直升機分布式自動飛行仿真平臺設計與實現

陳燕云，何偉，盛守照，江駒

(南京航空航天大學 自動化學院，江蘇 南京 210016)

0 引言

直升機自動飛行控制系統的組成一般包含3個環節：導航與傳感器環節、自動飛行控制環節以及無人機地面站軟件環節。三者相互鉸鏈，結構相對混亂。隨著直升機功能及性能的不斷發展，航空電子設備在直升機駕駛上的重要性日益突出，直升機性能的提升離不開航空電子設備的升級[1]。文獻[2]在嵌入式開發板上搭建了基于ARINC429協議的飛管仿真系統，研究飛管的顯控和通信模塊設計。文獻[3]將仿真系統分解為飛控與飛行器模型系統、地面站系統、視景仿真等獨立板塊，搭建了一套分布式飛行仿真系統。但此前的研究主要是對 FMS的算法分析或單一功能的仿真等[4-8]。

針對此類問題，本文提出并建立了分布式架構的飛行綜合控制方案和仿真系統軟件，對直升機的任務調度與飛行控制進行綜合管理，綜合控制管理各系統間的資源和功能分配并保證系統協調運行。

1 分布式架構總體設計

1.1 硬件平臺設計

飛行管理系統(FMS)由飛控系統與模型仿真計算機、飛管顯控計算機以及飛管計算機組成，相互之間通過以太網絡進行信息交互。平臺硬件結構組成如圖1所示。

圖1 仿真平臺硬件組成

1.2 軟件平臺設計

等效仿真環境中包含自動飛行控制軟件、直升機模型/環境/導航與傳感器仿真軟件、飛管子系統軟件以及飛管顯控軟件3大模塊，各子模塊軟件組成與結構如圖2所示。模塊化的設計易于更改和二次開發。

圖2 仿真平臺軟件組成與結構設計

1.3 模塊間的數據交互

仿真子系統間采用UDP協議[9]進行數據交互，模塊間通信內容組成如圖3所示。飛控和直升機模型軟件的功能為：接收風擾信息、水平和垂直引導信息等，實現自動飛行閉環控制。飛管顯控軟件的功能有：引導指令信息、直升機舵面偏轉量；接收直升機狀態信息等，實現數據的顯示、分析和保存，負責啟動或停止仿真系統的各環節，并保證仿真環節的同步性。飛管計算機軟件的功能為：引導方式信號，MOT構建信息以及飛行計劃信息；接收飛行狀態信息，完成直升機自動飛行的準確引導。

圖3 模塊間通信內容組成

2 直升機建模與控制器設計

2.1 直升機數學建模

建立合理準確且置信度高的直升機數學模型是開展直升機性能分析、控制器設計以及分布式仿真驗證的必要前提條件。直升機符合一般的剛體假設，它在空中的運動有6個自由度，即繞質心的3個移動自由度 和3個轉動自由度[10-11]。由牛頓第二定理——歐拉公式可建立直升機的剛體運動方程組為：

(1)

繞質心轉動的動力學方程為：

(2)

式中Fx、Fy、Fz和Mx、My、Mz分別為機體系下直升機3個合力和力矩的合力矩。此外，直升機姿態角和姿態角速率之間的運動方程為：

(3)

2.2 飛行控制子系統設計

基于經典控制理論設計的樣例直升機飛行控制總體框圖如圖4所示。首先，完成姿態內回路控制，保證直升機姿態的穩定性與可操縱性。其次，在內回路基礎上設計了直升機的速度、高度、位置以及偏航距等外環控制器，完成航跡控制。

圖4 直升機飛行控制系統結構圖

3 飛行管理子系統設計

ARINC72協議[12]定義的飛行管理系統的主要功能包括：綜合導航、飛行計劃(航路過渡)、導引功能、性能優化和預測、數據接口、特殊任務構建、人機接口和顯示系統等。本文主要研究飛行管理系統的顯控界面、特殊任務構建、飛行計劃航路過渡以及水平和垂直引導等4個主要功能。

3.1 飛管顯控界面設計

本文設計的飛管顯控界面包含飛行計劃交互面板、導航方式選擇面板、飛管系統控制面板、MOT特殊任務構建設置面板、風擾注入面板、實時航圖顯示區、飛行相關數據顯示區、儀表盤顯示面板、動態曲線實時繪制面板等九大板塊，如圖5所示。

圖5 飛管顯控界面

3.2 MOT特殊任務規劃

直升機懸停分為兩種，一是對懸停位置無要求的HOVER模式，二是通過飛管顯控界面，設置必要參數，將直升機懸停在指定位置上(mark on target，MOT)，其應用場景如圖6所示，航線規劃分區如圖7所示。研究表明，逆風懸停更有利于保持直升機的穩定性，即風速是特殊路線規劃的重要考慮因素。

圖6 MOT應用場景

圖7 航線規劃分區

1) 當風速<5節時不考慮風的影響。此時，若直升機到懸停點距離>3海里，則懸停路徑的軸向取為直升機當前位置直飛到懸停位置的方位；反之，則懸停路徑的軸向取為直升機當前航向順時針旋轉135°，具體規劃算法參考風速>5節時區域1的程序進入方式。

2) 當風速>5節時，分3種進入方式：區域1、區域2以及區域3等3種程序進入方式。

程序進入方式下，MOT任務執行后，直升機將開始轉向順風航段。順風航段的長度根據所需距離(在順風航段下降或減速至目標速度和高度所需距離)設計，目標高度和速度分別為地面91.44m(300英尺)和70節地速。轉入逆風航段后，保持當前高度和速度直到到達FDEC點。此后，直升機以6°下滑角從70節開始減速、降高并首先到達12.2m(40英尺)高度LOA點。此后繼續減速，當減速至30節真空速后開始過渡到保持航向和側傾、保持零橫向速度并最終懸停在指定的懸停位置(FHP)上。

3.3 飛行計劃航路過渡

1) 普通航路過渡

假設飛行計劃的3個連續航路的地平面內坐標分別為 (xWP1，yWP1)、(xWP2，yWP2)和(xWP3，yWP3)，如圖8所示，若已知直升機轉彎半徑，則跡線可由兩條直線段和一個圓弧段構成[13]，切點坐標由幾何關系計算。

圖8 普通航路過渡

2) 含最終航向航路過渡

若直升機的飛行航跡在一個平面上，則直升機的運動與Dubins汽車相似，本文將直升機模型類似為一個Dubins汽車模型來進行分析[14]。

圖9 Dubins曲線路徑

求解Dubins曲線主要是求解兩個圓弧的切點。由幾何關系可得：

(4)

進一步解算即可求得所有切點坐標并獲得最終的Dubins路線。

3.4 飛行計劃航路過渡

水平引導利用導航模塊的位置數據和水平計劃模塊的引導路徑產生一個基于以上數據的橫滾指令，使得直升機沿著設定的航線飛行。垂直引導功能則用于控制目標高度、目標垂直速度和目標速度。

1) 水平引導

水平(橫側向)制導律根據控制模態不同而分別計算，其控制模態劃分為航跡控制與航向控制兩種，本文采用文獻[16]的L1制導律進行航跡控制。

2) 垂直引導

垂直引導利用導航模塊的垂直數據和垂直計劃模塊的引導路徑產生一個基于以上數據的垂直指令，實現飛行中爬升、巡航和下降之間的轉換。

4 仿真實驗與結果分析

本文設計的飛管顯控界面通過Qt5.9.2進行編寫、編譯，飛控和模型軟件用VS2010進行搭建，各軟件均運行在Windows 7操作系統的RTX環境下。試驗時，將直升機起飛地點以及降落地點置于某同一機場，添加飛行計劃，并預測水平軌跡/垂直剖面軌跡，直升機離地60 ft后再自動接通水平和垂直引導，使直升機按飛行計劃自動飛行。途中，任意時刻執行MOT特殊任務指令，驗證其飛管MOT功能性能。仿真結果如圖10-圖13所示。

圖10 飛行計劃航路過渡仿真軌跡

圖11 MOT特殊任務飛行仿真航跡

圖10中，航路點2為飛躍點，航路點4為最終航向航路點，且規定的進入航向為正北方向，左圖10(a)中紫色實線和圖10(b)中藍色實線為水平飛行計劃預測剖面。圖11為執行飛管MOT特殊懸停任務后直升機航行軌跡，圖11(a)中紫色實線為預測的MOT懸停剖面，紅色實線為直升機真實航行軌跡。圖12、圖13為飛行過程中，直升機的引導指令與相應曲線以及各操縱舵面仿真曲線圖(因本刊黑白印刷，如有疑問可咨詢作者)。

圖12 MOT飛行直升機狀態仿真曲線

圖13 MOT飛行直升機控制量仿真曲線

由圖10-圖13可知，本文設計的分布式直升機自動飛行仿真平臺的層次清晰，各模塊功能配置合理，直升機平臺飛行效果優良，飛行姿態平穩，縱橫向控制動穩態特性均符合國軍標要求，在飛管水平和垂直引導下直升機航跡跟蹤誤差較小，各項功能和指標均滿足要求。

5 結語

本文將直升機數學模型、自動飛行控制系統、直升機飛行管理系統和分布式交互結合起來，深入研究直升機飛行管理系統的主要功能，提出并建立基于分布式交互的直升機飛行仿真系統和軟件環境，使直升機自動飛行控制平臺層次結構更加清晰明朗，功能更加完善。仿真驗證表明，分布式平臺各個子模塊設計和綜合仿真環境均滿足預期目標。