[發(fā)明專利]飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計與半物理仿真方法及系統(tǒng)

有效

• 申請?zhí)枺?/td>: 201410377922.4
• 申請日: 2014-08-01
• 公開（公告）號: CN104142631A
• 公開（公告）日: 2014-11-12
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 徐軍;高榮華;章枧;杜宇
• 申請（專利權(quán)）人: 北京理工大學(xué)
• 主分類號: G05B17/02
• 分類號: G05B17/02
• 代理公司: 無
• 代理人: 無

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明涉及一種飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計與半物理仿真方法及系統(tǒng)，屬于飛行控制領(lǐng)域。

背景技術(shù)

飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計可分為兩個主要階段：理論設(shè)計階段和工程設(shè)計階段。

理論設(shè)計階段：主要根據(jù)系統(tǒng)功能和性能需求，采用適當(dāng)設(shè)計理論進(jìn)行控制律設(shè)計，即控制器或計算機(jī)的控制指令算法，在設(shè)計完成后通過數(shù)學(xué)仿真進(jìn)行控制律驗(yàn)證，即功能和性能測試。

工程設(shè)計階段：需要對系統(tǒng)的硬件配置進(jìn)行設(shè)計，并同時進(jìn)行軟件的編寫。并通過原理樣機(jī)的制造來驗(yàn)證理論和工程設(shè)計的結(jié)果是否滿足論證時所提出的性能需求。

現(xiàn)代飛行控制系統(tǒng)完全是數(shù)字化的并以數(shù)字計算機(jī)為主要核心建造的，其功能和性能完全是由軟件來實(shí)現(xiàn)的，若要驗(yàn)證軟件的功能和性能，必須在原理樣機(jī)研制完成以后通過半物理仿真才能實(shí)施。

由于理論和工程設(shè)計中的不完備性(由于系統(tǒng)正在設(shè)計過程中，因此沒有一個現(xiàn)實(shí)系統(tǒng)可以借鑒，只能依賴?yán)碚摻Y(jié)果，這樣導(dǎo)致如飛行控制系統(tǒng)的控制律設(shè)計完全是依賴于模型的，而沒有考慮具體實(shí)現(xiàn)時如計算機(jī)和傳感器的延遲效應(yīng)、計算機(jī)計算量和速度等問題)，將導(dǎo)致最初原理樣機(jī)設(shè)計是有一定缺陷的，不完備的硬件平臺和軟件接口將使得軟件的調(diào)整和試驗(yàn)受到極大的影響，這往往需要通過對原理樣機(jī)軟硬件進(jìn)行不斷地修改設(shè)計才能達(dá)到要求，因此對原理樣機(jī)的修改設(shè)計和對飛行控制系統(tǒng)軟件的驗(yàn)證試驗(yàn)基本上是同步進(jìn)行的，這將使得對軟件驗(yàn)證變得困難，顯著地降低了研制效率并使得軟件可靠性下降。

在這種情況下研制工作主要關(guān)注于對系統(tǒng)的不斷修改，而忽略了對系統(tǒng)整體性能的關(guān)注，也使得系統(tǒng)的整體技術(shù)并不完全處于最優(yōu)或次優(yōu)的狀態(tài)，同樣系統(tǒng)的性能也無法得到最優(yōu)的保證。并也會導(dǎo)致項目周期長，費(fèi)用高，缺乏必要的可靠性，甚至導(dǎo)致項目失敗。

目前已有的飛行控制系統(tǒng)設(shè)計和原理樣機(jī)技術(shù)主要有以下缺點(diǎn)：

(1)原理樣機(jī)軟件和硬件在初期設(shè)計中是不完備；

(2)軟件不是基于模型化并經(jīng)過驗(yàn)證后設(shè)計的；

(3)設(shè)計、數(shù)學(xué)仿真和半物理仿真是分開獨(dú)立進(jìn)行的；

(4)系統(tǒng)研制效率低、周期長和成本高；

(5)無法實(shí)現(xiàn)即想即所得的設(shè)計思想。

這就要求在飛行控制原理樣機(jī)研制之前，引入各種試驗(yàn)手段，并由可靠性高的實(shí)時軟/硬件平臺做支持，用半物理仿真的手段進(jìn)行飛行控制系統(tǒng)的軟件進(jìn)行驗(yàn)證與試驗(yàn)，即希望尋找一種方法或系統(tǒng)能將理論設(shè)計結(jié)果進(jìn)行快速地驗(yàn)證和測試，并能確定符合系統(tǒng)功能和性能要求的軟硬件體系，為原理樣機(jī)的研制提供正確的硬件技術(shù)方案和飛行控制系統(tǒng)軟件。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明的目的是為了克服已有飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計和仿真技術(shù)中存在的問題，提出一種飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計與半物理仿真方法及系統(tǒng)。

本發(fā)明的目的是通過下述技術(shù)方案實(shí)現(xiàn)的。

一種飛行控制系統(tǒng)的快速原型設(shè)計與半物理仿真方法，其具體實(shí)施步驟為：

步驟1：將姿態(tài)傳感器安裝在三軸轉(zhuǎn)臺上；將壓力傳感器安裝在壓力變換裝置的內(nèi)部；在仿真計算機(jī)上安裝技術(shù)計算語言軟件(Matlab)、仿真和基于模型的設(shè)計軟件(Simulink)和實(shí)時仿真測試環(huán)境(Simulation?Workbench)。

步驟2：在仿真計算機(jī)上運(yùn)行Matlab和Simulink軟件，按設(shè)計要求得到飛機(jī)控制系統(tǒng)控制律。

步驟3：在仿真計算機(jī)上運(yùn)行Simulation?Workbench軟件，加載步驟2得到的飛機(jī)控制系統(tǒng)控制律，并設(shè)置仿真實(shí)驗(yàn)的時間T和步長t。

步驟4：確定飛行動力學(xué)方程，并設(shè)置初始值；根據(jù)飛行動力學(xué)方程及初始值，產(chǎn)生飛機(jī)姿態(tài)角數(shù)據(jù)、飛機(jī)高度、飛機(jī)速度和飛機(jī)垂直速度，并把飛機(jī)姿態(tài)角數(shù)據(jù)發(fā)送給三軸轉(zhuǎn)臺，把飛機(jī)高度、飛機(jī)速度和飛機(jī)垂直速度傳遞給壓力變換裝置。

步驟5：姿態(tài)傳感器感知三軸轉(zhuǎn)臺運(yùn)動的姿態(tài)角，并將結(jié)果發(fā)送至仿真計算機(jī)。

步驟6：壓力變換裝置對飛機(jī)高度、飛機(jī)速度和飛機(jī)垂直速度數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，計算得到飛機(jī)所處環(huán)境的大氣壓力，并控制壓力變換裝置內(nèi)部的氣體壓力與所述飛機(jī)所處環(huán)境的大氣壓力相等。

步驟7：壓力傳感器感知壓力變換裝置內(nèi)部的氣體壓力，并將結(jié)果發(fā)送至仿真計算機(jī)。