CN111125935A - 一种面向临机空间飞行器的仿真系统 - Google Patents

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Abstract

本发明公开了一种面向临机空间飞行器的仿真系统，包括：仿真计算模块、可视化展示模块、数据查询模块和仿真结果评估模块；其中，所述仿真计算模块，用于根据飞行器3D模型，获取气动数据、飞行器自身属性数据、输入飞行条件数据，进行飞行器轨迹的计算、飞行器表面流场的计算、等离子体鞘套下天线辐射特性的计算。该系统采用了低耦合的组织架构，仿真软件不需要太多修改即可集成到该系统中，保证了良好的扩展性和可维护性。通过设计合理的任务调度算法及可靠的数据管理策略，可以最大程度地提高分布式仿真计算的效能、降低仿真数据的冗余。

Description

一种面向临机空间飞行器的仿真系统
技术领域
本发明涉及飞行器仿真技术领域，特别涉及一种面向临机空间飞行器的仿真系统。
背景技术
围绕模拟飞行器由许多的仿真支撑平台、数学模型、人感系统和人机界面等构成，飞行器的模拟仿真是一个典型的多学科技术密集型大系统工程。
临近空间是伴随科学技术的发展在现代战争中开辟出来的一块新战场，是陆、海、空、天、电、网多维一体化战场的重要组成部分，是国家安全体系中的一个重要环节，近年来受到世界各国高度重视。运行在太空范围内的卫星易受干扰、成本高、部署周期长、损失后不易补充，而运行在航空范围的飞行器易受打击、生存能力差、损失后不易恢复。临近空间凭借其独特的环境和物理优势，在临近空间飞行器加入陆、海、空、天、电子与网络空间信息网络后，将在未来空天一体联合作战中扮演至关重要的角色。
临近空间通常指距地面20~100km的空域，介于飞行器最高飞行高度与空间轨道飞行器最低飞行高度之间，临近空间飞行器是指在临近空间区域内飞行并完成攻击、侦察、通信、预警、导航及作战等任务的飞行器，有飞艇、气球、高空长航时无人机、远距离滑翔式遥控飞行器、高超声速飞行器等多种形式。
目前，临近空间的相关仿真软件较多，但碎片化严重，因此，为了研究临近空间飞行器的特性，需要一种灵活的，扩展性强的仿真系统。
发明内容
鉴于上述问题，提供一种至少部分解决上述技术问题的面向临机空间飞行器的仿真系统，具有良好的扩展性和可维护性，可以最大程度地提高分布式仿真计算的效能、降低仿真数据的冗余。
本发明实施例提供一种面向临机空间飞行器的仿真系统，包括：仿真计算模块、可视化展示模块、数据查询模块和仿真结果评估模块；
所述仿真计算模块，用于根据飞行器3D模型，获取气动数据、飞行器自身属性数据、输入飞行条件数据，进行飞行器轨迹的计算、飞行器表面流场的计算、等离子体鞘套下天线辐射特性的计算；
所述可视化展示模块，根据所述仿真计算模块的计算结果、基于OpenGL
函数库对应展示飞行器在预设场景下飞行位置和飞行姿态发生变化时的三维动态变化；所述预设场景包括：近空间场景和太空场景；所述飞行姿态包括：飞行器起飞、匀速飞行、变速飞行、飞行器降落；
所述数据查询模块，用于根据输入的查询关键字，在数据库中遍历查找所述关键字所对应的轨迹任务、流场任务和天线任务仿真数据的查询；
所述仿真结果评估模块，用于单流场仿真结果评估、多流场仿真结果评估、单天线仿真结果评估、多天线仿真结果评估和天线安装窗口评估。
进一步地，所述仿真计算模块包括：任务队列子模块、任务控制子模块和算法封装子模块；
所述任务队列子模块，根据仿真任务由总控制端以任务消息队列的形式提交到软总线，转发到任务控制子模块；
所述任务控制子模块，用于根据仿真任务重要程度来区分任务的计算优先级；
所述算法封装子模块，用于封装轨迹、流场、天线的计算公式，并根据仿真任务选择对应的计算公式。
进一步地，所述可视化展示模块，包括模拟飞行器子模块和三维场景子模块；
所述模拟飞行器子模块，还用于在3DsMax中，根据输入的长度、升阻比、马赫数、实验时间、滑翔距离参数绘制模拟飞行器；
所述三维场景子模块，用于获取世界坐标系的三维物体数据，经三维几何变换、投影变换、裁剪、视口变换、生成屏幕坐标系中的图像显示。
进一步地，所述模拟飞行器子模块，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。
进一步地，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。
进一步地，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；
运动参数模块，用于确定模拟飞行器的姿态角及速度向量与机体轴系的关系；
动力学方程模块，用于将模拟飞行器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，并构建模拟飞行器动力学方程。
进一步地，还包括：用户交互模块，作为仿真系统的GUI，用于仿真任务的输入和仿真过程的控制。
本发明实施例提供的一种面向临机空间飞行器的仿真系统，包括：仿真计算模块、可视化展示模块、数据查询模块和仿真结果评估模块；所述仿真计算模块，用于根据飞行器3D模型，获取气动数据、飞行器自身属性数据、输入飞行条件数据，进行飞行器轨迹的计算、飞行器表面流场的计算、等离子体鞘套下天线辐射特性的计算；所述可视化展示模块，根据所述仿真计算模块的计算结果、基于OpenGL函数库对应展示飞行器在预设场景下飞行位置和飞行姿态发生变化时的三维动态变化；所述预设场景包括：近空间场景和太空场景；所述飞行姿态包括：飞行器起飞、匀速飞行、变速飞行、飞行器降落；所述数据查询模块，用于根据输入的查询关键字，在数据库中遍历查找所述关键字所对应的轨迹任务、流场任务和天线任务仿真数据的查询；所述仿真结果评估模块，用于单流场仿真结果评估、多流场仿真结果评估、单天线仿真结果评估、多天线仿真结果评估和天线安装窗口评估。该系统采用了低耦合的组织架构，仿真软件不需要太多修改即可集成到该系统中，保证了良好的扩展性和可维护性。通过设计合理的任务调度算法及可靠的数据管理策略，可以最大程度地提高分布式仿真计算的效能、降低仿真数据的冗余。
附图说明
图1为本发明实施例提供的面向临机空间飞行器的仿真系统的框图。
图2为本发明实施例提供的仿真计算模块11的框图。
图3为本发明实施例提供的模拟飞行器子模块21的框图。
图4为本发明实施例提供的空气动力模型的框图。
图5为本发明实施例提供的运动方程模型的框图。
图6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。
参照图1所示，本发明实施例提供的面向临机空间飞行器的仿真系统，包括：仿真计算模块1、可视化展示模块2、数据查询模块3和仿真结果评估模块4；
该仿真计算模块1，用于根据飞行器3D模型，获取气动数据、飞行器自身属性数据、输入飞行条件数据，进行飞行器轨迹的计算、飞行器表面流场的计算、等离子体鞘套下天线辐射特性的计算；
高超声速飞行器飞行轨迹仿真主要完成飞行器飞行轨迹的设计和优化功能。通过飞行器 3D 模型、飞行器自身属性参数、飞行器初始飞行条件和所处位置的大气条件等参数的导入，设计出一条合理的飞行轨迹，为后续的流场计算提供数据基础。高超声速飞行器表面流场仿真主要完成飞行轨迹上所取特征点处流场的仿真计算功能。通过飞行器 3D 模型的网格剖分文件和所在点处的流体情况等参数的导入，获得该点处的流场数据文件，该文件中主要包含电子密度、气压、温度等数据，为后续计算提供依据。
等离子体鞘套下天线辐射特性仿真主要完成飞行器机载天线在等离子体鞘套包覆下辐射方向图的仿真计算功能。通过飞行器上天线安装位置、天线仓尺寸以及安装天线的属性参数等的导入，计算出电大尺寸载体下天线波束宽度、幅度、驻波比、轴比和去极化等参数和等离子体鞘套下天线波束宽度、幅度、驻波比、轴比和去极化等参数，为后续的天线安装窗口评估提供依据。
可视化展示模块2，根据所述仿真计算模块的计算结果、基于OpenGL
函数库对应展示飞行器在预设场景下飞行位置和飞行姿态发生变化时的三维动态变化；所述预设场景包括：近空间场景和太空场景；所述飞行姿态包括：飞行器起飞、匀速飞行、变速飞行、飞行器降落；比如等离子体鞘套三维立体展示主要以三维立体展示的方式描绘飞行器在飞行位置和飞行姿态发生变化时，其表面包覆的等离子体鞘套的变化情况。通过飞行轨迹上所取特征点处流场仿真结果的分析计算和 OpenGL 函数库提供的图形支持，真实再现飞行器在飞行过程中等离子体鞘套的物理变化过程，给研究人员带来直观感受。
数据查询模块3，用于根据输入的查询关键字，在数据库中遍历查找所述关键字所对应的轨迹任务、流场任务和天线任务仿真数据的查询；仿真数据查询主要完成在不同查询条件下轨迹任务、流场任务和天线任务仿真数据的查询，查询条件可以为任务创建时间，也可根据仿真类型的不同定制不同查询条件。查询结果应当显示已查找到仿真任务的粗略信息，并为仿真结果查看和评估提供入口。
仿真数据删除主要完成已查找到仿真任务数据的删除，可以对单个任务操作，也可以对多个任务操作。删除操作是一项危险操作，一旦删除便不能恢复，因此在删除前必须和用户进行再三确认。
仿真结果评估模块4，用于单流场仿真结果评估、多流场仿真结果评估、单天线仿真结果评估、多天线仿真结果评估和天线安装窗口评估。比如：单流场仿真结果评估主要完成在给定流场的条件下，电子密度、碰撞频率等参数最大值、最小值所处位置的坐标和等离子体鞘套厚度等参数的评估计算。评估的方式共有两种，一种是按照原先剖分出的网格模型进行分析，另外一种是按照给定飞行器坐标值进行分析。前者需要参照飞行器网格文件中的 Zone 划分，而后者则需要仿真人员给定具体的分析区间，以 X 轴坐标区间为基准。
该系统可采用低耦合的组织架构，仿真软件不需要太多修改即可集成到系统中，保证了良好的扩展性和可维护性。通过设计合理的任务调度算法及可靠的数据管理策略，可以最大程度地提高分布式仿真计算的效能、降低仿真数据的冗余。
进一步地，上述可视化展示模块2，包括模拟飞行器子模块21和三维场景子模块22；
模拟飞行器子模块21，还用于在3DsMax中，根据输入的长度、升阻比、马赫数、实验时间、滑翔距离参数绘制模拟飞行器；
三维场景子模块22，用于获取世界坐标系的三维物体数据，经三维几何变换、投影变换、裁剪、视口变换、生成屏幕坐标系中的图像显示。
本实施例中，根据对临近空间飞行器视景仿真的需求，需要设计飞行过程中的三维立体模型，在环境效果上达到逼真的程度。不同的飞行器有不同的3D 模型，比如选用HTV-2作为临近空间飞行器视景仿真的飞行对象。
高超速飞行器的起飞过程不是一般飞行器的起飞过程，即从地面开始加速直至离地起飞。HTV-2 从火箭上分离后，达到速度为马赫数为 20 的气动飞行。在对飞行器起飞过程的视景仿真 3D 效果制作中，需要仿真出火箭发射的 3D 效果。采用 OpenGL 方法绘制的火箭升空视景仿真画质不高，且程序复杂，尤其针对火箭发射瞬间烟雾的仿真失真较大。本发明实施例，通过研究 3DsMax 的 FumeFX 插件，利用其流体力学的原理仿真模拟出火箭起飞的 3D 效果。
FumeFX 是一款针对流体力学的仿真插件，能够模拟火、烟及爆炸等常见的气体现象，FumeFX 不仅能逼真地模拟出复杂的流体运动，同时可以仿真出实际温度、重力等因素作用下的运动效果。它是建立在模拟真实的流体运动基础上的插件。通过创建 FumeFX 栅格、设置简单源和重力、照明级烟雾浓度等主要参数，可以渲染出火箭起飞时所产生的大量烟雾弥漫的 3D 效果。
经过多次实验，为达到更加细腻的烟雾效果，在火箭起飞的 3D 场景中使用 PF粒子系统对 FumeFx 流体进行驱动，实验发现，PF 粒子数量越大烟雾越细腻，仿真效果越逼真，但 PF 粒子数量设置过大时，仿真时间会越久。由于 FumeFX 对仿真效果的解算十分敏感，在调节各项参数时需要加倍耐心，需要经过多次实验，才能获得较好的 3D 效果。
进一步地，上述仿真计算模块1参照图2所示，包括：任务队列子模块11、任务控制子模块12和算法封装子模块13；
所述任务队列子模块11，根据仿真任务由总控制端以任务消息队列的形式提交到软总线，转发到任务控制子模块12；
所述任务控制子模块12，用于根据仿真任务重要程度来区分任务的计算优先级；
所述算法封装子模块13，用于封装轨迹、流场、天线的计算公式，并根据仿真任务选择对应的计算公式。
进一步地，参照图1所示，该系统还包括：交互模块5，主要面向平台使用人员，是平台的 GUI，包括仿真任务输入、仿真过程控制、仿真结果展示、数据查询展示和仿真结果评估五部分。仿真任务输入界面指引用户负责仿真任务参数的输入；仿真过程控制可以实现用户对仿真过程进行控制，包括任务的开始、暂停、删除等操作；仿真结果展示包含两个部分，一方面完成仿真结果的可视化展示，另一方面，完成平台的虚拟视景展示功能；数据查询展示使用户可以对数据库中的数据进行操作，并将查询到的数据展示给用户；仿真结果评估负责对已完成任务的仿真结果评估，并将评估结果以图形化的仿真展示给用户。
进一步地，模拟飞行器子模块21，参照图3所示，包括：空气动力模型、运动方程模型、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；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，综合考虑飞行器飞行中的全部因素和数据，实时仿真飞行器的姿态、位置、速度和高度等飞行参数，可以复现空中飞行环境；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。
飞行器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。稳定飞行的飞行器具有一定的姿态（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）。由于飞行器的复杂、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、飞行器功率杆、状态杆、飞行器发动机状态（起飞、巡航、爬升、最大连续）等不同条件的组合，人们不能事先将飞行器的各种姿态计算出来作为飞行器的初始条件保存下来供需要时使用。
在一个实施例中，参照图4所示，上述空气动力模型，包括获取模块41、处理模块42和输出模块43；
其中，获取模块41，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42，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43，用于将所述空气动力参数输出。
本实施例中，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 )结合飞行器的气动特性,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, 使用综合法进行全机气动特性数据的最后完善。
在一个实施例中，参照图5所示，上述运动方程模型包括：
坐标系设定模块51，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52，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；
飞行器运动参数模块53，用于确定飞行器的姿态角及速度向量与机体轴系的关系；
飞行器动力学方程模块54，用于将飞行器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，并构建飞行器动力学方程。
其中，坐标系设定模块51，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。作用在飞行器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行器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
Figure 406398DEST_PATH_IMAGE002
（记为
Figure 476510DEST_PATH_IMAGE004
），其中原点
Figure 39079DEST_PATH_IMAGE006
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，
Figure 584329DEST_PATH_IMAGE008
轴指向北，
Figure 181533DEST_PATH_IMAGE010
轴指向东，
Figure 422546DEST_PATH_IMAGE012
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
Figure 472410DEST_PATH_IMAGE014
（记为
Figure 821352DEST_PATH_IMAGE016
）与飞行器固连，原点
Figure 7483DEST_PATH_IMAGE018
在飞行器质心处，
Figure 419397DEST_PATH_IMAGE020
轴沿飞行器纵轴指向前，
Figure 956558DEST_PATH_IMAGE022
轴垂直于飞行器对称面沿
Figure 109190DEST_PATH_IMAGE020
轴看去指向右，
Figure 415407DEST_PATH_IMAGE024
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
Figure 556862DEST_PATH_IMAGE026
（记为
Figure 581318DEST_PATH_IMAGE028
）与气流速度矢量和飞行器机体相联系。其原点
Figure 272063DEST_PATH_IMAGE030
在飞行器质心处，
Figure 698365DEST_PATH_IMAGE032
轴沿气流速度矢量指向前，
Figure 186503DEST_PATH_IMAGE034
轴在飞行器对称面内垂直于气流速度矢量指向下，
Figure 698255DEST_PATH_IMAGE036
轴垂直于
Figure 192691DEST_PATH_IMAGE032
轴和
Figure 207920DEST_PATH_IMAGE034
轴指向右。
（4）航迹坐标系
航迹坐标系
Figure 70221DEST_PATH_IMAGE038
（记为
Figure 803691DEST_PATH_IMAGE040
），原点选在飞行器质心，纵轴
Figure 101817DEST_PATH_IMAGE042
沿飞行器飞行地速矢量V，竖轴
Figure 237132DEST_PATH_IMAGE044
在包含飞行地速矢量 V 的铅垂平面内，指向下方；横轴
Figure 332652DEST_PATH_IMAGE046
垂直于平面
Figure 553418DEST_PATH_IMAGE048
，指向右方。
为方便描述飞行器的空间运动状态，需选择合适坐标系，而坐标系之间的转换是建立飞行器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：
1）地面坐标轴系与航迹坐标轴系的转换，航迹坐标轴系与地面坐标系之间的转换方程为：
Figure 389655DEST_PATH_IMAGE050
和
Figure 379477DEST_PATH_IMAGE052
，其中转换矩阵为：
Figure 634179DEST_PATH_IMAGE054
（1）
2）地面坐标轴系与机体坐标轴系的转换，地面坐标轴系
Figure 342241DEST_PATH_IMAGE004
到机体坐标轴系
Figure 716590DEST_PATH_IMAGE016
的转换矩阵为；
Figure 826498DEST_PATH_IMAGE056
（2）
地面坐标轴系与机体坐标轴系之间的转换满足方程
Figure 263820DEST_PATH_IMAGE058
和
Figure 459178DEST_PATH_IMAGE060
；
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
Figure 637218DEST_PATH_IMAGE062
和
Figure 601632DEST_PATH_IMAGE064
，其中转换矩阵为：
Figure 272172DEST_PATH_IMAGE066
（3）
4）机体坐标轴系与速度坐标轴系的转换，由机体坐标轴系
Figure 626930DEST_PATH_IMAGE016
到速度坐标轴
Figure 608662DEST_PATH_IMAGE028
的转换矩阵为：
Figure 427582DEST_PATH_IMAGE068
（4）
机体坐标轴系与速度坐标轴系之间的转换方程为
Figure 206707DEST_PATH_IMAGE070
和
Figure 376657DEST_PATH_IMAGE072
。
在一个实施例中，飞行器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，飞行器的动力学方程的向量形式为：
Figure 896500DEST_PATH_IMAGE074
（5）
Figure 569927DEST_PATH_IMAGE076
（6）
式中：
F表示作用在飞行器上的所有外力的和；m表示飞行器质量；V表示飞行器的质心的速度；M表示外力矩的和；H表示动量矩。
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
Figure 797251DEST_PATH_IMAGE078
，
Figure 188918DEST_PATH_IMAGE080
，
Figure 512452DEST_PATH_IMAGE082
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
Figure 230265DEST_PATH_IMAGE078
，
Figure 426891DEST_PATH_IMAGE080
，
Figure 305855DEST_PATH_IMAGE082
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：
Figure 167500DEST_PATH_IMAGE084
（10）
Figure 815519DEST_PATH_IMAGE086
（11）
上述两个方程构成了飞行器运动力学方程组。
若将总空气动力
Figure 372927DEST_PATH_IMAGE088
和发动机推力 T 向机体坐标轴系内分解为（
Figure 473607DEST_PATH_IMAGE090
，
Figure 138944DEST_PATH_IMAGE092
，
Figure 907048DEST_PATH_IMAGE094
），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：
Figure 556729DEST_PATH_IMAGE096
（12）
整理式（11）可以得到下列力矩方程组：
Figure 410284DEST_PATH_IMAGE098
（13）
式中，
Figure 613733DEST_PATH_IMAGE100
Figure 227555DEST_PATH_IMAGE102
为绕 x 轴的转动惯量，
Figure 858256DEST_PATH_IMAGE104
绕 y 轴的转动惯量，
Figure 199108DEST_PATH_IMAGE106
绕 z 轴的转动惯量，
Figure 206247DEST_PATH_IMAGE108
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
Figure 686294DEST_PATH_IMAGE110
与机体坐标轴系的三个角速度分量（p，q，r）之间的关系式：
Figure 753476DEST_PATH_IMAGE112
（14）
或者写成运动方程组
Figure 316045DEST_PATH_IMAGE114
（15）
动力学方程组为力和力矩的方程，不能得到飞行器与地面固定坐标系间的关系。如果要求飞行器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：
Figure 861295DEST_PATH_IMAGE116
（16）
由上述可以知道作用在飞行器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
Figure 461429DEST_PATH_IMAGE118
,
Figure 371616DEST_PATH_IMAGE120
,
Figure 421480DEST_PATH_IMAGE122
;
Figure 770422DEST_PATH_IMAGE124
,
Figure 225062DEST_PATH_IMAGE126
,
Figure 634046DEST_PATH_IMAGE128
;
Figure 171207DEST_PATH_IMAGE130
,
Figure 58260DEST_PATH_IMAGE132
,
Figure 379125DEST_PATH_IMAGE134
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
Figure 959011DEST_PATH_IMAGE078
，
Figure 983468DEST_PATH_IMAGE080
，
Figure 674212DEST_PATH_IMAGE082
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：
Figure 837865DEST_PATH_IMAGE136
（18）
其中：
Figure 588652DEST_PATH_IMAGE138
（19）
Figure 100405DEST_PATH_IMAGE140
（20）
Figure 329261DEST_PATH_IMAGE142
（21）
式中：
Figure 612999DEST_PATH_IMAGE144
，
Figure 597004DEST_PATH_IMAGE146
表示发动机的偏置角；D表示阻力；L表示升力；Y表示测力。
在一个实施例中，飞行器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
Figure 330474DEST_PATH_IMAGE148
，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
Figure 628600DEST_PATH_IMAGE148
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
Figure 766845DEST_PATH_IMAGE150
=cos
Figure 859435DEST_PATH_IMAGE152
，
现令
Figure 17884DEST_PATH_IMAGE154
（22）
来构成四元数。
因此，原始的四参数𝛼，
Figure 588542DEST_PATH_IMAGE156
，
Figure 835154DEST_PATH_IMAGE158
，
Figure 98645DEST_PATH_IMAGE160
就变成了一组“四元数”参数
Figure 806707DEST_PATH_IMAGE162
，
Figure 181056DEST_PATH_IMAGE164
，
Figure 293894DEST_PATH_IMAGE166
，
Figure 728286DEST_PATH_IMAGE168
，这4个参数之间存在范化条件
Figure 923644DEST_PATH_IMAGE170
。
坐标系Oxyz 和
Figure 101684DEST_PATH_IMAGE148
之间的变换矩阵可以写为
Figure 69028DEST_PATH_IMAGE172
（23）
机体角速度与四元数速度之间的关系式：
Figure 674322DEST_PATH_IMAGE174
（24）
这四个元素能够完整表示坐标系Oxyz 和
Figure 91396DEST_PATH_IMAGE148
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
Figure 73128DEST_PATH_IMAGE162
，
Figure 894978DEST_PATH_IMAGE164
，
Figure 671173DEST_PATH_IMAGE166
，
Figure 841123DEST_PATH_IMAGE168
。
地面坐标系
Figure 360966DEST_PATH_IMAGE002
分别绕 z 轴、 y 轴、 x 轴转过偏航角ψ、俯仰角θ、滚转角φ之后，与机体坐标系
Figure 49041DEST_PATH_IMAGE014
重合。可以得出飞行器姿态角与四元数之间的关系：
Figure 261717DEST_PATH_IMAGE176
（25）
其中，sgn[2(e1e2+ e0e3)]、sgn[2(e2e3+ e0e1)]表示ψ，φ的数值符号分别跟2(e1e2+e0e3)、2(e2e3+ e0e1)的数值符号相同。当飞行器姿态角ψ，θ，ϕ已知时，可由下式求解姿态四元数
Figure 653384DEST_PATH_IMAGE178
（26）
利用四元数法进行飞行器姿态角的求解过程参见图6所示。

Claims (7)

1.一种面向临机空间飞行器的仿真系统，其特征在于，包括：仿真计算模块、可视化展示模块、数据查询模块和仿真结果评估模块；
所述仿真计算模块，用于根据飞行器3D模型，获取气动数据、飞行器自身属性数据、输入飞行条件数据，进行飞行器轨迹的计算、飞行器表面流场的计算、等离子体鞘套下天线辐射特性的计算；
所述可视化展示模块，根据所述仿真计算模块的计算结果、基于OpenGL函数库对应展示飞行器在预设场景下飞行位置和飞行姿态发生变化时的三维动态变化；所述预设场景包括：近空间场景和太空场景；所述飞行姿态包括：飞行器起飞、匀速飞行、变速飞行、飞行器降落；
所述数据查询模块，用于根据输入的查询关键字，在数据库中遍历查找所述关键字所对应的轨迹任务、流场任务和天线任务仿真数据的查询；
所述仿真结果评估模块，用于单流场仿真结果评估、多流场仿真结果评估、单天线仿真结果评估、多天线仿真结果评估和天线安装窗口评估。
2.如权利要求1所述的一种面向临机空间飞行器的仿真系统，其特征在于，所述仿真计算模块包括：任务队列子模块、任务控制子模块和算法封装子模块；
所述任务队列子模块，根据仿真任务由总控制端以任务消息队列的形式提交到软总线，转发到任务控制子模块；
所述任务控制子模块，用于根据仿真任务重要程度来区分任务的计算优先级；
所述算法封装子模块，用于封装轨迹、流场、天线的计算公式，并根据仿真任务选择对应的计算公式。
3.如权利要求1所述的一种面向临机空间飞行器的仿真系统，其特征在于，所述可视化展示模块，包括模拟飞行器子模块和三维场景子模块；
所述模拟飞行器子模块，还用于在3DsMax中，根据输入的长度、升阻比、马赫数、实验时间、滑翔距离参数绘制模拟飞行器；
所述三维场景子模块，用于获取世界坐标系的三维物体数据，经三维几何变换、投影变换、裁剪、视口变换、生成屏幕坐标系中的图像显示。
4.如权利要求3所述的一种面向临机空间飞行器的仿真系统，其特征在于，所述模拟飞行器子模块，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。
5.如权利要求4所述的一种面向临机空间飞行器的仿真系统，其特征在于，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。
6.如权利要求4所述的一种面向临机空间飞行器的仿真系统，其特征在于，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；
运动参数模块，用于确定模拟飞行器的姿态角及速度向量与机体轴系的关系；
动力学方程模块，用于将模拟飞行器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，并构建模拟飞行器动力学方程。
7.如权利要求1所述的一种面向临机空间飞行器的仿真系统，其特征在于，还包括：用户交互模块，作为仿真系统的GUI，用于仿真任务的输入和仿真过程的控制。
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