分布式驅(qū)動的變體飛行器仿真系統(tǒng)設(shè)計與實現(xiàn)*

文哲遠(yuǎn)，陸宇平

(南京航空航天大學(xué)自動化學(xué)院，南京210016)

1 引言

自20世紀(jì)初美國的萊特兄弟研制出第一架飛機試飛成功以來，飛行器的發(fā)展突飛猛進(jìn)，不但有了各種各樣的外形，而且也飛得更高、更快、更靈活。即便如此，人類制造的飛行器仍然無法像鳥兒一樣根據(jù)不同的環(huán)境而靈活改變自身的飛行狀態(tài)，在空中自由翱翔。由于現(xiàn)代飛行器普遍采用固定的氣動布局，針對一種飛行條件而優(yōu)化設(shè)計，或者是針對幾種飛行條件折衷設(shè)計，所以無法在多種飛行條件下都達(dá)到優(yōu)化的氣動性能。變體飛行器作為一種全新的概念，通過改變自身的外形，能夠在不同飛行條件下執(zhí)行多種飛行任務(wù)［1］。由于機翼是影響飛機性能的最重要部件，飛機的升力特性基本由機翼確定，因此對機翼的變形研究是變體飛行器的研究重點［2］。

采用分布式結(jié)構(gòu)的變體飛行器結(jié)構(gòu)重量輕，變形方式靈活，而且在部分驅(qū)動器發(fā)生故障的情況下也能使飛機具有足夠的可靠性，故魯棒性強［3］。要實現(xiàn)變體飛行器的控制，需要建立兩層控制系統(tǒng)。位于內(nèi)層的變形控制系統(tǒng)用于控制變形機構(gòu)，實現(xiàn)變形控制。位于外層的飛行控制系統(tǒng)，用于控制飛行器的飛行狀態(tài)，實現(xiàn)飛行控制［4］。

這里首先總結(jié)出分布式驅(qū)動的變體飛行器仿真系統(tǒng)的功能需求:①翼型控制功能，需要根據(jù)不同的飛行環(huán)境來自動選擇合適的翼型;②氣動數(shù)據(jù)存取需求，由于在線計算不同翼型在不同飛行環(huán)境下的氣動數(shù)據(jù)需要消耗不少時間，因此需要建立數(shù)據(jù)庫對氣動數(shù)據(jù)進(jìn)行存儲與讀取;③主程序與MATLAB之間的通信，VC程序需要與MATLAB中的飛行控制程序同時運行，之間有大量的數(shù)據(jù)傳輸;④與底層節(jié)點之間的通信，要將上位機的指令順利發(fā)送到各個節(jié)點實現(xiàn)翼型控制，并能接收各節(jié)點之間的回饋數(shù)據(jù);⑤變形翼形顯示功能，為使用者實時顯示變形效果。

根據(jù)以上要求，使用面向?qū)ο蟮能浖_發(fā)技術(shù)開發(fā)出一套擴展性強、易于使用的分布式驅(qū)動的變體飛行器仿真系統(tǒng)。重點研究了如何從軟件方面搭建分布式驅(qū)動的變形翼系統(tǒng)并進(jìn)行變體飛行器的飛行仿真實驗。

2 變形翼總體設(shè)計

變形機構(gòu)的設(shè)計需要達(dá)到兩個方面的目標(biāo)，一個是翼型控制，主要影響飛機氣動參數(shù)，使飛機能夠在不同的飛行情況下始終具有優(yōu)化的氣動參數(shù);另一個是機翼后端變形控制，使機翼后緣能夠具有光滑的弧面形狀，主要用于控制飛機姿態(tài)，用以替換現(xiàn)在飛機上廣泛采用的舵面。

如圖1所示，用于翼型控制的變形機構(gòu)由伺服電機分布式驅(qū)動的20個智能節(jié)點組成的作動器數(shù)組。作動器安裝在一塊輕質(zhì)薄板(可以將其看成一根梁)上，用以模擬控制機翼翼型中段部分的變化。翼型前后兩端部分采取另一套機械機構(gòu)來控制其前緣半徑和后緣夾角以及后緣光滑連續(xù)的彎曲變形。

圖1 變形翼系統(tǒng)示意圖

智能節(jié)點之間用CAN總線連接組成網(wǎng)絡(luò)結(jié)構(gòu)。這樣可以減少機翼中的布線，大大節(jié)省機翼內(nèi)的空間，使飛機能攜帶更多燃油，并減輕了線纜重量，從而減輕了飛機的重量［5］。

飛機的翼型是由中央計算機根據(jù)傳感器回饋回來的資料計算出來的，并由底端的ARM來對單個電機進(jìn)行控制，同時用協(xié)同控制算法對多個電機的協(xié)調(diào)進(jìn)行控制。中央計算機在實驗情況下由PC機代替，并需要在PC機上編寫上位機程序，實現(xiàn)半物理仿真系統(tǒng)的搭建。

3 上位機系統(tǒng)整體框架

變體飛行器仿真平臺可分為四個部分:MFC框架、翼型控制模塊、數(shù)據(jù)庫模塊、通信模塊。

選擇MFC(微軟基礎(chǔ)類庫)作為上位機應(yīng)用程序的基本框架。在此框架下，上位機程序包含了多個模塊的功能:對不同環(huán)境下翼型的選擇、與底層節(jié)點通信、存儲和查詢氣動數(shù)據(jù)、與MATLAB程序通信、顯示變形效果等。由于要實現(xiàn)飛機機翼變形的控制指令的發(fā)送以使機翼變成理想的優(yōu)化形狀，上位機需要發(fā)送各智能節(jié)點的位置指令;為了使各智能節(jié)點協(xié)同變形，需要發(fā)送同步指令。同時機翼上各節(jié)點處傳感器周期性回饋給上位機的位置信息也需要在上位機上顯示出來。

在MATLAB程序中，設(shè)計人員可以通過對各種飛行控制算法的仿真來驗證變體飛行器飛行控制過程中的穩(wěn)態(tài)性能和動態(tài)性能。此處由于機翼形狀的變化導(dǎo)致飛機氣動參數(shù)的變化，所以飛機模型設(shè)定為變參數(shù)模型。

不同飛行環(huán)境和狀態(tài)下的模型具有不同的飛機模型參數(shù)，這些參數(shù)通過離線計算存入數(shù)據(jù)庫中，并在仿真過程中從數(shù)據(jù)庫讀取出來。

作為一個平臺，需要為MATLAB程序的仿真提供飛機模型的實時氣動參數(shù)，并能將環(huán)境參數(shù)從VC程序中傳遞到MATLAB程序中。

4 上位機系統(tǒng)模塊設(shè)計與實現(xiàn)

4.1 翼型控制模塊

在飛機起飛和降落階段、跨音速飛行階段、超音速飛行階段，需要不同的翼型彎度和厚度以達(dá)到各階段的氣動特性最優(yōu)化［6］。

這就需要作為飛機控制中樞的機載計算機根據(jù)當(dāng)前飛行環(huán)境和飛行狀況來決定目標(biāo)翼型。

在翼型控制模塊中，綜合飛機整體氣動外形，根據(jù)當(dāng)前各傳感器回饋回來的飛行高度、馬赫數(shù)、迎角等飛行環(huán)境和狀態(tài)值來判定目標(biāo)翼型。

由于在該仿真平臺中無法由傳感器得到當(dāng)前飛行環(huán)境，故采取人工輸入環(huán)境參數(shù)值的方式對當(dāng)前的飛行環(huán)境進(jìn)行設(shè)置。在人機界面中設(shè)置對話框來輸入飛行環(huán)境變量，用于翼型控制模塊對目標(biāo)翼型進(jìn)行判定。

翼型控制模塊根據(jù)人工設(shè)置的飛行環(huán)境參數(shù)來判斷最適合該飛行環(huán)境下的目標(biāo)翼型。得到目標(biāo)翼型后再與飛行環(huán)境綜合，計算當(dāng)前的各項氣動參數(shù)以傳遞給MATLAB的變參數(shù)模型，用于飛行控制仿真。

在氣動數(shù)據(jù)庫中存放有各翼型的幾何相對位置，翼型控制模塊根據(jù)翼型名從氣動數(shù)據(jù)庫中搜索到翼型的幾何相對位置后，轉(zhuǎn)化成物理模型部分的目標(biāo)絕對位置。通過調(diào)用與底層節(jié)點之間的接口函數(shù)，實現(xiàn)對底層節(jié)點的控制。

在當(dāng)前的氣動參數(shù)計算方法中，無論是CFD方法還是有限元分析方法都需要消耗大量的時間，然而機翼的變形過程是在較短的時間內(nèi)完成的。由于當(dāng)前的氣動計算方法無法滿足實時性的要求，又因為氣動參數(shù)的計算本身就存在一定的偏差，所以采用查詢方法來快速得到近似的飛機模型氣動參數(shù)。

4.2 數(shù)據(jù)庫模塊

變體飛行器的半物理仿真平臺采用關(guān)系數(shù)據(jù)庫SQL Server來實現(xiàn)簡易的數(shù)據(jù)庫功能。鑒于查詢時間相較于運算時間較短的優(yōu)勢，最終決定選用數(shù)據(jù)庫模塊來獲得實時的近似氣動數(shù)據(jù)。

需要保存的數(shù)據(jù)有:氣動分析信息，氣動導(dǎo)數(shù)信息和翼型相對坐標(biāo)。對數(shù)據(jù)庫的操作有:保存、修改、插入、查詢和刪除翼型氣動信息。

在SQL Server數(shù)據(jù)庫中編寫了變體飛行器仿真平臺的三張表，用于存儲不同飛行環(huán)境變量下的翼型和氣動數(shù)據(jù)，它們的關(guān)系如圖2所示。其中Aero-DeriID和AirfoilName分別為表AeroDeri和表Airfoil的主鍵，表AeroAnal(氣動分析表)具有外鍵Aero-DeriID和AerofoilID，分別引用表AeroDeri(氣動導(dǎo)數(shù)表)和表Airfoil(翼型表)。

圖2 氣動數(shù)據(jù)庫關(guān)系圖

表Aerofoil中的數(shù)據(jù)相對坐標(biāo)是以弦長為1的機翼剖面幾何位置數(shù)據(jù)。由于翼型庫中的幾何位置數(shù)據(jù)不一定含有所需點的位置數(shù)據(jù)，需要計算出所需點的位置數(shù)據(jù)，此處選用自然三次樣條插值算法計算出所需數(shù)據(jù)。翼型控制模塊根據(jù)飛行環(huán)境決策出實時翼型后，從該表中查詢到幾何位置參數(shù)，并將其轉(zhuǎn)化成絕對位置數(shù)據(jù)供翼型控制模塊發(fā)送給底端節(jié)點。由于所搭建的平臺中采用查詢氣動數(shù)據(jù)庫的方式得到飛行器變參數(shù)模型的各項實時氣動導(dǎo)數(shù)，需要先使用其它氣動導(dǎo)數(shù)計算軟件計算出不同飛行環(huán)境下的氣動導(dǎo)數(shù)。此處選用DATCOM軟件對氣動導(dǎo)數(shù)進(jìn)行計算，并將計算好的氣動導(dǎo)數(shù)連同飛行環(huán)境數(shù)據(jù)一同錄入數(shù)據(jù)庫。因為在特定的飛行環(huán)境下選用特定的翼型，所以數(shù)據(jù)庫中并不需要存儲每種翼型在各種飛行環(huán)境下的氣動導(dǎo)數(shù)，這樣大大減少了數(shù)據(jù)庫中的條目從而減少了數(shù)據(jù)庫所占空間和查詢時間。該數(shù)據(jù)庫在使用過程中不需要經(jīng)常進(jìn)行插入、更新、刪除記錄操作，所以可以考慮為其創(chuàng)建索引。為數(shù)據(jù)庫創(chuàng)建復(fù)合聚集索引，可以使數(shù)據(jù)庫輸入數(shù)據(jù)時自行為輸入的數(shù)據(jù)進(jìn)行排序，同時索引可以加速數(shù)據(jù)的檢索。

4.3 通信模塊

通信模塊包括平臺與MATLAB程序之間的通信和與CAN總線之間的通信兩個部分。

4.3.1 與MATLAB程序的通信

仿真系統(tǒng)是一個VC程序與MATLAB程序同時運行的系統(tǒng)，VC程序作為一個平臺，需要與MATLAB程序進(jìn)行通信，為MATLAB程序中的飛機模型提供實時變化的模型參數(shù)，并將給定的環(huán)境參數(shù)實時導(dǎo)入MATLAB中。MATLAB程序利用環(huán)境參數(shù)和變參數(shù)模型，可以實時進(jìn)行飛行仿真，得到實時飛行狀態(tài)，并能判斷變體過程中飛行器的穩(wěn)定性。為此，在上位機軟件平臺中建立了兩個線程分別用于發(fā)送與接收數(shù)據(jù)，并利用臨界區(qū)來進(jìn)行線程同步。平臺利用變參數(shù)模型得到的仿真結(jié)果與常值參數(shù)模型下的飛行仿真結(jié)果相比較，可以看到變體飛行器對飛機氣動性能的改善。

4.3.2 與CAN總線的通信

由于機翼上的作動器數(shù)量眾多，需要設(shè)計相關(guān)的協(xié)議與CAN之間進(jìn)行通信。CAN總線之間通信的最終目標(biāo)是利用CAN總線的優(yōu)勢使在通信線路上的數(shù)據(jù)包盡可能的少。這就需要盡可能的利用好CAN總線數(shù)據(jù)包中的數(shù)據(jù)段使其包含多個結(jié)點的數(shù)據(jù)，使一個數(shù)據(jù)包可以為幾個智能結(jié)點所用。

表1 CAN標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)幀格式定義

CAN總線協(xié)議僅定義了數(shù)據(jù)鏈路層和部分物理層，需要為其構(gòu)建應(yīng)用層協(xié)議。CAN2.0A協(xié)議規(guī)定標(biāo)準(zhǔn)幀ID為11位，其后還包括1位遠(yuǎn)程發(fā)送請求位RTR(置0)，1位標(biāo)識符擴展位 IDE(置0)，4位數(shù)據(jù)長度段和數(shù)據(jù)段。

CAN報文為短幀報文，11位標(biāo)準(zhǔn)幀ID被分成了三段:高3位為保留位，接下來兩位為模式位，低6位為編號位。數(shù)據(jù)段中的DATA1和DATA2均為雙字?jǐn)?shù)據(jù)類型，最多可以傳送8個字節(jié)的數(shù)據(jù)。根據(jù)模式的不同，報文中的數(shù)據(jù)段包含的數(shù)據(jù)長度也不相同。在模式00中，報文的數(shù)據(jù)段主要用于傳送上位機發(fā)送給每個智能節(jié)點的目標(biāo)位置，此時需盡量包含多個節(jié)點的信息。為此將20個智能節(jié)點分為5組，每組4個節(jié)點。這樣每個節(jié)點分配2個字節(jié)的數(shù)據(jù)長度，4個節(jié)點就充分利用了短幀報文的數(shù)據(jù)段。此外，幀ID為0x00表示同步幀。在模式01中，發(fā)送的是目標(biāo)位置與當(dāng)前位置的差值以及電機的當(dāng)前速度，為位置和速度信息各分配4個字節(jié)的數(shù)據(jù)長度。在模式10中，與模式00對應(yīng)，每個節(jié)點分配2個字節(jié)的數(shù)據(jù)長度用于存儲位置信息分配4個字節(jié)用于存儲速度信息，由于發(fā)送端是智能節(jié)點，所以數(shù)據(jù)段包含6個字節(jié)的數(shù)據(jù)。在模式11中，數(shù)據(jù)段不攜帶任何數(shù)據(jù)，該模式用于在系統(tǒng)初始階段確定智能結(jié)點是否就緒。

5 半物理平臺運行情況

基于MFC的人機界面(如圖3所示)實現(xiàn)使用者與仿真平臺之間的交互，采用對話框的模式。在對話框中設(shè)置當(dāng)前的飛行高度，馬赫數(shù)以及仰角等飛行環(huán)境參數(shù)和飛行狀態(tài)參數(shù)，軟件會自動選擇合適的翼型并計算各節(jié)點的位置信息，通過CAN總線發(fā)送給各節(jié)點。智能節(jié)點協(xié)同變形的同時周期性的將當(dāng)前位置回饋給上位機，上位機實時顯示變形效果。同時，根據(jù)當(dāng)前的翼型和飛行環(huán)境，查詢氣動數(shù)據(jù)庫獲得各項氣動參數(shù)，通過與MATLAB間的通信接口傳輸給飛行控制程序，實現(xiàn)變參數(shù)模型下的飛行仿真。

6 結(jié)束語

根據(jù)分布式驅(qū)動的變體飛行器仿真平臺的功能需求，搭建了為滿足需求而開發(fā)的四個重要功能模塊。在由20個智能體所組成的分布式驅(qū)動變形系統(tǒng)的基礎(chǔ)上，建立了底層硬件系統(tǒng)與飛行仿真軟件之間的連接，為不同的飛行控制算法提供了變形翼情況下的軟件支撐。

圖3 機載計算機監(jiān)控接口

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