_y，G_z；T_x，T_y，T_z分别为空气动力，重力，发动机推力在机体坐标系三个坐标轴O_x，O_y，O_z上的分量，那么由式(17)可以得到外力F在机体坐标系三个坐标轴上的分量的另一种表达方式，可以用式(18)表示：

其中：

在一个实施例中，飞机姿态角的计算选用四元数法；

该方法利用四个参数作为姿态角求解的过渡变量，对于任何两个坐标系Oxyz和Ox₀y₀z₀，一定能够找到一个空间固定旋转轴OR和一个角度α，使得坐标系Oxyz绕轴OR转过角度α后与坐标系Ox₀y_oz₀重合(或坐标轴平行)。设轴OR与轴x、y、z之间的夹角分别为而轴OR的方向余弦为p_i＝cosβ_f，

现令

来构成四元数。

因此，原始的四参数α，β₁，β₂，β₃就变成了一组“四元数”参数e₀，e₁，e₂，e₃，这4个参数之间存在范化条件

坐标系Oxyz和Ox₀y₀z₀之间的变换矩阵可以写为

机体角速度与四元数速度之间的关系式：

这四个元素能够完整表示坐标系Oxyz和Ox₀y_oz₀的关系。在已知机体角速度的情况下，通过积分可以求得四元数e₀，e₁，e₂，e₃。

地面坐标系O_gx_gy_gz_g分别绕z轴、y轴、x轴转过偏航角中、俯仰角θ、滚转角φ之后，与机体坐标系O_bx_by_bz_b重合。可以得出飞机姿态角与四元数之间的关系：

其中，sgn[2(e₁e₂+e₀e₃)]、sgn[2(e₂e₃+e₀e₁)]表示ψ，

的数值符号分别跟2(e₁e₂+e₀e₃)、2(e₂e₃+e_oe₁)的数值符号相同。当飞机姿态角ψ，θ，φ已知时，可由下式求解姿态四元数

利用四元数法进行飞机姿态角的求解过程参见图5所示。

显然，本领域的技术人员可以对本发明进行各种改动和变型而不脱离本发明的精神和范围。这样，倘若本发明的这些修改和变型属于本发明权利要求及其等同技术的范围之内，则本发明也意图包含这些改动和变型在内。