CN111785129B - 一种六自由度持续载荷模拟器过载模拟控制方法 - Google Patents

一种六自由度持续载荷模拟器过载模拟控制方法 Download PDF

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CN111785129B CN202010733468.7A CN202010733468A CN111785129B CN 111785129 B CN111785129 B CN 111785129B CN 202010733468 A CN202010733468 A CN 202010733468A CN 111785129 B CN111785129 B CN 111785129B
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    • G09B9/16—Ambient or aircraft conditions simulated or indicated by instrument or alarm
    • G09B9/20—Simulation or indication of aircraft attitude

Abstract

本发明公开了一种六自由度持续载荷模拟器过载模拟控制方法，包括以下步骤：步骤一、获得六自由度持续载荷模拟器操纵系统的操作指令；步骤二、通过飞行仿真，获取实际飞行飞机的6个自由度运动参数，即3个线加速度物理量：Gxa、Gya、Gza，依次为前后、左右、头足方向过载；3个角速度物理量：Pa、Qa、Ra，依次为滚转、俯仰、偏航方向角速度；步骤三、计算大臂绕主轴转动的角速度
Figure DDA0002604154410000011
和角加速度
Figure DDA0002604154410000012
等。本发明通过上述一种六自由度持续载荷模拟器过载模拟控制方法的各个步骤，充分发挥垂直自由度和半径自由度的作用，在线加速度与实际飞行一致的基础之上，减少不必要的角运动，提高战斗机飞行动作模拟的逼真度。

Description

一种六自由度持续载荷模拟器过载模拟控制方法
技术领域
本发明属于飞行模拟器技术领域，具体涉及一种六自由度持续载荷模拟器过载模拟控制方法。
背景技术
随着计算机与模拟技术的发展，飞行模拟训练受到越来越多的重视，成为提高飞行员飞行技能、确保训练安全、缩短训练周期、节约训练成本的有效途径。飞行模拟训练装置即模拟飞机执行飞行任务时的飞行状态、飞行环境和飞行条件，给飞行员提供相似的操纵负荷、视觉、听觉、运动感觉的装置，其中运动感觉由训练装置的运动平台提供。随着高性能战斗机的发展，飞行员将承受持续的高G值加速度，如第三代战斗机最大G值可以达到9g，作用时间45s，增长率达到10g/s。持续性的高加速度会诱发飞行员出现G值引起的意识丧失、持续载荷等问题，严重影响飞行员对战斗机的操控，对飞行员的安全也造成威胁。
对于上述影响,可采用高性能战斗机模拟来进行模拟,高性能战斗机模拟训练所需的持续性高G值加速度载荷通常利用转臂快速旋转产生的离心加速度实现，可在地面以较低的代价和更安全的方式对飞行员进行训练，提高战斗机飞行员在持续高过载环境下的战斗技能。
现有技术中存在具有六个自由度的持续载荷模拟器(简称模拟器)，从安装基座到座舱依次是主轴、半径运动框、垂直运动框、滚转轴、俯仰轴、偏航轴，通过转臂绕主轴的快速旋转运动实现持续性的高G值加速度，通过半径运动框实现转动半径的改变，通过垂直运动框实现垂直方向的加速度，通过滚转轴、俯仰轴、偏航轴的协调运动，调整加速度矢量相对于座舱的方向，实现离心机座舱中飞行员持续性过载的精确模拟。
但是,四自由度持续载荷模拟器即可实现过载的精确模拟，六自由度持续载荷模拟器相对于四自由度持续载荷模拟器增加了垂直运动框和半径运动框，从而增加了垂直自由度和半径自由度的控制，目前尚缺乏充分利用垂直自由度和半径自由度的过载模拟控制方法。
发明内容
本发明目的在于提供一种六自由度持续载荷模拟器过载模拟控制方法，用于解决上述现有技术中存在的技术问题之一，如：现有技术中，四自由度持续载荷模拟器即可实现过载的精确模拟，六自由度持续载荷模拟器相对于四自由度持续载荷模拟器增加了垂直运动框和半径运动框，从而增加了垂直自由度和半径自由度的控制，目前尚缺乏充分利用垂直自由度和半径自由度的过载模拟控制方法。
为实现上述目的，本发明的技术方案是：
一种六自由度持续载荷模拟器过载模拟控制方法，包括以下步骤：
步骤一、获得六自由度持续载荷模拟器操纵系统的操作指令；
步骤二、通过飞行仿真，获取实际飞行飞机的6个自由度运动参数，即3个线加速度物理量：Gxa、Gya、Gza，依次为前后、左右、头足方向过载；3个角速度物理量：Pa、Qa、Ra，依次为滚转、俯仰、偏航方向角速度；
步骤三、计算大臂绕主轴转动的角速度
Figure BDA0002604154390000021
和角加速度
Figure BDA0002604154390000022
步骤四、根据实际飞行的偏航角运动，求解偏航轴的转动角度；
步骤五、根据偏航轴的转动角度，求解实际飞行相对俯仰框坐标系的3个线加速度分量(3Gxa,3Gya,3Gza)；
Figure BDA0002604154390000023
步骤六、获得滚转轴的转动角度q2；
步骤七、计算垂直运动框的运动状态；
步骤八、获得俯仰轴的转动角度q3；
步骤九、计算半径运动框的运动状态；
步骤十、将主轴的转动角速度
Figure BDA0002604154390000024
和转动角加速度
Figure BDA0002604154390000025
及滚转轴的转动角度q2、俯仰轴的转动角度q3、偏航轴的转动角度q4、垂直运动框的加速度
Figure BDA0002604154390000026
半径运动框的加速度
Figure BDA0002604154390000027
发送给六自由度持续载荷模拟器运动平台；
步骤十一、判断是否停止，如果“是”则停止流程，如果“否”，则进入步骤一。
进一步的，所述步骤三包括如下子步骤：
3.1已知实际飞行的3个线加速度Gxa、Gya、Gza，可计算得到座舱线加速度矢量的大小为：
Figure BDA0002604154390000031
并对|Ga|进行修正，修正之后的加速度矢量大小为：|Ga'|；
3.2通过如下公式的常微分方程求解，可获得主轴的转动角速度
Figure BDA0002604154390000032
和转动角加速度
Figure BDA0002604154390000033
Figure BDA0002604154390000034
式中r为座舱中心距主轴的距离，即转动半径；
当过载值较大时，可忽略
Figure BDA0002604154390000035
的影响，采用下式对转动角速度
Figure BDA0002604154390000036
进行简化计算：
Figure BDA0002604154390000037
3.3计算大臂末端的线加速度矢量：
Figure BDA0002604154390000038
式中，1Gc为相对转臂的加速度矢量，Gr为沿转臂方向的加速度分量，Gt为沿转动方向的加速度分量，Gv为沿垂直方向的加速度分量，r为座舱中心距主轴的距离，g为重力加速度。
进一步的，所述步骤四包括以下子步骤：
4.1根据实际飞行的偏航角速度物理量Ra，求解模拟器偏航轴的转动角速度
Figure BDA0002604154390000039
为：
Figure BDA00026041543900000310
其中
Figure BDA00026041543900000311
由步骤三获得，q2和q3由步骤六和步骤八获得；
4.2将偏航轴的的转动角速度
Figure BDA0002604154390000041
进行高通滤波，之后再进行积分，获得偏航轴的转动角度q4。
进一步的，所述步骤六包括以下子步骤：
6.1根据如下公式，计算滚转轴的转动角加速度：
Figure BDA0002604154390000042
6.2采用高通滤波器对
Figure BDA0002604154390000043
信号进行滤波，得到
Figure BDA0002604154390000044
的高频部分；
6.3对6.2计算得到的
Figure BDA0002604154390000045
高频部分进行二次积分，得到滚转轴的转动角度高频部分q2 h；
6.4根据纯过载模拟求得滚转轴的转动角度：
Figure BDA0002604154390000046
式中，
Figure BDA0002604154390000047
6.5采用低通滤波器对q2 0信号进行滤波，得到滚转轴角度的低频部分q2 l；
6.6由如下公式计算滚转轴的转动角度：
q2＝q2 h+q2 l。
进一步的，所述步骤七包括以下子步骤：
7.1根据如下公式，计算垂直自由度的线加速度：
Figure BDA0002604154390000048
7.2采用高通滤波器，获得
Figure BDA0002604154390000049
信号的高频部分
Figure BDA00026041543900000410
7.3
Figure BDA00026041543900000411
积分获得垂直自由度的速度，二次积分获得垂直自由度的位移，通过限幅使垂直运动框在行程范围内。
进一步的，所述步骤八包括以下子步骤：
8.1根据如下公式，计算滚转轴的转动角加速度：
Figure BDA0002604154390000051
8.2采用高通滤波器对
Figure BDA0002604154390000052
信号进行滤波，得到
Figure BDA0002604154390000053
的高频部分；
8.3对8.2计算得到的
Figure BDA0002604154390000054
高频部分进行二次积分，得到滚转轴的转动角度高频部分q3 h；
8.4根据纯过载模拟求得俯仰轴的转动角度：
Figure BDA0002604154390000055
式中，
Figure BDA0002604154390000056
8.5采用低通滤波器对q3 0信号进行滤波，得到俯仰轴角度的低频部分q3 l；
8.6由如下公式计算俯仰轴的转动角度：
q3＝q3 h+q3 l。
进一步的，所述步骤九包括以下子步骤：
9.1根据如下公式，计算半径自由度的速度：
Figure BDA0002604154390000057
9.2采用高通滤波器，获得
Figure BDA0002604154390000058
信号的高频部分
Figure BDA0002604154390000059
9.3半径自由度的速度
Figure BDA00026041543900000510
积分获得半径自由度的位移，微分获得半径自由度的加速度，通过限幅使半径运动框在行程范围内。
与现有技术相比，本发明所具有的有益效果为：
本方案的一个创新点在于，提出一种六自由度持续载荷模拟器的过载模拟控制方法，充分发挥垂直自由度和半径自由度的作用，在线加速度与实际飞行一致的基础之上，减少不必要的角运动，提高战斗机飞行动作模拟的逼真度。
附图说明
图1是本发明具体实施方式的流程简图。
图2是本发明具体实施方式的流程示意图。
具体实施方式
下面结合本发明的附图1-2，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例：
如图1和图2所示,一种六自由度持续载荷模拟器的过载模拟控制方法,包括以下步骤：
步骤一、获得六自由度持续载荷模拟器座舱中操纵杆、油门杆、方向舵脚蹬、按键开关等飞行操纵系统的操作指令；
步骤二、通过飞行仿真，获取实际飞行飞机的6个自由度运动参数，即3个线加速度物理量：Gxa、Gya、Gza，依次为前后、左右、头足方向过载(单位为g，重力加速度)；3个角速度物理量：Pa、Qa、Ra，依次为滚转、俯仰、偏航方向角速度；
步骤三、计算大臂绕主轴转动的角速度
Figure BDA0002604154390000067
和角加速度
Figure BDA0002604154390000068
3.1已知实际飞行的3个线加速度Gxa、Gya、Gza，可计算得到座舱线加速度矢量的大小为：
Figure BDA0002604154390000061
在实际飞行中存在失重(|Ga|值小于1g，1g即1个重力加速度)现象，而在地面上由于重力的作用，模拟器产生的G值必定大于1g，因此需要对|Ga|值进行处理，通常采用基础G水平的方式修正Gz数据，修正之后的加速度矢量大小为：|Ga'|；
3.2通过如下公式的常微分方程求解，可获得主轴的转动角速度
Figure BDA0002604154390000062
和转动角加速度
Figure BDA0002604154390000063
Figure BDA0002604154390000064
式中r为座舱中心距主轴的距离，即转动半径。
当过载值较大时，可忽略
Figure BDA0002604154390000065
的影响，采用下式对转动角速度
Figure BDA0002604154390000066
进行简化计算：
Figure BDA0002604154390000071
3.3计算大臂末端的线加速度矢量：
Figure BDA0002604154390000072
式中，1Gc为相对转臂的加速度矢量，Gr为沿转臂方向的加速度分量(以转臂末端指向主轴为正)，Gt为沿转动方向的加速度分量(以转动方向为正)，Gv为沿垂直方向的加速度分量(以垂直向上为正)，r为座舱中心距主轴的距离，g为重力加速度。
步骤四、根据实际飞行的偏航角运动，求解偏航轴的转动角度
4.1根据实际飞行的偏航角速度物理量Ra，求解模拟器偏航轴的转动角速度
Figure BDA0002604154390000073
为：
Figure BDA0002604154390000074
其中
Figure BDA0002604154390000075
由步骤三获得，q2和q3由步骤八获得。
4.2将偏航轴的的转动角速度
Figure BDA0002604154390000076
进行高通滤波，之后进行积分，获得偏航轴的转动角度q4。
步骤五、根据偏航轴的转动角度，求解实际飞行相对俯仰框坐标系的3个线加速度分量(3Gxa,3Gya,3Gza)。
Figure BDA0002604154390000077
步骤六、获得滚转轴的转动角度q2；
6.1根据如下公式，计算滚转轴的转动角加速度：
Figure BDA0002604154390000078
6.2采用高通滤波器对
Figure BDA0002604154390000081
信号进行滤波，得到
Figure BDA0002604154390000082
的高频部分；
6.3对6.2计算得到的
Figure BDA0002604154390000083
高频部分进行二次积分，得到滚转轴的转动角度高频部分q2 h；
6.4根据纯过载模拟求得滚转轴的转动角度：
Figure BDA0002604154390000084
式中，
Figure BDA0002604154390000085
6.5采用低通滤波器对q2 0信号进行滤波，得到滚转轴角度的低频部分q2 l；
6.6由如下公式计算滚转轴的转动角度：
q2＝q2 h+q2 l
步骤七、计算垂直运动框的运动状态；
7.1根据如下公式，计算垂直自由度的线加速度：
Figure BDA0002604154390000086
7.2采用高通滤波器，获得
Figure BDA0002604154390000087
信号的高频部分
Figure BDA0002604154390000088
7.3
Figure BDA0002604154390000089
积分获得垂直自由度的速度，二次积分获得垂直自由度的位移，通过限幅使垂直运动框在行程范围内。
步骤八、获得俯仰轴的转动角度q3；
8.1根据如下公式，计算滚转轴的转动角加速度：
Figure BDA00026041543900000810
8.2采用高通滤波器对
Figure BDA00026041543900000811
信号进行滤波，得到
Figure BDA00026041543900000812
的高频部分；
8.3对8.2计算得到的
Figure BDA00026041543900000813
高频部分进行二次积分，得到滚转轴的转动角度高频部分q3 h；
8.4根据纯过载模拟求得俯仰轴的转动角度：
Figure BDA0002604154390000091
式中，
Figure BDA0002604154390000092
8.5采用低通滤波器对q3 0信号进行滤波，得到俯仰轴角度的低频部分q3 l；
8.6由如下公式计算俯仰轴的转动角度：
q3＝q3 h+q3 l
步骤九、计算半径运动框的运动状态；
9.1根据如下公式，计算半径自由度的速度：
Figure BDA0002604154390000093
9.2采用高通滤波器，获得
Figure BDA0002604154390000094
信号的高频部分
Figure BDA0002604154390000095
9.3半径自由度的速度
Figure BDA0002604154390000096
积分获得半径自由度的位移，微分获得半径自由度的加速度，通过限幅使半径运动框在行程范围内。
步骤十、将主轴的转动角速度
Figure BDA0002604154390000097
和转动角加速度
Figure BDA0002604154390000098
及滚转轴的转动角度q2、俯仰轴的转动角度q3、偏航轴的转动角度q4、垂直运动框的加速度
Figure BDA0002604154390000099
、半径运动框的加速度
Figure BDA00026041543900000910
发送给六自由度持续载荷模拟器运动平台。
步骤十一、判断是否停止，如果“是”则停止流程，如果“否”，则进入步骤一。
通过上述一种六自由度持续载荷模拟器过载模拟控制方法的各个步骤，充分发挥垂直自由度和半径自由度的作用，在线加速度与实际飞行一致的基础之上，减少不必要的角运动，提高战斗机飞行动作模拟的逼真度。
以上是本发明的较佳实施例，凡依本发明技术方案所作的改变，所产生的功能作用未超出本发明技术方案的范围时，均属于本发明的保护范围。

Claims (7)

1.一种六自由度持续载荷模拟器过载模拟控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一、获得六自由度持续载荷模拟器操纵系统的操作指令；
步骤二、通过飞行仿真，获取实际飞行飞机的6个自由度运动参数，即3个线加速度物理量：Gxa、Gya、Gza，依次为前后、左右、头足方向过载；3个角速度物理量：Pa、Qa、Ra，依次为滚转、俯仰、偏航方向角速度；
步骤三、计算大臂绕主轴的转动角速度
Figure FDA0003244327880000013
和转动角加速度
Figure FDA0003244327880000014
步骤四、根据实际飞行的偏航角运动，求解偏航轴的转动角度；
步骤五、根据偏航轴的转动角度，求解实际飞行相对俯仰框坐标系的3个线加速度分量(3Gxa,3Gya,3Gza)；
Figure FDA0003244327880000011
步骤六、获得滚转轴的转动角度q2；
步骤七、计算垂直运动框的运动状态；
步骤八、获得俯仰轴的转动角度q3；
步骤九、计算半径运动框的运动状态；
步骤十、将主轴的转动角速度
Figure FDA0003244327880000015
和转动角加速度
Figure FDA0003244327880000016
及滚转轴的转动角度q2、俯仰轴的转动角度q3、偏航轴的转动角度q4、垂直运动框的加速度
Figure FDA0003244327880000018
半径运动框的加速度
Figure FDA0003244327880000017
发送给六自由度持续载荷模拟器运动平台；
步骤十一、判断是否停止，如果“是”则停止流程，如果“否”，则进入步骤一。
2.如权利要求1所述的一种六自由度持续载荷模拟器过载模拟控制方法，其特征在于，所述步骤三包括如下子步骤：
3.1已知实际飞行的3个线加速度Gxa、Gya、Gza，可计算得到座舱线加速度矢量的大小为：
Figure FDA0003244327880000012
并对|Ga|进行修正，修正之后的加速度矢量大小为：|Ga'|；
3.2通过如下公式的常微分方程求解，可获得主轴的转动角速度
Figure FDA0003244327880000021
和转动角加速度
Figure FDA0003244327880000022
Figure FDA0003244327880000023
式中r为座舱中心距主轴的距离，即转动半径；
当过载值较大时，可忽略
Figure FDA0003244327880000024
的影响，采用下式对转动角速度
Figure FDA0003244327880000025
进行简化计算：
Figure FDA0003244327880000026
3.3计算大臂末端的线加速度矢量：
Figure FDA0003244327880000027
式中，1Gc为相对转臂的加速度矢量，Gr为沿转臂方向的加速度分量，Gt为沿转动方向的加速度分量，Gv为沿垂直方向的加速度分量，r为座舱中心距主轴的距离，g为重力加速度。
3.如权利要求2所述的一种六自由度持续载荷模拟器过载模拟控制方法，其特征在于，所述步骤四包括以下子步骤：
4.1根据实际飞行的偏航角速度物理量Ra，求解模拟器偏航轴的转动角速度
Figure FDA0003244327880000028
为：
Figure FDA0003244327880000029
其中
Figure FDA00032443278800000210
由步骤三获得，q2和q3由步骤六和步骤八获得；
4.2将偏航轴的转动角速度
Figure FDA00032443278800000211
进行高通滤波，之后再进行积分，获得偏航轴的转动角度q4。
4.如权利要求3所述的一种六自由度持续载荷模拟器过载模拟控制方法，其特征在于，所述步骤六包括以下子步骤：
6.1根据如下公式，计算滚转轴的转动角加速度：
Figure FDA0003244327880000031
6.2采用高通滤波器对
Figure FDA0003244327880000032
信号进行滤波，得到
Figure FDA0003244327880000033
的高频部分；
6.3对6.2计算得到的
Figure FDA0003244327880000034
高频部分进行二次积分，得到滚转轴的转动角度高频部分q2 h；
6.4根据纯过载模拟求得滚转轴的转动角度：
Figure FDA0003244327880000035
式中，
Figure FDA0003244327880000036
6.5采用低通滤波器对q2 0信号进行滤波，得到滚转轴角度的低频部分
Figure FDA0003244327880000037
6.6由如下公式计算滚转轴的转动角度：
q2＝q2 h+q2 l。
5.如权利要求4所述的一种六自由度持续载荷模拟器过载模拟控制方法，其特征在于，所述步骤七包括以下子步骤：
7.1根据如下公式，计算垂直自由度的线加速度：
Figure FDA0003244327880000038
7.2采用高通滤波器，获得
Figure FDA0003244327880000039
信号的高频部分
Figure FDA00032443278800000310
7.3
Figure FDA00032443278800000311
积分获得垂直自由度的速度，二次积分获得垂直自由度的位移，通过限幅使垂直运动框在行程范围内。
6.如权利要求5所述的一种六自由度持续载荷模拟器过载模拟控制方法，其特征在于，所述步骤八包括以下子步骤：
8.1根据如下公式，计算滚转轴的转动角加速度：
Figure FDA00032443278800000312
8.2采用高通滤波器对
Figure FDA0003244327880000041
信号进行滤波，得到
Figure FDA0003244327880000042
的高频部分；
8.3对8.2计算得到的
Figure FDA0003244327880000043
高频部分进行二次积分，得到滚转轴的转动角度高频部分q3 h；
8.4根据纯过载模拟求得俯仰轴的转动角度：
Figure FDA0003244327880000044
式中，
Figure FDA0003244327880000045
8.5采用低通滤波器对q3 0信号进行滤波，得到俯仰轴角度的低频部分q3 l；
8.6由如下公式计算俯仰轴的转动角度：
q3＝q3 h+q3 l。
7.如权利要求6所述的一种六自由度持续载荷模拟器过载模拟控制方法，其特征在于，所述步骤九包括以下子步骤：
9.1根据如下公式，计算半径自由度的速度：
Figure FDA0003244327880000046
9.2采用高通滤波器，获得
Figure FDA0003244327880000047
信号的高频部分
Figure FDA0003244327880000048
9.3半径自由度的速度
Figure FDA0003244327880000049
积分获得半径自由度的位移，微分获得半径自由度的加速度，通过限幅使半径运动框在行程范围内。
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US8915743B2 (en) * 2008-08-12 2014-12-23 Simquest Llc Surgical burr hole drilling simulator
CN101488178B (zh) * 2009-02-11 2011-02-16 中国人民解放军空军航空大学 动态优化洗出系数充分发挥运动平台过载能力的方法
CN101625571B (zh) * 2009-07-25 2010-12-29 大连理工大学 一种模拟自旋式飞行器六自由度运动的方法
KR101730819B1 (ko) * 2014-08-19 2017-04-27 (주)트윈테크 하중 분산 지지체를 구비한 다자유도 시뮬레이터
CN105204512B (zh) * 2015-09-14 2017-10-31 北京航空航天大学 一种基于简化模型机器博弈的六自由度无人作战飞机近距格斗方法
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