風洞虛擬飛行試驗中的飛行控制系統快速原型設計與部署技術

劉志濤, 聶博文, 郭林亮, 祝明紅

(1. 西北工業大學 航空學院, 陜西 西安 710072; 2. 中國空氣動力研究與發展中心, 四川 綿陽 621000)

風洞虛擬飛行試驗中的飛行控制系統快速原型設計與部署技術

劉志濤1,*, 聶博文2, 郭林亮2, 祝明紅2

(1. 西北工業大學 航空學院, 陜西 西安 710072; 2. 中國空氣動力研究與發展中心, 四川 綿陽 621000)

利用風洞虛擬飛行技術可在風洞中開展飛行器的飛行控制驗證與評估研究。飛行控制子系統是虛擬飛行試驗技術的核心，采用控制系統快速原型技術，可實現嵌入式實時飛行控制代碼自動生成和快速部署，從而大幅降低飛行控制系統集成難度，有效提高風洞虛擬飛行試驗效率。本文概述了Φ3.2 m風洞虛擬飛行試驗系統組成和現狀，詳細介紹了基于該系統的飛行控制系統快速原型開發平臺和部署方法，通過某飛機縮比模型全數字仿真、半實物仿真和風洞虛擬飛行試驗，驗證了該技術具有良好的通用性和開放性等特點，可以滿足不同型號飛行器風洞虛擬飛行試驗飛行控制系統集成需求。

虛擬飛行；飛行控制系統；快速控制原型；全數字仿真；半實物仿真；風洞試驗

0 引 言

高性能戰斗機要求具有過失速機動能力，良好的大迎角飛行品質是過失速能力的前提，因此，獲得飛機準確的大迎角飛行品質特性是評估飛機過失速機動能力的重要保證[1]。針對飛機大迎角失速/偏離問題，國內外普遍采用的技術路線是：首先，基于常規風洞試驗和理論計算進行分析預測；在氣動外形基本確定后，通過投放模型飛行試驗獲得飛機的大迎角失速/偏離特性，為大迎角飛行控制律設計提供參考。這種研究途徑存在費用昂貴、試驗狀態有限、試驗風險高、試驗周期長等問題。而且，就飛行控制本身而言，先進戰斗機控制舵面多、大迎角氣動特性復雜、加之為確保過失速機動能力而采用的推力轉向技術，使飛機的飛行控制律設計、尤其是大迎角飛行控制律設計更加困難[2]。

風洞虛擬飛行試驗是解決這個問題的有效途徑。虛擬飛行試驗中，模型具有三個角運動自由度，在氣動力矩的作用下自由轉動。由機載的風標、慣性測量單元等測量模型運動參數，由飛控計算機解算控制律并驅動舵面偏轉，形成飛行姿態閉環控制。試驗人員操縱模型完成機動動作，記錄機動飛行歷程中飛控系統的輸入/輸出數據，從而獲得飛機對定常和非定常氣動力的響應特性[3-6]。通過試驗，操縱飛機模型三軸姿態響應，可獲得對大迎角飛行運動研究有價值的數據，可對飛機的大迎角機動能力進行評估，對飛機飛行控制增穩系統的效能進行鑒定[7-8]。

飛行控制系統是整個風洞虛擬飛行試驗技術平臺的核心模塊。其特點是：系統組成部分多，包括飛控計算機、舵面作動器、姿態測量傳感器、飛行操縱桿、數據傳輸等子系統；涉及專業領域廣，包括控制律設計、軟件開發、硬件實現、仿真與綜合測試等。尤其是現代飛行器采用先進的氣動布局，對飛行包線和飛行品質的要求進一步提高，飛行控制律變得更加復雜，飛行控制系統集成難度更大[9-10]。如何縮短設計周期、提高設計的可靠性和效率，成為飛行控制律和飛行控制系統設計者關注的焦點。傳統的飛行控制系統設計一般采用串行開發模式，中間任一環節不滿足設計要求時，需要反饋到之前各環節重新設計，因而開發效率低、周期長且缺乏靈活的驗證手段[11]。為此，國內外相關研究采用飛行控制系統快速原型設計與部署技術，例如：美國NASA的水平風洞模型自由飛[12-13]、大氣自由飛[14](AirStar)和小型無人機[15](FASER)等項目。控制系統快速原型設計，即在其開發的初期階段，快速地建立控制對象模型及控制器模型，并對整個控制系統進行多次的離線及在線試驗，以驗證控制系統軟、硬件設計方案的正確性、可行性和合理性。

1 Φ3.2 m風洞虛擬飛行試驗系統

Φ3.2 m風洞虛擬飛行試驗系統主要由模型支撐裝置、動力學相似模型、飛行控制系統、地面主控和數據庫計算機、參數辨識系統等5部分組成，如圖1所示。

其中，三自由度支撐機構用于支撐飛機模型，實現模型三個角運動自由度。支撐機構具有轉角范圍大、摩擦小的特點，以減小運動副阻尼對飛機模型動態響應的影響。縮比飛機模型滿足動力學相似準則，主要模擬參數包括：模型縮比因子、模型質量、模型慣性矩和模型質心位置。飛行控制系統需滿足動力學相似準則，主要相似參數包括：動態環節的特征參數、采樣周期、采樣頻率和反饋增益[16-17]。不同飛行器之間，飛行控制子系統無法通用，需要根據飛行控制律、姿態反饋、舵面作動、視景顯示等配置要求，重新進行飛行控制系統設計和集成，主要流程如圖2所示。首先，進行嵌入式飛行控制設備選型與集成，開發采集和驅動程序。通過軟硬件綜合測試，發現并修改可能存在的硬件接口匹配、驅動程序接口匹配和通訊連接等問題。循環迭代，直到獲得滿足系統功能和技術指標要求的嵌入式飛控計算機、傳感器和執行器；同時，進行飛行動力學建模和飛行控制律設計，通過全數字式系統仿真，獲得仿真條件下的被控對象數學模型和理論設計的飛行控制律；然后，將飛行控制律實現為實時控制代碼，并植入嵌入式飛控計算機，以建立起完整的嵌入式實時飛行控制系統；接下來，通過半實物仿真，發現并修改可能存在的參數匹配和通訊連接等問題，使嵌入式飛控系統能夠正常運行；最后，進行虛擬飛行試驗，通過在線控制律結構調整和參數調整，獲得最終的飛行控制律，完成飛行控制系統設計。

2013年12月，在中國空氣動力研究與發展中心低速所Φ3.2 m風洞完成了虛擬飛行引導試驗。通過試驗對虛擬飛行系統進行了全面測試和考核，首次在低速風洞實現了縱向靜不穩定飛機的穩定飛行與操縱，如圖3。試驗包括以下內容：球鉸摩擦力標定、飛機模型穩定性驗證、俯仰操縱的姿態控制演示、滾轉操縱的姿態控制演示、偏航操縱的姿態控制演示、縱向/橫航向混合操縱的姿態控制演示、參數辨識試驗。

Φ3.2 m風洞虛擬飛行試驗系統實現的技術指標見表1，試驗能力包括：

1) 三軸閉環穩定性試驗。在無操縱指令的情況下，受擾后模型縱向、橫向、航向在氣動力矩的作用下能夠保持姿態穩定。對于靜穩定布局的飛機，能夠保持自穩定；對于靜不穩定飛機，施加控制系統后才能保持穩定，從而可以檢驗增穩控制效果，評估飛控系統魯棒性。

2) 三軸操縱演示試驗。操縱員對模型縱向、橫向、航向單獨通道或組合通道進行操縱，研究操縱后模型的動力學響應特性，以揭示氣動運動耦合規律。典型的操縱信號包括方波、脈沖、階躍信號等；典型的操縱動作有推/拉桿、壓桿、蹬舵以及它們之間的組合等。

3) 氣動導數辨識試驗。給定標準激勵信號，獲取相應的模型響應時間歷程；試驗后通過參數辨識獲得氣動力矩導數。

表1 Φ3.2 m風洞虛擬飛行試驗系統主要技術指標Table 1 Main technical specifications of Φ3.2 m wind tunnel virtual flight test system

2 虛擬飛行控制系統快速原型設計技術與開發平臺

2.1飛行控制系統快速原型設計技術

飛行控制系統工程設計主要包括四個階段[18]：控制律設計及離線仿真；飛行員在環實時仿真；鐵鳥臺架試驗；空中試飛。如圖4所示。

另外，還可以在飛行器型號設計初期階段開展風洞模型虛擬飛行試驗，更加真實地模擬飛行環境，開展飛行控制律驗證與評估研究。

目前，控制系統快速原型設計技術廣泛應用于飛行控制系統工程設計的各個環節。控制律設計及離線仿真，控制工程師們基本在Matlab/Simulink環境下進行開發；在飛行員在環實時仿真階段，一般采用C語言，且C代碼主要通過自動代碼生成方式獲得(如RTW或以RTW為內核的擴展應用組件)；在鐵鳥臺架試驗階段，初期驗證開發也可以采用自動代碼生成控制律的C程序，后期逐漸采用試飛時手工編寫的C程序取代；到試飛定型階段，國內一般采用手工編寫的控制律C程序，在國外已經開始局部采用自動代碼生成軟件(如BEACON)生成的實時代碼。

在構建風洞模型虛擬飛行控制系統時，通常采用控制系統快速原型設計技術，充分利用Matlab提供的實時開發環境RTW，采取“宿主機—目標機”模式：宿主機即普通PC機，用于運行Matlab/Simulink/RTW，實現控制律理論設計、仿真以及實時代碼的生成；目標機用于運行實時代碼。RTW支持多種目標環境，包括RTW本身提供的現成目標環境配置和第三方廠商提供的目標，同時用戶還可以開發自己的自定義目標[19]。

目前，可以滿足飛行控制系統快速原型研制需求的實時軟硬件平臺主要有4種解決方案：“Matlab/RTW+ADI rtX”、“Matlab/RTW+dSPACE”、“Matlab/xPC+PC104”和“LabVIEW/RT+ CompactRIO”。其中，ADI rtX和dSPACE的功能最強大，但價格十分昂貴，且尺寸、重量不滿足機載要求；xPC的實時運算能力有限，但支持的硬件較少，系統集成難度大；LabVIEW具有框圖化的控制系統建模、分析和設計功能，RT模塊可實現嵌入式代碼自動生成，CompactRIO支持嵌入式實時操作系統和動生成，CompactRIO支持嵌入式實時操作系統和FPGA編程，且尺寸、重量滿足機載要求。綜上，Φ3.2 m風洞虛擬飛行試驗系統采用了“LabVIEW/RT+CompactRIO”作為飛行控制系統快速原型設計的開發平臺。

2.2虛擬飛行控制系統快速原型開發平臺

“LabVIEW/RT+CompactRIO”的開發平臺如圖5所示。宿主機采用普通PC機，開發過程中提供基于Windows和LabVIEW/RT的編程開發環境，試驗過程中提供人機操作界面；目標機為CompactRIO嵌入式控制器，具有Vxworks實時操作系統和FPGA硬件資源，可滿足飛行控制系統實時性能要求；宿主機和目標機之間通過無線以太網連接，實現試驗狀態控制、在線調參、數據存儲等功能。其中，Matlab/Simulink中的控制律代碼無法自動轉換成LabVIEW框圖，需要人工手動轉換。

與硬件資源相對應，CompactRIO的軟件架構分為三層：

1) LabVIEW非實時軟件。主要用于人機界面開發、數據顯示與存儲等非實時任務功能的開發。

2) LabVIEW Real-Time實時軟件。主要用于嵌入式控制代碼生成和嵌入式實時處理器編程，包含面向浮點控制、處理、分析、數據錄入和通信，具有以下功能：

a.實時循環：與FPGA軟件高速通訊，向FPGA寫入飛控指令，從FPGA讀取飛行數據，并完成本機存儲或發送至主控計算機；

b.普通優先級循環：實現嵌入式飛控計算機與主控計算機之間的無線以太網通訊。

3) LabVIEW FPGA硬件編程軟件。主要用于對CompactRIO硬件系統中的可重新配置的FPGA進行快速編程，以實現定制控制與高速控制、I/O定時和信號處理，具有以下功能：

a.飛行控制律解算；

b.姿態測量傳感器數據采集與處理；

c.操縱桿數據采集與處理；

d.舵機控制信號生成。

3 虛擬飛行控制系統快速原型部署技術與應用效果

在某飛行器縮比模型風洞虛擬飛行試驗中，基于飛行控制系統快速原型設計平臺，完成了飛行控制律嵌入式實時控制代碼自動生成，實現了飛行控制系統快速原型部署。

3.1全數字仿真

全數字仿真系統如圖6所示，該模式下飛行控制律解算和飛機動力學數學模型計算均在同一臺PC機上進行，仿真環境統一在Matlab/Simulink中，飛行操縱指令通過串口或USB口連接至主控計算機。仿真過程中，實時將飛機位置、姿態等信息通過以太網傳送至三維視景節點顯示，三維視景為空中飛行視景。該模式主要作用是：初步評估控制律的穩定性和操縱性，并根據仿真結果進行迭代優化設計。

在Matlab/Simulink環境下，典型的飛行控制系統全數字仿真程序見圖7，主要包括以下模塊：氣動力模型和動力學方程模塊、控制律模塊、舵機模塊、參數輸出曲線顯示模塊。各模塊的主要功能如下：

1) 氣動力模型和動力學方程模塊主要功能：

a. 氣動力線性插值計算；

b. 力矩參考中心轉換計算；

c. 動力學和運動學方程解算。

2) 控制律模塊主要功能：

a. 縱向控制律計算；

b. 橫/航向控制律計算；

c. 各舵面指令輸出。

3) 舵機模塊主要功能：

a. 舵面指令混合輸出；

b. 舵機動力學計算；

c. 舵面偏轉存儲及曲線顯示。

此外，控制律反饋參數輸入模塊主要功能是選擇控制律需要的反饋信號；參數輸出曲線顯示模塊主要功能是存儲時間歷程數據并以曲線形式顯示以供后續分析。

某飛行器縮比模型縱向通道施加方波操縱(持續0.5 s)下的響應結果見圖8。可以看出，拉桿后約0.15 s獲得穩態的俯仰速率，俯仰角增加；松桿后俯仰速率回零，而俯仰角基本保持在松桿時的狀態。這是典型的速率指令/姿態保持系統(Rate Command/Attitude Hold System)的響應特性。

3.2半實物仿真

半實物仿真系統組成如圖9所示，該模式與全數字仿真相比，主要區別在于：該模式下，飛行動力學模型在飛行仿真機上運行。將全數字仿真Matlab/Simulink程序中的飛行控制律模塊刪除，剩余模塊在Tornado開發環境下編譯為C代碼，并下載到飛行仿真機的Vxworks實時操作系統中運行。飛行控制律在嵌入式飛控計算機上運行，將全數字仿真Matlab/Simulink程序中的飛行控制律連續時間模塊，在LabVIEW中重新編寫為離散時間模塊，再經過LabVIEW/RT編譯器生成C代碼，并下載至CompactRIO實時硬件系統中執行。飛行仿真機和嵌入式飛控計算機、視景計算機之間通過以太網UDP協議實現數據實時傳輸。必要時，還可將真實舵機、傳感器等硬件接入到仿真系統中。該仿真模式的主要作用是：驗證所生成的飛行控制律實時代碼是否正常運行。

圖10示出了某飛行器縮比模型半實物與全數字仿真的對比結果，控制律代碼在飛控計算機內實時運行后，響應規律與理論仿真基本一致。模型解算耗時約2.5 ms，通訊耗時小于1 ms，符合實時性要求，驗證了控制系統的正確性和有效性。

3.3風洞虛擬飛行試驗

風洞虛擬飛行試驗系統組成如圖11所示，該模式與半實物仿真模式相比，主要區別在于：由風洞、支撐裝置和動力學相似模型共同取代了飛行仿真機。飛機模型在風洞流場和飛行控制系統的共同作用下，繞質心自由轉動，可真實模擬飛機三軸姿態的飛行動力學特性和操縱響應特性。

同樣以某飛行器縮比模型迎角限制操縱為例說明典型的試驗結果，圖12 給出了迎角限制測試響應的時間歷程。試驗風速30 m/s，操縱規律為：拉桿到底-回中-推桿到底-回中，拉滿桿后模型迎角迅速增加，俯仰速率最高達48°/s，迎角響應出現超調和振蕩，迎角峰值達25.5°，穩桿后迎角穩定在23.5°左右。松桿后迎角迅速恢復至13°左右，俯仰速率峰值達-38°/s，推滿桿后迎角開始降低，俯仰速率峰值約-18°/s，穩桿后迎角保持在-8°左右，伴隨小幅振蕩，松桿后迎角穩定在-5°左右。對比發現，上述操縱響應特性與該飛機全數字飛行仿真數據基本一致。其中，變化速率較快的俯仰角速率有一定的滯后，這是由傳感器和舵機帶寬限制等綜合因素引起的；升降舵偏角有一定的平移，這是由于模型幾何外形誤差、舵面和舵機安裝誤差等綜合因素引起的。

4 結 論

本文介紹了Φ3.2 m風洞虛擬飛行試驗技術平臺，重點闡述了其飛行控制系統快速原型設計與部署技術及其應用效果。

1) 基于“LabVIEW/RT+CompactRIO”開發平臺，建立了Φ3.2 m風洞虛擬飛行控制系統快速原型設計與部署技術，有效解決了飛行控制律由全數字仿真的Matlab/Simulink運行環境向半實物仿真、風洞虛擬飛行試驗的Vxworks嵌入式實時操作系統運行環境的自動轉換問題。該平臺和技術具有良好的開放性與通用性，可滿足不同型號飛行器風洞虛擬飛行控制系統集成需求。

2)Φ3.2 m風洞虛擬飛行控制系統快速原型設計與部署技術成功應用于某飛行器縮比模型虛擬飛行試驗，通過全數字仿真完成了飛行控制律的理論設計驗證，通過半實物仿真完成了飛行控制律的快速原型部署驗證，通過風洞虛擬飛行完成了飛行控制律在風洞環境中的驗證。仿真和試驗結果對比表明：快速原型獲得的實際飛行控制系統及控制律的閉環穩定性能和操縱響應特性與理論設計結果一致性良好。

目前，Φ3.2 m風洞虛擬飛行試驗系統中的飛行控制律設計仍采用了配平線性化模型和經典控制律設計方法。下一步，將通過虛擬飛行辨識獲得非線性動力學模型，并開展非線性動態逆、自適應控制、魯棒控制等先進控制律設計與驗證研究。

[1]趙忠良, 吳軍強, 李浩, 等. 高機動導彈氣動/運動/控制耦合的風洞虛擬飛行試驗技術[J]. 空氣動力學學報, 2016, 34(1): 14-19.

[2]朱紀洪, 張尚敏, 周池軍, 等. 飛機超機動狀態動力學特征及對控制系統的挑戰[J]. 控制理論與應用, 2014, 31(12): 1650-1662.

[3]Magill J C, Wehe S D. Initial test of a wire suspension mount for missile virtual flight testing, AIAA-2002-0169[R]. Reston: AIAA, 2002.

[4]Lawrence F C, Mills B H. Status update of the AEDC virtual flight testing development program, AIAA-2002-0168[R]. Reston: AIAA, 2002.

[5]Magill J C, Cataldi P, Morency J R, et al. Demonstration of a wire suspension for wind-tunnel virtual flight testing[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2009, 46(3): 624-633.

[6]Lowenberg M H, Kyle H L. Development of a pendulum support rig dynamic wind tunnel apparatus, AIAA 2002-4879[R]. Reston: AIAA, 2002.

[7]Ratiff C L, Marquart E J. Bridging the gap between ground and flight tests: virtual flight testing (VFT), AIAA-1995-3875[R]. Los Angles: AIAA, 1995.

[8]Bruce D O, Brandon J M, et all. Overview of dynamic test techniques for flight dynamics research at NASA LaRC (Invited)[R]. NASA Langley Research Center, 2008.

[9]Grishin I, Khrabrov A, Kolinko A, et al. Wind tunnel investigationof critical flight regimes using dynamicallyscaled actively controlled model in 3 DOF gimbal[R]. St. Petersburg, Russia, ICAS, 2014.

[10]Jackson E B, Buttrril C W. Control laws for a wind tunnel free-flight study of a blended-wing-body Aircraft[R]. NASA/TM-2006-214501, 2006.

[11]王曉東, 唐碩, 周須峰. 飛行控制系統的快速原型設計[J]. 飛行力學, 2006, 24(1): 1-4.

[12]Boisseau P C. Flight investigation of dynamic stability and control characteristics of a 1/10-scale model of a variable-wing-sweep fighter airplane configuration[R]. NASA TM X-1367, 1967.

[13]Joseph A Shortal, Clayton J Osterhout. Preliminary stability and control tests in the NACA free-flight wind tunnel and correlation with flight tests[R]. NASA Technical Note No. 810.

[14]Jordan T L, Foster J V, Bailey R M, et al. AirSTAR: A UAV platform for flight dynamics and control system testing[C]//AIAA 2006-3307, 25th AIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference, San Francisco, CA, 2006.

[15]Owens D B, Cox D E, Morelli E A. Development of a low-cost sub-scale aircraft for flight research: thefaser project[C]//AIAA 2006-3306, AIAA Aerodynamic Measurement Technology and Ground Testing Conference, San Francisco, CA, June 6, 2006.

[16]Nie Bowen, GuoLinliang, Kong Peng, et al. Hardware developmentofthe wind tunnel based virtual flight system[C]//2014 Chinese Guidance, Navigation and Control Conference. IEEE, 2014: 1135-1138.

[17]郭林亮, 祝明紅, 孔鵬, 等. 風洞虛擬飛行模型機與原型機動力學特性分析[J]. 航空學報, 2016, 37(8): 2583-2593.

[18]Stephen Landers. Real-time pilot-in-the-loop and hardware-in-the-loop simulation at gulfstream[R]. ADI User Society, 2007.

[19]楊滌, 李立濤, 楊旭, 等. 系統實時仿真開發環境與應用[M]. 北京: 清華大學出版社, 2003.

Rapidprototypingandimplementationofflightcontrolsystemforwindtunnelvirtualflighttest

LIU Zhitao1,*, NIE Bowen2, GUO Linliang2, ZHU Minghong2

(1.SchoolofAeronautics,NorthwesternPolytechnicalUniversity,Xi’an710072,China; 2.ChinaAerodynamicsResearchandDevelopmentCenter,Mianyang621000,China)

Wind tunnel virtual flight technique (VFT) can be used to verify and evaluate the flight control system of an aircraft. The flight control subsystem, core of VFT, employs rapid control system prototyping to achieve auto generation and rapid implementation of embedded real-time flight control codes, reduce the difficulty of flight control system integration, and enhance wind tunnel virtual flight test efficiency. This paper summarizes the system component and state of arts ofΦ3.2 m wind tunnel virtual flight system, introduces the rapid prototyping development platform and implementation methods of the flight control system based on that system. Commonality and openness of the system was verified through full digital simulation, semi-physical simulation and wind tunnel virtual flight tests on a scale aircraft model. This technique can fulfill the requirements of control system integration for various aircraft wind tunnel virtual flight tests.

virtual flight; flight control system; rapid control prototyping; digital simulation; semi-physical simulation; wind tunnel test

V211.71

A

10.7638/kqdlxxb-2017.0026

0258-1825(2017)05-0700-08

2017-02-23;

2017-07-11

劉志濤*(1978-)，男，湖北孝感人，副研究員，研究方向：非定常空氣動力學. E-mail: liuzhitao@cardc.cn

劉志濤, 聶博文, 郭林亮, 等. 風洞虛擬飛行試驗中的飛行控制系統快速原型設計與部署技術[J]. 空氣動力學學報, 2017, 35(5): 700-707. doi: 10.7638/kqdlxxb-2017.0026 LIU Z T, NIE B W, GUO L L, et al. Rapid prototyping and implementation of flight control system for wind tunnel virtual flight test[J]. Acta Aerodynamica Sinica, 2017, 35(5): 700-707.