一種固液動力飛行器飛行仿真測試系統技術方案

本發明專利技術公開了一種固液動力飛行器飛行仿真測試系統，包括綜合控制臺系統、飛行器仿真模型系統以及數據處理系統，綜合控制臺系統主要進行系統參數設置，關鍵變量及狀態信息監控，程序啟動控制，操作說明查看等；飛行器的仿真模型系統主要進行各系統模型運行計算；數據處理系統主要完成仿真數據處理及存儲功能。該飛行仿真測試系統針對固液動力飛行器特點主要完成以下功能，首先，可以依據任務要求進行仿真彈道設置；其次，可以進行多樣化控制率設定及效能測試，最后，可以完成系統運行狀態的實時監控及存儲功能。

【技術實現步驟摘要】
一種固液動力飛行器飛行仿真測試系統
本專利技術屬于控制系統領域，具體涉及一種新型固液動力飛行器飛行仿真測試系統。
技術介紹
固液動力飛行器是一種采用固液混合動力發動機作為動力裝置的、具有可重復啟動、推力可調等特點的新型飛行器，且安全性高、經濟性好。相較于液體動力發動機，其操作方便、結構簡單，而相較于固體動力發動機，可實現長時間工作、并且推力可調節。其發動機的工作原理是，觸發點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，發動機開始工作，同時打開增壓閥門調節氧化劑流量，改變推進劑的燃燒速率，從而實現發動機的變推力調節。固液動力飛行器飛行仿真測試軟件系統在整個飛行任務的過程中起著關鍵性作用，任何實際的飛行任務都要根據預先設計好的氣動參數和控制參數來驗證飛行的合理性和可行性。在專利公開申請號是201310322284.1的《固液動力巡航飛行器飛行任務規劃仿真系統》中介紹的固液動力巡航飛行器飛行任務規劃仿真系統，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通過matlab內部的計算,然后將simulink的仿真結果顯示到人機交互界面上。然而如此繁瑣而冗余的工作占據了系統的大部分資源，并且操作復雜，任何中間的一個仿真環節出現問題，其查錯的過程也是非常艱難；同時一個仿真系統將數據處理、顯示、計算分開進行，其操作性和智能性都不能反映當前的數學仿真水平。因此，為了更加快捷簡便的進行數據仿真、方案設計、數據顯示/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的設計具有重要的意義。
技術實現思路
本專利技術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。本專利技術考慮到固液動力飛行器的特點，提出了一種能夠同時將綜合控制臺系統、飛行器仿真模型系統、數據處理系統進行整合的仿真測試系統。一種固液動力飛行器飛行仿真測試系統，包括飛行器仿真模型系統、綜合控制臺系統、數據處理系統；飛行器仿真模型系統包括質量模塊、飛行環境模塊、組合導航模塊、時序控制模塊、飛行器模型模塊、控制系統模塊、動力系統模塊、氣動環境模塊和偏差仿真測試模塊；質量模塊由線性插值函數組成，模擬飛行器飛行過程中質量、質心和慣性矩的變化，時序控制模塊提供仿真時間，經過質量模塊的插值函數對質量進行插值，生成飛行過程中飛行器的質量，由得到的實時的質量經過對質心和慣性矩進行插值，得到實時的質心和慣性矩；生成的實時質量、質心和慣性矩再作為變量輸入到飛行器模型模塊和氣動環境模塊；飛行環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、馬赫數，供給仿真計算；組合導航模塊作為連接控制系統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、姿態角，經過模塊中的陀螺儀和加速度計的數學模型解算，得到符合實際的角速度和姿態角，生成的參數又傳遞到控制系統模塊；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，同時根據彈道規劃的要求生成彈道特征點，彈道特征點包括離軌點、起控點、轉平點、變推力點、棄控點；生成的特征點作為變量輸出給控制系統模塊和動力系統模塊；飛行器模型模塊應用六自由度微分方程，采用四階龍格庫塔法以固定步長，對運動方程進行解算，得出飛行器的飛行狀態，包括姿態角、航跡角、空間位置、飛行速度、姿態角速度以及飛行過載；在對六自由度微分方程進行解算時，將質量模塊輸出的質量和慣性矩參數，動力系統模塊輸出的推力參數和氣動環境模塊輸出的氣動參數作為參數輸入到12個微分方程中進行解算，并經過坐標系轉換到不同的坐標下的飛行狀態；方程解算出的速度、高度作為飛行環境模塊的參數輸入，計算得出飛行參數，包括三軸角速度、三軸速度、馬赫數、動壓、攻角以及側滑角，反饋到氣動環境模塊進行氣動計算；控制系統模塊依據三通道PID控制算法，用來對飛行器飛行過程中姿態和航跡進行控制，生成的舵機控制信號，經過舵系統模塊，獲得舵偏量，改變飛行器的飛行姿態和彈道飛行；飛行器模型模塊輸出的角速度、姿態角和位置作為變量參數通過組合導航模塊中的陀螺儀和角速度計的數學方程解算，得到量測的角速度和姿態角，作為控制系統模塊的輸入參數，與實時解算期望彈道形成負反饋，進行三通道PID控制，解算出舵偏控制量，生成的舵偏量作為參數傳遞給氣動環境模塊進行氣動系數解算，再通過舵機的數學模型方程和舵分配方程，形成最終的舵機角度參數；動力系統模塊將質量模塊輸出的質量參數和慣性矩參數、飛行器模型模塊的速度參數和角速度參數作為輸入參數，通過動力系數方程解算得到動力系數；氣動環境模塊由插值函數組成，實現對氣動力和氣動力矩系數的插值擬合，為計算飛行過程中的氣動力和氣動力矩提供數值；偏差仿真測試模塊用來模擬由于制導率偏差對飛行彈道造成的影響，偏差主要可分為推力偏心、發射角偏差、質量偏差、初始速度偏差以及質心偏差；綜合控制臺系統包括初始狀態設置模塊、環境設置模塊、仿真控制模塊、彈道設置模塊、控制率設置模塊、圖形顯示模塊、狀態監控模塊、操作說明模塊；初始狀態設置模塊設置為一鍵初始化或者單步初始化；一鍵初始化將預先定義好的初始化參數值保存在txt文檔中，點擊一鍵初始化按鈕即動態地加載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，點擊確認鍵進行變量值重載；參數是根據實際情況的需要進行調整，修改的參數值，映射到飛行器仿真模型系統；環境設置模塊設置在仿真過程中出現的各種環境干擾，根據當地發射環境的要求，設置是否帶有陣風影響，輸入相應的偏差大小；仿真控制模塊用于“開始”仿真、“停止”仿真，仿真時間可同步設定，配置到模型中的運行時間；彈道設置模塊，用戶通過該區設置巡航高度、巡航速度和巡航時間，然后通過內部關聯的變量映射到程序內部，自動選擇相應的方案彈道形式；控制率設置模塊設置的參數包括俯仰通道、偏航通道、滾裝通道的控制參數；圖形顯示模塊在用戶在仿真進行時，通過變量選擇區來選擇要顯示的不同變量，還能夠設置輸入數據采集的速率；狀態監控區顯示程序在運行時的狀態信息，包括仿真時間、仿真高度、開始/結束標志位；其中，仿真時間標志的是內部程序運行計算的時間，以仿真步長為單位；仿真高度實時跟蹤內部的高度變量，與圖形顯示的高度值作對比參考；開始/結束標志作為仿真是否開始和結束的標志位；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部的變量定義和程序說明；數據處理系統對數據進行采集、存儲、檢索和傳輸，數據處理系統采用數據庫和txt文本存儲相結合的方式來對中間結果變量進行處理，在仿真過程中，將其他模塊得到的中間結果保存到數據庫中，并將需要顯示的參數，輸出綜合控制臺上的圖形控件中。本專利技術的優點在于:1、本專利技術的測試系統可顯著地提高整個仿真的仿真時間和仿真效率。2、本專利技術通過C++編寫的仿真程序，將綜合控制臺系統、數據處理系統、飛行器仿真模型系統集成到一個仿真程序中，簡化了整個仿真系統的構成和設計流程，同時也能大大縮短整個仿真系統的開發周期。3、綜合控制臺將需要更改的參數、設置信息以及顯示狀態等內容通過控件(編輯框、按鈕、Measurement Studio控件、列表本文檔來自技高網...

【技術保護點】
一種固液動力飛行器飛行仿真測試系統，包括飛行器仿真模型系統、綜合控制臺系統、數據處理系統；飛行器仿真模型系統包括質量模塊、飛行環境模塊、組合導航模塊、時序控制模塊、飛行器模型模塊、控制系統模塊、動力系統模塊、氣動環境模塊和偏差仿真測試模塊；質量模塊由線性插值函數組成，模擬飛行器飛行過程中質量、質心和慣性矩的變化，時序控制模塊提供仿真時間，經過質量模塊的插值函數對質量進行插值，生成飛行過程中飛行器的質量，由得到的實時的質量經過對質心和慣性矩進行插值，得到實時的質心和慣性矩；生成的實時質量、質心和慣性矩再作為變量輸入到飛行器模型模塊和氣動環境模塊；飛行環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、馬赫數，供給仿真計算；組合導航模塊作為連接控制系統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、姿態角，經過模塊中的陀螺儀和加速度計的數學模型解算，得到符合實際的角速度和姿態角，生成的參數又傳遞到控制系統模塊；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，同時根據彈道規劃的要求生成彈道特征點，彈道特征點包括離軌點、起控點、轉平點、變推力點、棄控點；生成的特征點作為變量輸出給控制系統模塊和動力系統模塊；飛行器模型模塊應用六自由度微分方程，采用四階龍格庫塔法以固定步長，對運動方程進行解算，得出飛行器的飛行狀態，包括姿態角、航跡角、空間位置、飛行速度、姿態角速度以及飛行過載；在對六自由度微分方程進行解算時，將質量模塊輸出的質量和慣性矩參數，動力系統模塊輸出的推力參數和氣動環境模塊輸出的氣動參數作為參數輸入到12個微分方程中進行解算，并經過坐標系轉換到不同的坐標下的飛行狀態；方程解算出的速度、高度作為飛行環境模塊的參數輸入，計算得出飛行參數，包括三軸角速度、三軸速度、馬赫數、動壓、攻角以及側滑角，反饋到氣動環境模塊進行氣動計算；控制系統模塊依據三通道PID控制算法，用來對飛行器飛行過程中姿態和航跡進行控制，生成的舵機控制信號，經過舵系統模塊，獲得舵偏量，改變飛行器的飛行姿態和彈道飛行；飛行器模型模塊輸出的角速度、姿態角和位置作為變量參數通過組合導航模塊中的陀螺儀和角速度計的數學方程解算，得到量測的角速度和姿態角，作為控制系統模塊的輸入參數，與實時解算期望彈道形成負反饋，進行三通道PID控制，解算出舵偏控制量，生成的舵偏量作為參數傳遞給氣動環境模塊進行氣動系數解算，再通過舵機的數學模型方程和舵分配方程，形成最終的舵機角度參數；動力系統模塊將質量模塊輸出的質量參數和慣性矩參數、飛行器模型模塊的速度參數和角速度參數作為輸入參數，通過動力系數方程解算得到動力系數；氣動環境模塊由插值函數組成，實現對氣動力和氣動力矩系數的插值擬合，為計算飛行過程中的氣動力和氣動力矩提供數值；偏差仿真測試模塊用來模擬由于制導率偏差對飛行彈道造成的影響，偏差主要可分為推力偏心、發射角偏差、質量偏差、初始速度偏差以及質心偏差；綜合控制臺系統包括初始狀態設置模塊、環境設置模塊、仿真控制模塊、彈道設置模塊、控制率設置模塊、圖形顯示模塊、狀態監控模塊、操作說明模塊；初始狀態設置模塊設置為一鍵初始化或者單步初始化；一鍵初始化將預先定義好的初始化參數值保存在txt文檔中，點擊一鍵初始化按鈕即動態地加載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，點擊確認鍵進行變量值重載；參數是根據實際情況的需要進行調整，修改的參數值，映射到飛行器仿真模型系統；環境設置模塊設置在仿真過程中出現的各種環境干擾，根據當地發射環境的要求，設置是否帶有陣風影響，輸入相應的偏差大小；仿真控制模塊用于“開始”仿真、“停止”仿真，仿真時間可同步設定，配置到模型中的運行時間；彈道設置模塊，用戶通過該區設置巡航高度、巡航速度和巡航時間，然后通過內部關聯的變量映射到程序內部，自動選擇相應的方案彈道形式；控制率設置模塊設置的參數包括俯仰通道、偏航通道、滾裝通道的控制參數；圖形顯示模塊在用戶在仿真進行時，通過變量選擇區來選擇要顯示的不同變量，還能夠設置輸入數據采集的速率；狀態監控區顯示程序在運行時的狀態信息，包括仿真時間、仿真高度、開始/結束標志位；其中，仿真時間標志的是內部程序運行計算的時間，以仿真步長為單位；仿真高度實時跟蹤內部的高度變量，與圖形顯示的高度值作對比參考；開始/結束標志作為仿真是否開始和結束的標志位；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部的變量定義和程序說明；數據處理系統對數據進行采集、存儲、檢索和傳輸，數據處理系統采用數據庫和txt文本存儲相結合的方式來對中間結果變量進行處理，在仿真過程中，將其他模塊得到的中間結果保存到數據庫中，并將需要顯示的參數，...

【技術特征摘要】
1.一種固液動力飛行器飛行仿真測試系統，包括飛行器仿真模型系統、綜合控制臺系統、數據處理系統； 飛行器仿真模型系統包括質量模塊、飛行環境模塊、組合導航模塊、時序控制模塊、飛行器模型模塊、控制系統模塊、動力系統模塊、氣動環境模塊和偏差仿真測試模塊； 質量模塊由線性插值函數組成，模擬飛行器飛行過程中質量、質心和慣性矩的變化，時序控制模塊提供仿真時間，經過質量模塊的插值函數對質量進行插值，生成飛行過程中飛行器的質量，由得到的實時的質量經過對質心和慣性矩進行插值，得到實時的質心和慣性矩；生成的實時質量、質心和慣性矩再作為變量輸入到飛行器模型模塊和氣動環境模塊； 飛行環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、馬赫數，供給仿真計算； 組合導航模塊作為連接控制系統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、姿態角，經過模塊中的陀螺儀和加速度計的數學模型解算，得到符合實際的角速度和姿態角，生成的參數又傳遞到控制系統模塊； 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，同時根據彈道規劃的要求生成彈道特征點，彈道特征點包括離軌點、起控點、轉平點、變推力點、棄控點；生成的特征點作為變量輸出給控制系統模塊和動力系統模塊； 飛行器模型模塊應用六自由度微分方程，采用四階龍格庫塔法以固定步長，對運動方程進行解算，得出飛行器的飛行狀態，包括姿態角、航跡角、空間位置、飛行速度、姿態角速度以及飛行過載；在 對六自由度微分方程進行解算時，將質量模塊輸出的質量和慣性矩參數，動力系統模塊輸出的推力參數和氣動環境模塊輸出的氣動參數作為參數輸入到12個微分方程中進行解算，并經過坐標系轉換到不同的坐標下的飛行狀態；方程解算出的速度、高度作為飛行環境模塊的參數輸入，計算得出飛行參數，包括三軸角速度、三軸速度、馬赫數、動壓、攻角以及側滑角，反饋到氣動環境模塊進行氣動計算； 控制系統模塊依據三通道PID控制算法，用來對飛行器飛行過程中姿態和航跡進行控制，生成的舵機控制信號，經過舵系統模塊，獲得舵偏量，改變飛行器的飛行姿態和彈道飛行；飛行器模型模塊輸出的角速度、姿態角和位置作為變量參數通過組合導航模塊中的陀螺儀和角速度計的數學方程解算，得到量測的角速度和姿態角，作為控制系統模塊的輸入參數，與實時解算期望彈道形成負反饋，進行三通道PID控制，解算出舵偏控制量，生成的舵偏量作為參數傳遞給氣動環境模塊進行氣動系數解算，再通過舵機的數學模型方程和舵分配方程，形成最終的舵機角度參數； 動力系統模塊將質量模塊輸出的質量參數和慣性矩參數...

【專利技術屬性】
技術研發人員：宋佳，蔡國飆，李小川，王鵬，施文杰，
申請(專利權)人：北京航空航天大學，
類型：發明
國別省市：北京;11