CN114167847B - 一种适用于多旋翼飞行器飞控系统的测试系统和测试方法 - Google Patents

一种适用于多旋翼飞行器飞控系统的测试系统和测试方法 Download PDF

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CN114167847B CN202210131607.8A CN202210131607A CN114167847B CN 114167847 B CN114167847 B CN 114167847B CN 202210131607 A CN202210131607 A CN 202210131607A CN 114167847 B CN114167847 B CN 114167847B
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Abstract

本发明公布了一种适用于多旋翼飞行器飞控系统的测试系统和测试方法，该测试系统包括飞行动力学模块、传感器模块、仿真模型集成模块、测试实例模块和数据分析模块，上述五个模块构成闭环数据流，且飞行动力学模块、传感器模块、仿真模型集成模块及测试实例模块均运行在实时嵌入式单片机中。该测试方法通过在实时计算机上部署多旋翼飞行动力学模型和传感器模型，可以在仿真环境下实时运行飞行控制系统，搭建适用于不同构型的多旋翼飞行器飞行控制系统的测试系统和方法，具有更好的通用性，保证了后续多旋翼飞行器实际飞行过程中的安全性；而且，利用本发明的测试方法能够大大缩短飞行器的研发周期。

Description

一种适用于多旋翼飞行器飞控系统的测试系统和测试方法
技术领域
本发明涉及一种测试系统及测试方法，具体涉及一种适用于多旋翼飞行器飞控系统的快速测试系统及测试方法；属于飞控系统相关技术领域。
背景技术
在一些新构型飞行器飞行控制系统的设计研发流程中，测试和验证通常安排在流程后期，因而难以识别及纠正设计阶段存在的错误。如果在多旋翼飞行器控制系统研发后期发现设计逻辑上的错误，可能需要数周乃至数月耗费巨资返工，并且会因此导致延迟。如果直接在原型机上测试新开发的飞行控制系统，极大概率会发生炸机事故，造成不必要的财产损失，存在重大安全隐患问题。
鉴于上述原因，如何安全快速高效地对飞行器控制系统进行测试和评估、并降低研发成本、提高研发效率是亟待解决的一个问题。
发明内容
为解决现有技术的不足，本发明的目的在于提供一种适用于多旋翼飞行器控制系统的快速测试方法，通过逻辑测试以保证飞行控制系统的安全性能。
为了实现上述目标，本发明采用如下的技术方案：
本发明首先公布了一种适用于多旋翼飞行器飞控系统的测试系统，其包括飞行动力学模块、传感器模块、仿真模型集成模块、测试实例模块和数据分析模块，上述五个模块构成闭环数据流，且所述飞行动力学模块、传感器模块、仿真模型集成模块及测试实例模块均运行在实时嵌入式单片机中；
所述测试实例模块生成激励信号发送给飞行控制器；
所述仿真模型集成模块将飞行控制器的控制信号发送至飞行动力学模块；
所述飞行动力学模块产生多旋翼飞行器角运动和线运动信息并发送至传感器模块；
所述传感器模块将带有噪声的飞行器角运动和线运动信息发送至飞行控制器；
所述数据分析模块接受飞行控制器反馈的期望信号和反馈信号。
本发明还公布了采用如前所述的测试系统对多旋翼飞行器飞控系统进行测试的方法（简称“测试方法”），包括如下步骤：
S1、建立多旋翼飞行器的飞行动力学模型：利用多旋翼飞行器的三维数字模型，确定其飞行动力学模型的输入参数，计算动力学模块和运动学模块；
S2、分别建立加速度计、陀螺仪、磁力计、气压计及GPS的传感器数字模型；
S3、将建立的多旋翼数字化模型部署到待测的飞行控制器平台，进行仿真模型集成；
S4、输入测试实例，比较仿真测试结果和待测飞行控制器硬件平台输出的结果；
S5、根据测试结果修正多旋翼飞行器控制系统控制逻辑。
优选地，前述步骤S1中，输入参数包括：飞行器总质量
Figure DEST_PATH_IMAGE001
、X轴转动惯量
Figure 195484DEST_PATH_IMAGE002
、Y轴转动惯量
Figure DEST_PATH_IMAGE003
、Z轴转动惯量
Figure 947540DEST_PATH_IMAGE004
、XY轴惯性积
Figure DEST_PATH_IMAGE005
、XZ轴惯性积
Figure 238844DEST_PATH_IMAGE006
、YZ轴惯性积
Figure DEST_PATH_IMAGE007
、横向通道上的旋翼中心和机体中心距离
Figure 223986DEST_PATH_IMAGE008
、横向通道上的旋翼中心和机体中心距离
Figure DEST_PATH_IMAGE009
、单个旋翼产生的最大升力
Figure 626149DEST_PATH_IMAGE010
、单个旋翼产生的最大扭矩
Figure DEST_PATH_IMAGE011
、机身阻力系数
Figure 498290DEST_PATH_IMAGE012
、机身阻尼力矩系数
Figure DEST_PATH_IMAGE013
。
优选地，前述步骤S1中，动力学模块的计算过程为：
Figure 226074DEST_PATH_IMAGE014
Figure DEST_PATH_IMAGE015
，
其中，
Figure 450512DEST_PATH_IMAGE001
表示多旋翼飞行器的重量，
Figure 921944DEST_PATH_IMAGE016
分别表示多旋翼飞行器机体坐标系下的三个线速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE017
分别表示多旋翼飞行器绕着机体坐标系的三个角速度。
Figure 914171DEST_PATH_IMAGE018
、
Figure DEST_PATH_IMAGE019
、
Figure 547278DEST_PATH_IMAGE020
、
Figure DEST_PATH_IMAGE021
、
Figure 507012DEST_PATH_IMAGE022
及
Figure DEST_PATH_IMAGE023
分别表示
Figure 516557DEST_PATH_IMAGE024
的导数；输出变量
Figure DEST_PATH_IMAGE025
、
Figure 363290DEST_PATH_IMAGE026
、
Figure DEST_PATH_IMAGE027
、
Figure 432877DEST_PATH_IMAGE028
分别为机体坐标系下的总拉力和绕着三个主轴的力矩，具体地：
Figure DEST_PATH_IMAGE029
，
输入参数
Figure 614329DEST_PATH_IMAGE030
为每个电机PWM归一化后的值，
Figure DEST_PATH_IMAGE031
表示多旋翼飞行器电机的数量（六旋翼飞行器的
Figure 427564DEST_PATH_IMAGE031
即为6），
Figure 659962DEST_PATH_IMAGE032
为多旋翼飞行器每个旋翼产生滚转力矩的滚转系数，
Figure 900451DEST_PATH_IMAGE033
为多旋翼飞行器每个旋翼产生俯仰力矩的俯仰系数，
Figure DEST_PATH_IMAGE034
多旋翼飞行器每个旋翼产生偏航力矩的偏航系数。
更优选地，前述步骤S1中，运动学模块的计算过程为：
Figure 585510DEST_PATH_IMAGE035
Figure DEST_PATH_IMAGE036
，
其中，
Figure 186124DEST_PATH_IMAGE037
、
Figure DEST_PATH_IMAGE038
、
Figure 7450DEST_PATH_IMAGE039
为惯性坐标系下的三维位置坐标，
Figure DEST_PATH_IMAGE040
、
Figure 153260DEST_PATH_IMAGE041
、
Figure DEST_PATH_IMAGE042
为飞行器的欧拉角姿态表示，
Figure 60036DEST_PATH_IMAGE043
表示从机体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵。
再优选地，前述步骤S2具体包括：
（1）建立三轴加速度计的计算模型，计算步骤为：
Figure DEST_PATH_IMAGE044
，
其中，
Figure 198763DEST_PATH_IMAGE045
为加速度计模型的输出，
Figure 140174DEST_PATH_IMAGE046
为加速度计的高斯白噪声，
Figure DEST_PATH_IMAGE047
为重力常量，
Figure 722465DEST_PATH_IMAGE048
表示机体坐标系下的线加速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE049
表示机体坐标系下的角速度向量，
Figure 382116DEST_PATH_IMAGE050
表示机体坐标系下的线速度，
Figure DEST_PATH_IMAGE051
表示惯性坐标系到机体坐标系的转化矩阵；
（2）建立三轴陀螺仪的计算模型，计算步骤为：
Figure 324533DEST_PATH_IMAGE052
，
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE053
为陀螺仪模型的输出，
Figure 120451DEST_PATH_IMAGE054
为陀螺仪的高斯白噪声，
Figure DEST_PATH_IMAGE055
为机体坐标系下的角速度向量；
（3）建立三轴磁力计的计算模型，计算步骤为：
Figure 608064DEST_PATH_IMAGE056
，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE057
为磁力计模型的输出，
Figure 223853DEST_PATH_IMAGE058
为磁力计的高斯白噪声，
Figure DEST_PATH_IMAGE059
为惯性坐标系到机体坐标系的转化矩阵；
（4）建立气压计的计算模型，计算步骤为：
Figure 969961DEST_PATH_IMAGE060
，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE061
为气压计模型的输出，
Figure 620386DEST_PATH_IMAGE062
为气压计的高斯白噪声，
Figure DEST_PATH_IMAGE063
为多旋翼飞行器的实际高度。
（5）建立GPS的计算模型，计算步骤为：
Figure 278900DEST_PATH_IMAGE064
，其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE065
为GPS模型的输出，
Figure 896832DEST_PATH_IMAGE066
为GPS的高斯白噪声，
Figure DEST_PATH_IMAGE067
为多旋翼飞行器的实际位置。
更优选地，在前述步骤S3中，仿真模型具体的集成过程为：将步骤S1和步骤S2得到的模型转化为C/C++代码，并将模型代码部署到实时微控制器中，然后将控制器作为实际飞行器控制系统的一部分来进行测试。
进一步优选地，在前述步骤S4中，首先测试姿态控制模式控制逻辑是否正确，然后测试位置控制模式控制逻辑是否正确。所述姿态控制模式控制逻辑包括：俯仰通道、滚转通道及偏航通道的控制逻辑；位置控制模式控制逻辑包括：水平纵向通道、水平横向通道及高度通道的控制逻辑。
更进一步优选地，前述步骤S5中，如果待测试的期望信号
Figure 931784DEST_PATH_IMAGE068
和实际反馈的期望信号
Figure DEST_PATH_IMAGE069
的变化规律一致，则证明该通道的控制逻辑正确，如果变化规律完全相反，则需要返回步骤S4，修正飞行控制器的飞行控制逻辑。
本发明的有益之处在于：
（1）该方法通过在实时计算机上部署多旋翼飞行动力学模型和传感器模型，可以在仿真环境下实时运行飞行控制系统；然后输入测试实例，比较仿真测试结果和待测飞行控制器硬件平台输出的结果，最后根据测试结果修正多旋翼飞行器控制系统控制逻辑。该方法中只需替换步骤S1中的动力分配模块，即可搭建适用于不同构型的多旋翼飞行器飞行控制系统测试，具有更好的通用性；通过该逻辑测试的飞行控制系统的安全性能得到了提高，保证了后续多旋翼飞行器实际飞行过程中的安全性。
（2）本发明可以在同一台实时计算机部署飞行控制系统和飞行动力学模型以及传感器模型，而传统的硬件在环仿真中的做法需要多台实时计算机，因此本发明的方法更为简单、方便，能够节约研发成本；该测试过程还可以与制造部门并发进行，无需等到新构型多旋翼飞行器样机研制后再进行测试，因此采用本发明中的测试方法能够大大缩短飞行器的研发周期。
附图说明
图1是本发明的一个实施例提供的多旋翼飞行器控制系统测试方法的流程示意图；
图2是本发明的一个实施例提供的位置控制模式水平纵向通道测试结果示意图。
具体实施方式
以下结合附图和具体实施例对本发明作具体的介绍。
参见图1，本发明的测试系统非常逼近真实环境，其包括：飞行动力学模块、传感器模块、仿真模型集成模块、测试实例模块和数据分析模块，还包括待测飞行控制器，除数据分析模块外，其余四个模块都是运行在实时嵌入式单片机中。其中，测试实例模块生成激励信号发送给待测飞行控制器；飞行控制器通过仿真模型集成模块发送控制信号至飞行动力学模块；飞行动力学模块产生多旋翼飞行器角运动和线运动信息发送至传感器模块；传感器模块将带有噪声的飞行器角运动和线运动信息发送至飞行控制器；飞行控制器将期望信号和反馈信号发送至数据分析模块，形成整个闭环数据流。
本发明通过构建如上的测试系统，将飞控测试与样机制造并发进行，对飞控系统进行仿真环境下的模拟测试，以验证/修正飞控逻辑，完整的飞行控制系统逻辑测试包含姿态环和位置环的测试，这样能够显著节约研发周期。
其中，整个测试系统的搭建过程为下述的步骤S1-S3，测试实施过程为下述的步骤S4-S5。
S1、建立多旋翼飞行器的飞行动力学模型：
利用多旋翼飞行器的三维数字模型，确定其飞行动力学模型的输入参数，计算其动力学模型的动力学模块和运动学模块。
具体地，输入参数包括：飞行器总质量
Figure 436715DEST_PATH_IMAGE001
、X轴转动惯量
Figure 797289DEST_PATH_IMAGE002
、Y轴转动惯量
Figure 653250DEST_PATH_IMAGE003
、Z轴转动惯量
Figure 757472DEST_PATH_IMAGE004
、XY轴惯性积
Figure 637615DEST_PATH_IMAGE005
、XZ轴惯性积
Figure 169091DEST_PATH_IMAGE006
、YZ轴惯性积
Figure 512347DEST_PATH_IMAGE007
、横向通道上的旋翼中心和机体中心距离
Figure 154681DEST_PATH_IMAGE008
、横向通道上的旋翼中心和机体中心距离
Figure 899783DEST_PATH_IMAGE009
、单个旋翼产生的最大升力
Figure 602160DEST_PATH_IMAGE010
、单个旋翼产生的最大扭矩
Figure 432713DEST_PATH_IMAGE011
、机身阻力系数
Figure 128005DEST_PATH_IMAGE012
、机身阻尼力矩系数
Figure 993193DEST_PATH_IMAGE013
。
从飞行控制系统接收到多旋翼飞行器动力学模型的输入信号为每个电机的PWM波信号。n 型旋翼中由每个电机PWM 信号到生成的多旋翼总拉力和力矩的计算步骤为：
Figure 866471DEST_PATH_IMAGE070
其中输入参数
Figure 918741DEST_PATH_IMAGE030
为每个电机PWM归一化后的值，
Figure 168457DEST_PATH_IMAGE031
表示多旋翼飞行器电机的数量（X型六旋翼对应的
Figure 888151DEST_PATH_IMAGE031
值为6），
Figure 666751DEST_PATH_IMAGE032
为多旋翼飞行器每个旋翼产生滚转力矩的滚转系数，
Figure 455584DEST_PATH_IMAGE033
为多旋翼飞行器每个旋翼产生俯仰力矩的俯仰系数，
Figure 243412DEST_PATH_IMAGE034
多旋翼飞行器每个旋翼产生偏航力矩的偏航系数， 输出变量
Figure DEST_PATH_IMAGE071
、
Figure 552033DEST_PATH_IMAGE026
、
Figure 767114DEST_PATH_IMAGE027
、
Figure 59555DEST_PATH_IMAGE028
分别为机体坐标系下的总拉力和绕着三个主轴的力矩。
接着，计算多旋翼飞行器动力学模型的动力学模块，其计算步骤为：
Figure 385494DEST_PATH_IMAGE072
Figure DEST_PATH_IMAGE073
其中，
Figure 63469DEST_PATH_IMAGE001
表示多旋翼飞行器的重量，
Figure 449451DEST_PATH_IMAGE016
分别表示多旋翼飞行器机体坐标系下的三个线速度，
Figure 963609DEST_PATH_IMAGE017
分别表示多旋翼飞行器绕着机体坐标系的三个角速度。
Figure 93239DEST_PATH_IMAGE018
、
Figure 642032DEST_PATH_IMAGE019
、
Figure 933336DEST_PATH_IMAGE020
、
Figure 200369DEST_PATH_IMAGE021
、
Figure 117379DEST_PATH_IMAGE022
及
Figure 520678DEST_PATH_IMAGE023
分别表示
Figure 248463DEST_PATH_IMAGE024
的导数。
然后，计算多旋翼飞行器动力学模型的运动学模块，其计算步骤为：
Figure 737213DEST_PATH_IMAGE035
Figure 474225DEST_PATH_IMAGE036
其中，
Figure 732031DEST_PATH_IMAGE037
、
Figure 630717DEST_PATH_IMAGE038
、
Figure 606763DEST_PATH_IMAGE039
为惯性坐标系下的三维位置坐标，
Figure 131154DEST_PATH_IMAGE040
、
Figure 243467DEST_PATH_IMAGE041
、
Figure 578633DEST_PATH_IMAGE042
为飞行器的欧拉角姿态表示，
Figure 776396DEST_PATH_IMAGE074
表示从机体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵。
S2、建立加速度计、陀螺仪、磁力计、气压计及GPS的传感器数字模型。
首先，建立三轴加速度计的计算模型，计算步骤为：
Figure 855211DEST_PATH_IMAGE044
，
其中，
Figure 822030DEST_PATH_IMAGE045
为加速度计模型的输出，
Figure 328097DEST_PATH_IMAGE046
为加速度计的高斯白噪声，
Figure 13156DEST_PATH_IMAGE047
为重力常量，
Figure 879350DEST_PATH_IMAGE048
表示机体坐标系下的线加速度，
Figure 966255DEST_PATH_IMAGE049
表示机体坐标系下的角速度向量，
Figure 643224DEST_PATH_IMAGE050
表示机体坐标系下的线速度，
Figure 815579DEST_PATH_IMAGE051
表示惯性坐标系到机体坐标系的转化矩阵。
接着，建立三轴陀螺仪的计算模型，其计算步骤为：
Figure 236196DEST_PATH_IMAGE052
，
其中，
Figure 177607DEST_PATH_IMAGE053
为陀螺仪模型的输出，
Figure 25478DEST_PATH_IMAGE054
为陀螺仪的高斯白噪声，
Figure 685129DEST_PATH_IMAGE055
为机体坐标系下的角速度向量。
然后，建立三轴磁力计的计算模型，其计算步骤为：
Figure DEST_PATH_IMAGE075
，其中，
Figure 361967DEST_PATH_IMAGE076
为磁力计模型的输出，
Figure DEST_PATH_IMAGE077
为磁力计的高斯白噪声，
Figure 157885DEST_PATH_IMAGE078
为惯性坐标系到机体坐标系的转化矩阵。
接着，建立气压计的计算模型，其计算步骤为：
Figure DEST_PATH_IMAGE079
，其中，
Figure 645498DEST_PATH_IMAGE080
为气压计模型的输出，
Figure DEST_PATH_IMAGE081
为气压计的高斯白噪声，
Figure 770274DEST_PATH_IMAGE082
为多旋翼飞行器的实际高度。
最后，建立GPS的计算模型，其计算步骤为：
Figure DEST_PATH_IMAGE083
，其中，这里的
Figure 267115DEST_PATH_IMAGE065
为GPS模型的输出，
Figure 183118DEST_PATH_IMAGE066
为GPS的高斯白噪声，
Figure 372791DEST_PATH_IMAGE067
为多旋翼飞行器的实际位置。
S3、将建立的多旋翼数字化模型部署到待测的飞行控制器平台，即图1中的
Figure 741456DEST_PATH_IMAGE084
，为仿真模型集成过程。
具体实施过程为：
首先在台式计算机上进行系统级仿真，验证建立的多旋翼模型飞行动力学模型的性能参数，记录输入和输出数据，需注意必须保证模型在环仿真的测试结果正确，才能进入下一步在实时计算机环境运行建立的飞行动力学模型和传感器模型。具体地，将步骤S1和步骤S2得到的模型转化为C/C++代码，并将模型代码部署到实时微控制器中，然后将控制器作为实际飞行器控制系统的一部分进行测试。
其中，飞行控制器和飞行动力学模型的接口为：
Figure DEST_PATH_IMAGE085
，传感器模型和飞行控制器的接口为：
Figure 776408DEST_PATH_IMAGE086
Figure DEST_PATH_IMAGE087
Figure 796185DEST_PATH_IMAGE088
Figure DEST_PATH_IMAGE089
Figure 625601DEST_PATH_IMAGE090
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE091
表示飞行控制器，其下标acc表示加速度计、gyr表示陀螺仪、mag表示磁力计、bar表示气压计、gps表示GPS定位模块；sensor表示传感器，其下表含义与上类似。
Figure DEST_PATH_IMAGE093
表示将加速度传感器的数据传输到飞行控制器的加速度计计算模块，其它类似。
这样一来，飞行控制器、飞行动力学模型、传感器模型三者构成了一个闭合回路，三者都是运行在实时计算机中，使得飞行控制器更加接近真实环境，模拟结果更加准确可靠。
S4、输入测试实例，比较仿真测试结果和待测飞行控制器硬件平台输出的结果。
首先，测试姿态控制模式控制逻辑是否正确。
初始条件设置为：
Figure 950403DEST_PATH_IMAGE094
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE095
表示多旋翼飞行器初始高度为10米，
Figure 38314DEST_PATH_IMAGE096
表示初始俯仰角为0，
Figure DEST_PATH_IMAGE097
表示初始滚转角为0，
Figure 663330DEST_PATH_IMAGE098
表示初始偏航角为0，
Figure DEST_PATH_IMAGE099
表示初始第个电机的控制信号PWM为1500。
测试姿态控制模式俯仰通道的步骤为：将实时飞行控制系统输入信号设置为
Figure 929226DEST_PATH_IMAGE100
=±30°，然后在飞行数据记录模块记录实时姿态角数据：
Figure DEST_PATH_IMAGE101
，记录时间为10s，得到的数据命名为TestAttPitch。
测试姿态控制模式滚转通道的步骤为：将实时飞行控制系统输入信号设置为
Figure 6904DEST_PATH_IMAGE102
=±30°，然后在飞行数据记录模块记录实时姿态角数据：
Figure 898505DEST_PATH_IMAGE101
，记录时间为10s，得到的数据命名为TestAttRoll。
测试姿态控制模式偏航通道的步骤为：将实时飞行控制系统输入信号设置为
Figure DEST_PATH_IMAGE103
=±30°，然后在飞行数据记录模块记录实时姿态角数据：
Figure 378028DEST_PATH_IMAGE101
，记录时间为10s，得到的数据命名为TestAttYaw。
然后，测试位置控制模式控制逻辑是否正确。
初始条件设置为：
Figure 80405DEST_PATH_IMAGE104
其中，
Figure DEST_PATH_IMAGE105
表示多旋翼飞行器初始高度为10米，
Figure 645378DEST_PATH_IMAGE106
、
Figure DEST_PATH_IMAGE107
表示初始水平位置为0，
Figure 825824DEST_PATH_IMAGE108
表示初始俯仰角为0，
Figure DEST_PATH_IMAGE109
表示初始滚转角为0，
Figure 143542DEST_PATH_IMAGE110
表示初始偏航角为0，
Figure DEST_PATH_IMAGE111
表示初始第个电机的控制信号PWM为1500。
测试位置控制模式水平纵向通道的步骤为：将实时飞行控制系统输入信号设置为
Figure 751241DEST_PATH_IMAGE112
，表示期望的纵向水平位移在正负一米内变化，然后在飞行数据记录模块记录实时位置和姿态角数据：
Figure DEST_PATH_IMAGE113
、
Figure 803510DEST_PATH_IMAGE114
、
Figure DEST_PATH_IMAGE115
、
Figure 36914DEST_PATH_IMAGE116
、
Figure DEST_PATH_IMAGE117
、
Figure 225450DEST_PATH_IMAGE118
，记录时间为120s，得到的数据命名为TestPosNorth。
测试位置控制模式水平横向通道的步骤为：将实时飞行控制系统输入信号设置为
Figure DEST_PATH_IMAGE119
，表示期望的横向水平位移在正负一米内变化，然后在飞行数据记录模块记录实时位置和姿态角数据：
Figure 4050DEST_PATH_IMAGE113
、
Figure 809195DEST_PATH_IMAGE120
、
Figure 597023DEST_PATH_IMAGE115
、
Figure DEST_PATH_IMAGE121
、
Figure 154912DEST_PATH_IMAGE122
、
Figure DEST_PATH_IMAGE123
，记录时间为120s，得到的数据命名为TestPosEast。
测试位置控制模式高度通道的步骤为：将实时飞行控制系统输入信号设置为
Figure 104413DEST_PATH_IMAGE124
=35，表示期望的高度为35m，然后在飞行数据记录模块记录实时位置和姿态角数据：
Figure 396854DEST_PATH_IMAGE113
、
Figure 722794DEST_PATH_IMAGE114
、
Figure 151501DEST_PATH_IMAGE115
、
Figure 803062DEST_PATH_IMAGE116
、
Figure 317220DEST_PATH_IMAGE117
、
Figure 696118DEST_PATH_IMAGE118
，记录时间为15s，得到的数据命名为TestPosHeight。
S5、该步骤为图1中的飞控逻辑判断模块，实施方式为分析步骤S4得到的测试数据库，具体由前面步骤S4得到的TestAttPitch、TestAttRoll、TestAttYaw、TestPosNorth、TestPosEast、TestPosHeight数据包构成。
该步骤的实质是根据测试结果修正多旋翼飞行器控制系统控制逻辑，然后返回步骤S4反复迭代。如果待测试的期望信号
Figure 244911DEST_PATH_IMAGE068
和实际反馈的期望信号
Figure DEST_PATH_IMAGE125
的变化规律一致，则证明该通道的控制逻辑正确，如果变化规律完全相反，则需要返回步骤S4，修正飞行控制器的飞行控制逻辑。为了更好地理解本发明，以姿态控制模式的滚转通道为例进行说明：首先比较期望滚转角信号
Figure 536215DEST_PATH_IMAGE126
和实际反馈的滚转角信号
Figure DEST_PATH_IMAGE127
在10s内的走向趋势，如果实际反馈的滚转角信号和期望滚转角信号的变化规律一样，则证明姿态模式下滚转通道的控制逻辑正确；如果变化规律完全相反，则需要返回步骤S4，修正飞行控制器的飞行控制逻辑。其他通道以及其他模式下的各个通道飞行控制逻辑测试类似，在此不再赘述。
图2为本实施例提供的一个飞行器控制系统水平位置控制器测试结果示意图，黑色实线代表期望水平位置信号，黑色虚线代表真实多旋翼水平位置，可以看到二者变化的趋势大体一致，表明所测试的水平位置控制器逻辑设计正确；如果二者的变化趋势差别很大或完全相反，则说明测试的控制器逻辑设计错误，需要飞行器飞行控制系统设计人员进行修正，修正之后再重新进行测试，直到二者的变化趋势基本一致，结束该测试实例。
由此可见，本发明的测试方法能够适应飞行器的飞控系统测试需求，使飞行器的性能得到提高，保证飞行器在后续实际飞行过程中的安全性，并且该测试方法能够与制造部门并发进行，可大大缩短研发周期并降低研发成本。
以上显示和描述了本发明的基本原理、主要特征和优点。本行业的技术人员应该了解，上述实施例不以任何形式限制本发明，凡采用等同替换或等效变换的方式所获得的技术方案，均落在本发明的保护范围内。

Claims (8)

1.一种适用于多旋翼飞行器飞控系统的测试方法，其特征在于，包括如下步骤：
S1、建立多旋翼飞行器的飞行动力学模型：利用多旋翼飞行器的三维数字模型，确定其飞行动力学模型的输入参数，计算动力学模块和运动学模块；
其中，输入参数包括：飞行器总质量
Figure 203856DEST_PATH_IMAGE001
、X轴转动惯量
Figure 871598DEST_PATH_IMAGE002
、Y轴转动惯量
Figure 868373DEST_PATH_IMAGE003
、Z轴转动惯量
Figure 861736DEST_PATH_IMAGE004
、XY轴惯性积
Figure 84907DEST_PATH_IMAGE005
、XZ轴惯性积
Figure 680974DEST_PATH_IMAGE006
、YZ轴惯性积
Figure 673201DEST_PATH_IMAGE007
、横向通道上的旋翼中心和机体中心距离
Figure 197985DEST_PATH_IMAGE008
、纵向通道上的旋翼中心和机体中心距离
Figure 908452DEST_PATH_IMAGE009
、单个旋翼产生的最大升力
Figure 917996DEST_PATH_IMAGE010
、单个旋翼产生的最大扭矩
Figure 420522DEST_PATH_IMAGE011
、机身阻力系数
Figure 224530DEST_PATH_IMAGE012
、机身阻尼力矩系数
Figure 687872DEST_PATH_IMAGE013
；
S2、分别建立加速度计、陀螺仪、磁力计、气压计及GPS的传感器数字模型；
S3、将建立的多旋翼数字化模型部署到待测的飞行控制器平台，进行仿真模型集成；
S4、输入测试实例，比较仿真测试结果和待测飞行控制器硬件平台输出的结果；
S5、根据测试结果修正多旋翼飞行器控制系统控制逻辑。
2.根据权利要求1所述的测试方法，其特征在于，所述步骤S1中，动力学模块的计算过程为：
Figure 360162DEST_PATH_IMAGE014
Figure 592560DEST_PATH_IMAGE015
其中，
Figure 692103DEST_PATH_IMAGE001
表示多旋翼飞行器的重量，
Figure 642742DEST_PATH_IMAGE016
分别表示多旋翼飞行器机体坐标系下的三个线速度，
Figure 994089DEST_PATH_IMAGE017
分别表示多旋翼飞行器绕着机体坐标系的三个角速度，
Figure 707092DEST_PATH_IMAGE018
、
Figure 384061DEST_PATH_IMAGE019
、
Figure 290837DEST_PATH_IMAGE020
、
Figure 570509DEST_PATH_IMAGE021
、
Figure 511920DEST_PATH_IMAGE022
及
Figure 94211DEST_PATH_IMAGE023
分别表示
Figure 612917DEST_PATH_IMAGE024
的导数；
其中，输出变量
Figure 571646DEST_PATH_IMAGE025
、
Figure 492197DEST_PATH_IMAGE026
、
Figure 510969DEST_PATH_IMAGE027
、
Figure 392337DEST_PATH_IMAGE028
分别为机体坐标系下的总拉力和绕着三个主轴的力矩，具体地：
Figure 515276DEST_PATH_IMAGE029
，
输入参数
Figure 165700DEST_PATH_IMAGE030
为每个电机PWM归一化后的值，
Figure 355373DEST_PATH_IMAGE031
表示多旋翼飞行器电机的数量，
Figure 848671DEST_PATH_IMAGE032
为多旋翼飞行器每个旋翼产生滚转力矩的滚转系数，
Figure 149203DEST_PATH_IMAGE033
为多旋翼飞行器每个旋翼产生俯仰力矩的俯仰系数，
Figure 778767DEST_PATH_IMAGE034
多旋翼飞行器每个旋翼产生偏航力矩的偏航系数。
3.根据权利要求2所述的测试方法，其特征在于，所述步骤S1中，运动学模块的计算过程为：
Figure 873762DEST_PATH_IMAGE035
Figure 995302DEST_PATH_IMAGE036
，
其中，
Figure 958579DEST_PATH_IMAGE037
、
Figure 583595DEST_PATH_IMAGE038
、
Figure 115071DEST_PATH_IMAGE039
为惯性坐标系下的三维位置坐标，
Figure 818847DEST_PATH_IMAGE040
、
Figure 461181DEST_PATH_IMAGE041
、
Figure 330917DEST_PATH_IMAGE042
为飞行器的欧拉角姿态表示，
Figure 767714DEST_PATH_IMAGE043
表示从机体坐标系到惯性坐标系的转换矩阵。
4.根据权利要求1所述的测试方法，其特征在于，所述步骤S2中，包括：
（1）建立三轴加速度计的计算模型，计算步骤为：
Figure 598267DEST_PATH_IMAGE044
，
其中，
Figure 903346DEST_PATH_IMAGE045
为加速度计模型的输出，
Figure 502955DEST_PATH_IMAGE046
为加速度计的高斯白噪声，
Figure 376233DEST_PATH_IMAGE047
为重力常量，
Figure 553136DEST_PATH_IMAGE048
表示机体坐标系下的线加速度，
Figure 537273DEST_PATH_IMAGE049
表示机体坐标系下的角速度向量，
Figure 256967DEST_PATH_IMAGE050
表示机体坐标系下的线速度，
Figure 661666DEST_PATH_IMAGE051
表示惯性坐标系到机体坐标系的转化矩阵；
（2）建立三轴陀螺仪的计算模型，计算步骤为：
Figure 466811DEST_PATH_IMAGE052
，
其中，
Figure 113693DEST_PATH_IMAGE053
为陀螺仪模型的输出，
Figure 422315DEST_PATH_IMAGE054
为陀螺仪的高斯白噪声，
Figure 637395DEST_PATH_IMAGE055
为机体坐标系下的角速度向量；
（3）建立三轴磁力计的计算模型，计算步骤为：
Figure 523312DEST_PATH_IMAGE056
，其中，
Figure 114830DEST_PATH_IMAGE057
为磁力计模型的输出，
Figure 402592DEST_PATH_IMAGE058
为磁力计的高斯白噪声，
Figure 788574DEST_PATH_IMAGE059
为惯性坐标系到机体坐标系的转化矩阵；
（4）建立气压计的计算模型，计算步骤为：
Figure 568311DEST_PATH_IMAGE060
，其中，
Figure 58460DEST_PATH_IMAGE061
为气压计模型的输出，
Figure 341674DEST_PATH_IMAGE062
为气压计的高斯白噪声，
Figure 898558DEST_PATH_IMAGE063
为多旋翼飞行器的实际高度；
（5）建立GPS的计算模型，计算步骤为：
Figure 24645DEST_PATH_IMAGE064
，其中，
Figure 426808DEST_PATH_IMAGE065
为GPS模型的输出，
Figure 830107DEST_PATH_IMAGE066
为GPS的高斯白噪声，
Figure 948105DEST_PATH_IMAGE067
为多旋翼飞行器的实际位置。
5.根据权利要求1所述的测试方法，其特征在于，所述步骤S3中，仿真模型具体的集成过程为：将步骤S1和步骤S2得到的模型转化为C/C++代码，并将模型代码部署到实时微控制器中，然后将控制器作为实际飞行器控制系统的一部分来进行测试。
6.根据权利要求1所述的测试方法，其特征在于，所述步骤S4中，首先测试姿态控制模式控制逻辑是否正确，然后测试位置控制模式控制逻辑是否正确。
7.根据权利要求6所述的测试方法，其特征在于，所述姿态控制模式控制逻辑包括：俯仰通道、滚转通道及偏航通道的控制逻辑；位置控制模式控制逻辑包括：水平纵向通道、水平横向通道及高度通道的控制逻辑。
8.根据权利要求1所述的测试方法，其特征在于，所述步骤S5中，如果待测试的期望信号
Figure 905697DEST_PATH_IMAGE068
和实际反馈的期望信号
Figure 501763DEST_PATH_IMAGE069
的变化规律一致，则控制逻辑正确，测试通过；否则返回步骤S4，修正飞行控制器的飞行控制逻辑。
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