一種固液動力飛行器飛行仿真測試系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種固液動力飛行器飛行仿真測試系統(tǒng)，包括綜合控制臺系統(tǒng)、飛行器仿真模型系統(tǒng)以及數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)，綜合控制臺系統(tǒng)主要進(jìn)行系統(tǒng)參數(shù)設(shè)置，關(guān)鍵變量及狀態(tài)信息監(jiān)控，程序啟動控制，操作說明查看等；飛行器的仿真模型系統(tǒng)主要進(jìn)行各系統(tǒng)模型運(yùn)行計(jì)算；數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)主要完成仿真數(shù)據(jù)處理及存儲功能。該飛行仿真測試系統(tǒng)針對固液動力飛行器特點(diǎn)主要完成以下功能，首先，可以依據(jù)任務(wù)要求進(jìn)行仿真彈道設(shè)置；其次，可以進(jìn)行多樣化控制率設(shè)定及效能測試，最后，可以完成系統(tǒng)運(yùn)行狀態(tài)的實(shí)時監(jiān)控及存儲功能。
【專利說明】一種固液動力飛行器飛行仿真測試系統(tǒng)
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明屬于控制系統(tǒng)領(lǐng)域，具體涉及一種新型固液動力飛行器飛行仿真測試系統(tǒng)。
【背景技術(shù)】
[0002]固液動力飛行器是一種采用固液混合動力發(fā)動機(jī)作為動力裝置的、具有可重復(fù)啟動、推力可調(diào)等特點(diǎn)的新型飛行器，且安全性高、經(jīng)濟(jì)性好。相較于液體動力發(fā)動機(jī)，其操作方便、結(jié)構(gòu)簡單，而相較于固體動力發(fā)動機(jī)，可實(shí)現(xiàn)長時間工作、并且推力可調(diào)節(jié)。其發(fā)動機(jī)的工作原理是，觸發(fā)點(diǎn)火器后打開液路閥門釋放液體氧化劑，氧化劑在燃燒室中與固體燃料接觸并燃燒，發(fā)動機(jī)開始工作，同時打開增壓閥門調(diào)節(jié)氧化劑流量，改變推進(jìn)劑的燃燒速率，從而實(shí)現(xiàn)發(fā)動機(jī)的變推力調(diào)節(jié)。
[0003]固液動力飛行器飛行仿真測試軟件系統(tǒng)在整個飛行任務(wù)的過程中起著關(guān)鍵性作用，任何實(shí)際的飛行任務(wù)都要根據(jù)預(yù)先設(shè)計(jì)好的氣動參數(shù)和控制參數(shù)來驗(yàn)證飛行的合理性和可行性。在專利公開申請?zhí)柺?01310322284.1的《固液動力巡航飛行器飛行任務(wù)規(guī)劃仿真系統(tǒng)》中介紹的固液動力巡航飛行器飛行任務(wù)規(guī)劃仿真系統(tǒng)，是在matlab中利用simulink模塊搭建飛行器仿真模型,給定特定的飛行參數(shù)通過matlab內(nèi)部的計(jì)算,然后將simulink的仿真結(jié)果顯示到人機(jī)交互界面上。然而如此繁瑣而冗余的工作占據(jù)了系統(tǒng)的大部分資源，并且操作復(fù)雜，任何中間的一個仿真環(huán)節(jié)出現(xiàn)問題，其查錯的過程也是非常艱難；同時一個仿真系統(tǒng)將數(shù)據(jù)處理、顯示、計(jì)算分開進(jìn)行，其操作性和智能性都不能反映當(dāng)前的數(shù)學(xué)仿真水平。因此，為了更加快捷簡便的進(jìn)行數(shù)據(jù)仿真、方案設(shè)計(jì)、數(shù)據(jù)顯示/存儲，一套新型的完整的固液動力飛行器飛行仿真測試軟件系統(tǒng)的設(shè)計(jì)具有重要的意義。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明的目的是為了解決上述問題，提出了一種新型固液動力飛行器飛行仿真測試系統(tǒng)。本發(fā)明考慮到固液動力飛行器的特點(diǎn)，提出了一種能夠同時將綜合控制臺系統(tǒng)、飛行器仿真模型系統(tǒng)、數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)進(jìn)行整合的仿真測試系統(tǒng)。
[0005]一種固液動力飛行器飛行仿真測試系統(tǒng)，包括飛行器仿真模型系統(tǒng)、綜合控制臺系統(tǒng)、數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)；
[0006]飛行器仿真模型系統(tǒng)包括質(zhì)量模塊、飛行環(huán)境模塊、組合導(dǎo)航模塊、時序控制模塊、飛行器模型模塊、控制系統(tǒng)模塊、動力系統(tǒng)模塊、氣動環(huán)境模塊和偏差仿真測試模塊；
[0007]質(zhì)量模塊由線性插值函數(shù)組成，模擬飛行器飛行過程中質(zhì)量、質(zhì)心和慣性矩的變化，時序控制模塊提供仿真時間，經(jīng)過質(zhì)量模塊的插值函數(shù)對質(zhì)量進(jìn)行插值，生成飛行過程中飛行器的質(zhì)量，由得到的實(shí)時的質(zhì)量經(jīng)過對質(zhì)心和慣性矩進(jìn)行插值，得到實(shí)時的質(zhì)心和慣性矩；生成的實(shí)時質(zhì)量、質(zhì)心和慣性矩再作為變量輸入到飛行器模型模塊和氣動環(huán)境模塊；
[0008]飛行環(huán)境模塊模擬大氣中飛行高度下的引力加速度、大氣動壓、聲速、大氣密度參數(shù)、馬赫數(shù)，供給仿真計(jì)算；
[0009]組合導(dǎo)航模塊作為連接控制系統(tǒng)模塊和飛行器模型模塊的中間模塊，將飛行器模型模塊輸出的角速度、姿態(tài)角，經(jīng)過模塊中的陀螺儀和加速度計(jì)的數(shù)學(xué)模型解算，得到符合實(shí)際的角速度和姿態(tài)角，生成的參數(shù)又傳遞到控制系統(tǒng)模塊；
[0010]時序控制模塊在仿真過程中，用來生成模型仿真時序，為其他各個模塊提供精確的時間控制，同時根據(jù)彈道規(guī)劃的要求生成彈道特征點(diǎn)，彈道特征點(diǎn)包括離軌點(diǎn)、起控點(diǎn)、轉(zhuǎn)平點(diǎn)、變推力點(diǎn)、棄控點(diǎn)；生成的特征點(diǎn)作為變量輸出給控制系統(tǒng)模塊和動力系統(tǒng)模塊；
[0011]飛行器模型模塊應(yīng)用六自由度微分方程，采用四階龍格庫塔法以固定步長，對運(yùn)動方程進(jìn)行解算，得出飛行器的飛行狀態(tài)，包括姿態(tài)角、航跡角、空間位置、飛行速度、姿態(tài)角速度以及飛行過載；在對六自由度微分方程進(jìn)行解算時，將質(zhì)量模塊輸出的質(zhì)量和慣性矩參數(shù)，動力系統(tǒng)模塊輸出的推力參數(shù)和氣動環(huán)境模塊輸出的氣動參數(shù)作為參數(shù)輸入到12個微分方程中進(jìn)行解算，并經(jīng)過坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到不同的坐標(biāo)下的飛行狀態(tài)；方程解算出的速度、高度作為飛行環(huán)境模塊的參數(shù)輸入，計(jì)算得出飛行參數(shù)，包括三軸角速度、三軸速度、馬赫數(shù)、動壓、攻角以及側(cè)滑角，反饋到氣動環(huán)境模塊進(jìn)行氣動計(jì)算；
[0012]控制系統(tǒng)模塊依據(jù)三通道PID控制算法，用來對飛行器飛行過程中姿態(tài)和航跡進(jìn)行控制，生成的舵機(jī)控制信號，經(jīng)過舵系統(tǒng)模塊，獲得舵偏量，改變飛行器的飛行姿態(tài)和彈道飛行；飛行器模型模塊輸出的角速度、姿態(tài)角和位置作為變量參數(shù)通過組合導(dǎo)航模塊中的陀螺儀和角速度計(jì)的數(shù)學(xué)方程解算，得到量測的角速度和姿態(tài)角，作為控制系統(tǒng)模塊的輸入?yún)?shù)，與實(shí)時解算期望彈道形成負(fù)反饋，進(jìn)行三通道PID控制，解算出舵偏控制量，生成的舵偏量作為參數(shù)傳遞給氣動環(huán)境模塊進(jìn)行氣動系數(shù)解算，再通過舵機(jī)的數(shù)學(xué)模型方程和舵分配方程，形成最終的舵機(jī)角度參數(shù)；
[0013]動力系統(tǒng)模塊將質(zhì)量模塊輸出的質(zhì)量參數(shù)和慣性矩參數(shù)、飛行器模型模塊的速度參數(shù)和角速度參數(shù)作為輸入?yún)?shù)，通過動力系數(shù)方程解算得到動力系數(shù)；
[0014]氣動環(huán)境模塊由插值函數(shù)組成，實(shí)現(xiàn)對氣動力和氣動力矩系數(shù)的插值擬合，為計(jì)算飛行過程中的氣動力和氣動力矩提供數(shù)值；
[0015]偏差仿真測試模塊用來模擬由于制導(dǎo)率偏差對飛行彈道造成的影響，偏差主要可分為推力偏心、發(fā)射角偏差、質(zhì)量偏差、初始速度偏差以及質(zhì)心偏差；
[0016]綜合控制臺系統(tǒng)包括初始狀態(tài)設(shè)置模塊、環(huán)境設(shè)置模塊、仿真控制模塊、彈道設(shè)置模塊、控制率設(shè)置模塊、圖形顯示模塊、狀態(tài)監(jiān)控模塊、操作說明模塊；
[0017]初始狀態(tài)設(shè)置模塊設(shè)置為一鍵初始化或者單步初始化；一鍵初始化將預(yù)先定義好的初始化參數(shù)值保存在txt文檔中，點(diǎn)擊一鍵初始化按鈕即動態(tài)地加載txt文檔中的初始化值；單步初始化需要手動輸入每個需要更改的變量，點(diǎn)擊確認(rèn)鍵進(jìn)行變量值重載；參數(shù)是根據(jù)實(shí)際情況的需要進(jìn)行調(diào)整，修改的參數(shù)值，映射到飛行器仿真模型系統(tǒng)；
[0018]環(huán)境設(shè)置模塊設(shè)置在仿真過程中出現(xiàn)的各種環(huán)境干擾，根據(jù)當(dāng)?shù)匕l(fā)射環(huán)境的要求，設(shè)置是否帶有陣風(fēng)影響，輸入相應(yīng)的偏差大??；
[0019]仿真控制模塊用于“開始”仿真、“停止”仿真，仿真時間可同步設(shè)定，配置到模型中的運(yùn)行時間；
[0020]彈道設(shè)置模塊，用戶通過該區(qū)設(shè)置巡航高度、巡航速度和巡航時間，然后通過內(nèi)部關(guān)聯(lián)的變量映射到程序內(nèi)部，自動選擇相應(yīng)的方案彈道形式；[0021]控制率設(shè)置模塊設(shè)置的參數(shù)包括俯仰通道、偏航通道、滾裝通道的控制參數(shù)；
[0022]圖形顯示模塊在用戶在仿真進(jìn)行時，通過變量選擇區(qū)來選擇要顯示的不同變量，還能夠設(shè)置輸入數(shù)據(jù)采集的速率；
[0023]狀態(tài)監(jiān)控區(qū)顯示程序在運(yùn)行時的狀態(tài)信息，包括仿真時間、仿真高度、開始/結(jié)束標(biāo)志位；其中，仿真時間標(biāo)志的是內(nèi)部程序運(yùn)行計(jì)算的時間，以仿真步長為單位；仿真高度實(shí)時跟蹤內(nèi)部的高度變量，與圖形顯示的高度值作對比參考；開始/結(jié)束標(biāo)志作為仿真是否開始和結(jié)束的標(biāo)志位；
[0024]操作說明模塊作為操作說明的幫助文檔鏈接之用，該區(qū)域通過超鏈接的形式鏈接到操作說明幫助文檔以便查看程序內(nèi)部的變量定義和程序說明；
[0025]數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)對數(shù)據(jù)進(jìn)行采集、存儲、檢索和傳輸，數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)采用數(shù)據(jù)庫和txt文本存儲相結(jié)合的方式來對中間結(jié)果變量進(jìn)行處理，在仿真過程中，將其他模塊得到的中間結(jié)果保存到數(shù)據(jù)庫中，并將需要顯示的參數(shù)，輸出綜合控制臺上的圖形控件中。
[0026]本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)在于:
[0027]1、本發(fā)明的測試系統(tǒng)可顯著地提高整個仿真的仿真時間和仿真效率。
[0028]2、本發(fā)明通過C++編寫的仿真程序，將綜合控制臺系統(tǒng)、數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)、飛行器仿真模型系統(tǒng)集成到一個仿真程序中，簡化了整個仿真系統(tǒng)的構(gòu)成和設(shè)計(jì)流程，同時也能大大縮短整個仿真系統(tǒng)的開發(fā)周期。
[0029]3、綜合控制臺將需要更改的參數(shù)、設(shè)置信息以及顯示狀態(tài)等內(nèi)容通過控件(編輯框、按鈕、Measurement Studio控件、列表框等)的方式展現(xiàn)出來,并且可通過參數(shù)的實(shí)時修改來達(dá)到實(shí)時仿真的目的，使得整個仿真操作簡單快捷。
[0030]4、利用MFC創(chuàng)建的基于對話框的程序,利用NI公司發(fā)布的Measurement Studio控件嵌入到對話框的主程序中，可及時根據(jù)需要來更改設(shè)置，選擇二維顯示或三維顯示；并且提供了該控件操作所需要的幫助文檔，可通過查閱該文檔來調(diào)用需要的API函數(shù)。
[0031]5、整個仿真系統(tǒng)程序的設(shè)計(jì)過程中，相關(guān)的過程變量都保存在程序內(nèi)部，仿真過程中如需查看關(guān)鍵變量可通過更改變量設(shè)置來顯示不同的數(shù)據(jù)，并且所有的變量產(chǎn)生的中間數(shù)據(jù)都可保存到文本文檔中，以便后期維護(hù)查看。
【專利附圖】

【附圖說明】
[0032]圖1:一種新型固液動力飛行器飛行仿真測試系統(tǒng)各模塊結(jié)構(gòu)示意圖；
[0033]圖2: —種新型固液動力飛行器飛行仿真測試系統(tǒng)的綜合控制臺；
[0034]圖3:—種新型固液動力飛行器飛行仿真測試系統(tǒng)的操作流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0035]下面結(jié)合附圖對本發(fā)明作進(jìn)一步的說明。
[0036]本發(fā)明提出的一種固液動力飛行器飛行仿真測試系統(tǒng)，如圖1所示，包括飛行器仿真模型系統(tǒng)1、綜合控制臺系統(tǒng)2、數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)3。其中，綜合控制臺系統(tǒng)2是仿真程序的入口，飛行器仿真模型系統(tǒng)I是仿真程序的核心，數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)3和飛行器仿真模型系統(tǒng)I在程序的后臺運(yùn)打。
[0037]飛行器仿真模型系統(tǒng)I是由基于C++編寫的類完成相應(yīng)的模塊功能，其主要包括質(zhì)量模塊101、飛行環(huán)境模塊102、組合導(dǎo)航模塊103、時序控制模塊104、飛行器模型模塊105、控制系統(tǒng)模塊106、動力系統(tǒng)模塊107、氣動環(huán)境模塊108和偏差仿真測試模塊109。
[0038]其中，質(zhì)量模塊101模擬飛行器飛行過程中質(zhì)量、質(zhì)心和慣性矩的變化。主要由插值函數(shù)計(jì)算得到，在對發(fā)動機(jī)進(jìn)行地面燃燒試驗(yàn)時，記錄每個時刻發(fā)動機(jī)燃燒后的質(zhì)量值，然后根據(jù)時序模塊的要求提取出關(guān)鍵時序時刻的質(zhì)量值作為插值函數(shù)的起點(diǎn)和終點(diǎn)，實(shí)現(xiàn)彈體質(zhì)量在不同工作時段隨時間的變化關(guān)系。在模型輸入的同時由時序控制模塊104提供仿真時間，經(jīng)過插值函數(shù)對質(zhì)量進(jìn)行插值，中間時刻的質(zhì)量值主要利用線性函數(shù)算法計(jì)算得出，來生成飛行過程中飛行器的質(zhì)量；由得到的實(shí)時的質(zhì)量經(jīng)過對質(zhì)心和慣性矩進(jìn)行插值，得到實(shí)時的質(zhì)心和慣性矩。生成的實(shí)時質(zhì)量、質(zhì)心和慣性矩再作為變量輸入到飛行器模型模塊105和氣動環(huán)境模塊108,作為解算氣動力和飛行器模型方程的輸入?yún)?shù)。
[0039]飛行環(huán)境模塊102用來模擬大氣中飛行高度下的引力加速度、聲速、大氣密度參數(shù)、馬赫數(shù)，供給仿真計(jì)算。引力加速度的計(jì)算是根據(jù)飛行高度的變化計(jì)算得到飛行中的
引力加速度，通過公式:g' = g * (-?2，其中，g為地球表面的重力加速度9.8m/s2, R為地
球半徑，H為飛行高度；大氣動壓反應(yīng)帶動氣體向前運(yùn)動的壓力，通過公式Q = 0.5*p *V2，得到，其中，P表示大氣密度，V表示飛行速度；大氣密度隨著高度值的增加按指數(shù)率遞減，海平面的大氣密度為1.225kg/m3 ;馬赫數(shù)是飛行速度與飛行器所在高度的聲速之比，即
Ma = P所在高度的聲速c=20V^；，Th表示高度為H處的熱力學(xué)溫度，V為飛行速度。
[0040]組合導(dǎo)航模塊103用來模擬導(dǎo)航組件(如陀螺儀、角速度計(jì))的工作特性。該模塊作為連接控制系統(tǒng)模塊106和飛行器模型模塊105的中間模塊，將飛行器模型模塊105輸出的角速度、姿態(tài)角等參數(shù)變量，經(jīng)過模塊中的陀螺儀和加速度計(jì)的數(shù)學(xué)模型解算，得到符合實(shí)際的角速度和姿態(tài)角，生成的參數(shù)又傳遞到控制系統(tǒng)模塊106。
[0041]時序控制模塊104決定整個仿真在時間上按照預(yù)定時間進(jìn)行計(jì)算仿真。在仿真過程中時序控制模塊104用來生成模型仿真時序，提供全局仿真時間，為其他各個模塊提供精確的時間控制，同時根據(jù)彈道規(guī)劃的要求生成彈道特征點(diǎn)，彈道特征點(diǎn)包括離軌點(diǎn)、起控點(diǎn)、轉(zhuǎn)平點(diǎn)、變推力點(diǎn)、棄控點(diǎn)。生成的特征點(diǎn)作為變量輸出給控制系統(tǒng)模塊106和動力系統(tǒng)模塊107，使得控制系統(tǒng)模塊106在特征點(diǎn)做出不同的程序彈道方程的選擇和控制方式的選擇，使動力系統(tǒng)模塊107進(jìn)行變推力控制。
[0042]飛行器模型模塊105主要應(yīng)用六自由度微分方程，采用四階龍格庫塔法以固定步長，對運(yùn)動方程進(jìn)行解算，得出飛行器的飛行狀態(tài)(包括姿態(tài)角、航跡角、空間位置、飛行速度、姿態(tài)角速度以及飛行過載)；在對六自由度微分方程進(jìn)行解算時，需要將質(zhì)量模塊101輸出的質(zhì)量和慣性矩參數(shù)，動力系統(tǒng)模塊107輸出的推力參數(shù)和氣動環(huán)境模塊108輸出的氣動參數(shù)作為參數(shù)輸入到12個微分方程中進(jìn)行解算，并經(jīng)過坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到不同的坐標(biāo)下的飛行狀態(tài)。
[0043]其中，飛行器的運(yùn)動方程可分為動力學(xué)方程和運(yùn)動學(xué)方程；動力學(xué)方程又分為飛行器質(zhì)心運(yùn)動的動力學(xué)方程和飛行器繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的動力學(xué)方程，每個方程分為X、1、Z3個方向，共6個；而運(yùn)動學(xué)方程也可分為飛行器質(zhì)心運(yùn)動的運(yùn)動學(xué)方程和飛行器繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的運(yùn)動學(xué)方程，每個方程分為X、1、z3個方向，共6個；所以一共是12個方程，每個方程都以微分形式表不;[0044]飛行器質(zhì)心運(yùn)動的動力學(xué)方程:
[0045]
【權(quán)利要求】
1.一種固液動力飛行器飛行仿真測試系統(tǒng)，包括飛行器仿真模型系統(tǒng)、綜合控制臺系統(tǒng)、數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)； 飛行器仿真模型系統(tǒng)包括質(zhì)量模塊、飛行環(huán)境模塊、組合導(dǎo)航模塊、時序控制模塊、飛行器模型模塊、控制系統(tǒng)模塊、動力系統(tǒng)模塊、氣動環(huán)境模塊和偏差仿真測試模塊； 質(zhì)量模塊由線性插值函數(shù)組成，模擬飛行器飛行過程中質(zhì)量、質(zhì)心和慣性矩的變化，時序控制模塊提供仿真時間，經(jīng)過質(zhì)量模塊的插值函數(shù)對質(zhì)量進(jìn)行插值，生成飛行過程中飛行器的質(zhì)量，由得到的實(shí)時的質(zhì)量經(jīng)過對質(zhì)心和慣性矩進(jìn)行插值，得到實(shí)時的質(zhì)心和慣性矩；生成的實(shí)時質(zhì)量、質(zhì)心和慣性矩再作為變量輸入到飛行器模型模塊和氣動環(huán)境模塊； 飛行環(huán)境模塊模擬大氣中飛行高度下的引力加速度、大氣動壓、聲速、大氣密度參數(shù)、馬赫數(shù)，供給仿真計(jì)算； 組合導(dǎo)航模塊作為連接控制系統(tǒng)模塊和飛行器模型模塊的中間模塊，將飛行器模型模塊輸出的角速度、姿態(tài)角，經(jīng)過模塊中的陀螺儀和加速度計(jì)的數(shù)學(xué)模型解算，得到符合實(shí)際的角速度和姿態(tài)角，生成的參數(shù)又傳遞到控制系統(tǒng)模塊； 時序控制模塊在仿真過程中，用來生成模型仿真時序，為其他各個模塊提供精確的時間控制，同時根據(jù)彈道規(guī)劃的要求生成彈道特征點(diǎn)，彈道特征點(diǎn)包括離軌點(diǎn)、起控點(diǎn)、轉(zhuǎn)平點(diǎn)、變推力點(diǎn)、棄控點(diǎn)；生成的特征點(diǎn)作為變量輸出給控制系統(tǒng)模塊和動力系統(tǒng)模塊； 飛行器模型模塊應(yīng)用六自由度微分方程，采用四階龍格庫塔法以固定步長，對運(yùn)動方程進(jìn)行解算，得出飛行器的飛行狀態(tài)，包括姿態(tài)角、航跡角、空間位置、飛行速度、姿態(tài)角速度以及飛行過載；在 對六自由度微分方程進(jìn)行解算時，將質(zhì)量模塊輸出的質(zhì)量和慣性矩參數(shù)，動力系統(tǒng)模塊輸出的推力參數(shù)和氣動環(huán)境模塊輸出的氣動參數(shù)作為參數(shù)輸入到12個微分方程中進(jìn)行解算，并經(jīng)過坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換到不同的坐標(biāo)下的飛行狀態(tài)；方程解算出的速度、高度作為飛行環(huán)境模塊的參數(shù)輸入，計(jì)算得出飛行參數(shù)，包括三軸角速度、三軸速度、馬赫數(shù)、動壓、攻角以及側(cè)滑角，反饋到氣動環(huán)境模塊進(jìn)行氣動計(jì)算； 控制系統(tǒng)模塊依據(jù)三通道PID控制算法，用來對飛行器飛行過程中姿態(tài)和航跡進(jìn)行控制，生成的舵機(jī)控制信號，經(jīng)過舵系統(tǒng)模塊，獲得舵偏量，改變飛行器的飛行姿態(tài)和彈道飛行；飛行器模型模塊輸出的角速度、姿態(tài)角和位置作為變量參數(shù)通過組合導(dǎo)航模塊中的陀螺儀和角速度計(jì)的數(shù)學(xué)方程解算，得到量測的角速度和姿態(tài)角，作為控制系統(tǒng)模塊的輸入?yún)?shù)，與實(shí)時解算期望彈道形成負(fù)反饋，進(jìn)行三通道PID控制，解算出舵偏控制量，生成的舵偏量作為參數(shù)傳遞給氣動環(huán)境模塊進(jìn)行氣動系數(shù)解算，再通過舵機(jī)的數(shù)學(xué)模型方程和舵分配方程，形成最終的舵機(jī)角度參數(shù)； 動力系統(tǒng)模塊將質(zhì)量模塊輸出的質(zhì)量參數(shù)和慣性矩參數(shù)、飛行器模型模塊的速度參數(shù)和角速度參數(shù)作為輸入?yún)?shù)，通過動力系數(shù)方程解算得到動力系數(shù)； 氣動環(huán)境模塊由插值函數(shù)組成，實(shí)現(xiàn)對氣動力和氣動力矩系數(shù)的插值擬合，為計(jì)算飛行過程中的氣動力和氣動力矩提供數(shù)值； 偏差仿真測試模塊用來模擬由于制導(dǎo)率偏差對飛行彈道造成的影響，偏差主要可分為推力偏心、發(fā)射角偏差、質(zhì)量偏差、初始速度偏差以及質(zhì)心偏差； 綜合控制臺系統(tǒng)包括初始狀態(tài)設(shè)置模塊、環(huán)境設(shè)置模塊、仿真控制模塊、彈道設(shè)置模塊、控制率設(shè)置模塊、圖形顯示模塊、狀態(tài)監(jiān)控模塊、操作說明模塊； 初始狀態(tài)設(shè)置模塊設(shè)置為一鍵初始化或者單步初始化；一鍵初始化將預(yù)先定義好的初始化參數(shù)值保存在txt文檔中，點(diǎn)擊一鍵初始化按鈕即動態(tài)地加載txt文檔中的初始化值；單步初始化需要手動輸入每個需要更改的變量，點(diǎn)擊確認(rèn)鍵進(jìn)行變量值重載；參數(shù)是根據(jù)實(shí)際情況的需要進(jìn)行調(diào)整，修改的參數(shù)值，映射到飛行器仿真模型系統(tǒng)； 環(huán)境設(shè)置模塊設(shè)置在仿真過程中出現(xiàn)的各種環(huán)境干擾，根據(jù)當(dāng)?shù)匕l(fā)射環(huán)境的要求，設(shè)置是否帶有陣風(fēng)影響，輸入相應(yīng)的偏差大??； 仿真控制模塊用于“開始”仿真、“停止”仿真，仿真時間可同步設(shè)定，配置到模型中的運(yùn)行時間； 彈道設(shè)置模塊，用戶通過該區(qū)設(shè)置巡航高度、巡航速度和巡航時間，然后通過內(nèi)部關(guān)聯(lián)的變量映射到程序內(nèi)部，自動選擇相應(yīng)的方案彈道形式； 控制率設(shè)置模塊設(shè)置的參數(shù)包括俯仰通道、偏航通道、滾裝通道的控制參數(shù)； 圖形顯示模塊在用戶在仿真進(jìn)行時，通過變量選擇區(qū)來選擇要顯示的不同變量，還能夠設(shè)置輸入數(shù)據(jù)采集的速率； 狀態(tài)監(jiān)控區(qū)顯示程序在運(yùn)行時的狀態(tài)信息，包括仿真時間、仿真高度、開始/結(jié)束標(biāo)志位；其中，仿真時間標(biāo)志的是內(nèi)部程序運(yùn)行計(jì)算的時間，以仿真步長為單位；仿真高度實(shí)時跟蹤內(nèi)部的高度變量，與圖形顯示的高度值作對比參考；開始/結(jié)束標(biāo)志作為仿真是否開始和結(jié)束的標(biāo)志位； 操作說明模塊作為操作說明的幫助文檔鏈接之用，該區(qū)域通過超鏈接的形式鏈接到操作說明幫助文檔以便查看程序內(nèi)部的變量定義和程序說明； 數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)對數(shù)據(jù)進(jìn)行采集、存儲、檢索和傳輸，數(shù)據(jù)處理系統(tǒng)采用數(shù)據(jù)庫和txt文本存儲相結(jié)合的方式來對中間結(jié)果變量進(jìn)行處理，在仿真過程中，將其他模塊得到的中間結(jié)果保存到數(shù)據(jù)庫中，并將需要顯示的參數(shù)，輸出綜合控制臺上的圖形控件中。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種固液動力飛行器飛行仿真測試系統(tǒng)，所述的飛行環(huán)境模塊中，模擬大氣中飛行高度下的引力加速度、大氣動壓、聲速、大氣密度參數(shù)具體為: 引力加速度
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種固液動力飛行器飛行仿真測試系統(tǒng)，所述的12個微分方程具體包括: 飛行器質(zhì)心運(yùn)動的動力學(xué)方程:
【文檔編號】G05B17/02GK104007665SQ201410238600
【公開日】2014年8月27日 申請日期:2014年5月30日 優(yōu)先權(quán)日:2014年5月30日
【發(fā)明者】宋佳, 蔡國飆, 李小川, 王鵬, 施文杰 申請人:北京航空航天大學(xué)