某型试飞器半实物仿真系统的设计

龚 铮，武文峰

(中国空空导弹研究院，河南 洛阳 471009)

某型试飞器是为满足新型发动机飞行试验需求而研制的飞行平台，其飞控系统是试飞器中结构复杂、可靠性要求高的关键部件之一。控制系统的参数确定需经过计算、设计和测试等多个阶段，仅仅使用数学仿真和动态测试，不足以保证系统控制性能的正确性。为了降低飞行试验的风险，提高试验的成功概率，缩短研制周期，针对飞控系统的半实物仿真试验，对于试飞器而言，显得十分必要。

半实物仿真将部分实物部件接入到仿真回路中，取代相应部分的数学模型［1］，能够克服数学模型的不精确以及干扰等因素的影响，更加真实地反映系统的实际情况，其仿真结果具有较高的置信度。本文针对某型试飞器的飞控系统的半实物仿真试验需求，设计了半实物仿真系统，介绍了系统的调试步骤，给出仿真结果，并进行了偏差分析。

1 仿真系统总体设计

某型试飞器采用程控制导方案［2］，飞控系统包括三通道控制的飞控计算机，陀螺和加速度计构成的惯性测量组件，和四路电动舵机构成的执行机构。

1.1 系统任务分析

半实物仿真贯穿于试飞器飞控系统研制的全过程。其任务包括以下几点:

1)进行飞控系统的性能仿真，以检查其实际性能是否满足系统指标，为控制系统的参数设计、总体误差分配提供仿真参考条件;

2)考核惯性测量组件、导航软件和控制算法，以及执行机构等各个分系统之间的协调性和匹配性;

3)进行各种状态下的拉偏试验，考核系统的抗干扰性能和稳定性能，检查各种交叉耦合干扰对其影响，以达到优化系统设计，提高系统可靠性的目的，为试飞器的飞行试验成功奠定基础。

系统的建设目标是构造一个分布式、实时、半实物仿真系统，并具有良好的开放性和扩展性，便于后续仿真设备和参试部件的加入。

1.2 仿真框架设计

在仿真系统中，各个仿真节点均需要运行相应的仿真软件以实现不同的功能任务，同时各节点之间的数据交换要保证严格的实时性和同步性。因此，各节点的异构性和数据的同步性要求，使得仿真框架变得十分复杂。

为了确保整个系统能够协调、有序地完成仿真任务，并考虑到系统的适应性、维护性、扩展性要求，采用分布式设计方案。以VMIC 实时光纤网络为通讯基础，吸收Windows 操作系统消息、事件驱动的先进思想，借鉴服务器/客户机(Server/Client)的运行机制，将仿真节点分为服务器、客户机和监听机三种类型［3］。

1)服务器。服务器的主要任务是管理整个系统的仿真数据，负责系统的任务调度和控制;在仿真中产生实时同步信号，并监控其余节点的运行状态，维护系统的刷新和数据的同步。

2)客户机。客户机响应服务器的同步信号，根据本节点的任务要求，进行对仿真数据的生产或消费的工作。

3)监听机。监听机不产生仿真数据，仅仅根据仿真运行状态和节点任务要求完成数据的消费，并且不响应系统的同步信号。

1.3 系统构成方案

根据试验任务需求和参加仿真的设备数目，设计出半实物仿真系统的总体方案，图1 给出了仿真系统结构框图。试飞器的飞控计算机、惯性测量组件和电动舵机接入到仿真回路中，使用三轴转台模拟试飞器的空间姿态，采用负载模拟台模拟舵机轴处受到的铰链力矩，采用惯组模拟器来模拟试飞器的线加速度;同时，采用数学仿真模型计算导弹的空间动力学和运动学，用产品接口测试来完成系统和飞控计算机的通讯。

该仿真系统中，仿真综控台为服务器节点，视景仿真为监听机节点，其余节点均为客户机节点。

1.4 仿真系统扩展

随着半实物仿真试验室的建设，需要在原有基础上进行扩充和升级，在改造的同时保留原有系统的全部功能，并保证其与新加入的系统能够互联并协同工作，这就要求系统具有良好的扩展性。

采用服务器/客户机体系的仿真框架，具有良好的扩展性。对于新加入的节点，只需按照以下步骤，即可完成仿真系统的扩展。

1)安装VMIC 反射内存卡，通过光纤将其接入实时光纤网络上，完成新节点和老节点的通讯互联。

2)在设计节点任务软件时，按照客户机或监听机的软件框架进行编写，使得新节点能够响应综控台的仿真中断消息。

3)根据新的仿真任务，编写相应的试验大纲和方案。修改关联节点软件中的网络数据配置，使得系统的数据流是闭合的，确保仿真试验的正常进行。

图1 仿真系统结构框图

2 仿真系统调试试验过程

当把数学仿真模型转换为半实物仿真模型，并且完成各个节点的软件编写后，即可准备进行仿真试验。在进行半实物仿真试验前，为了防止不当操作对产品造成损坏，保证试验的顺利完成，必须按照一定的步骤来进行仿真系统的调试，调试过程应当遵循从部件到系统，从开环到闭环的基本原则。下面给出仿真系统的调试试验过程［4］。

2.1 接口匹配性试验

接口匹配性试验主要考核电气接口适配性，通讯接口正确性，惯组模拟器的准确性，以及仿真设备极性等几个方面。

1)电气接口适配性试验。电气接口试验主要考核飞控计算机与仿真系统之间接口电气特性的适配性，包括飞控计算机的离散输入输出信号，舵控模拟信号等，并检查产品和仿真设备的电源供电线路。

2)通讯接口正确性试验。通讯接口试验主要包括两方面，一方面是各仿真节点间的数据传输，即实时光纤网络的通讯正确性;另一方面是飞控计算机和仿真系统之间的串行通讯正确性，包括信号传输、数据解码等。

3)惯组模拟器性能试验。主要检查惯组模拟器对于真实惯组的模拟性能，包括惯组电气特性的模拟，加速度计模型和陀螺模型的准确性等。

4)设真设备极性匹配性试验。仿真设备极性主要是指三轴转台和负载模拟台的极性。对于转台而言，要求转台的3 个转动轴与仿真模型中的发射坐标系的定义一致;要求负载模拟台加载的铰链力矩与实际飞行情况一致。

2.2 开环跟随试验

当完成系统接口匹配性试验后，即可进行开环跟随试验，主要考核三轴转台随动性能，导航解算算法和舵混合策略的正确性等。

2.2.1 三轴转台随动试验

在惯组参与仿真时，需将其安装在三轴转台。转台跟随指令的性能将会影响系统的仿真精度。将转台加入到仿真系统中，运行数学闭环仿真，转台控制软件读取弹道的姿态数据，控制转台运动，并将当前的转台姿态发送至实时网络。通过对比转台的指令和实际位置，考核转台的跟随性能。

2.2.2 考核导航解算算法

在仿真过程中，飞控计算机中的导航算法根据收到的惯组信息，解算出试飞器当前姿态和位置，用于控制系统的计算。因此，必须考核导航算法的解算精度。

将飞控计算机接入到回路，接收惯组模拟器发出的加计和陀螺信息，产品接口测试系统接收并记录遥测数据。仿真结束后，通过对比遥测中的导航解算信息和仿真弹道数据，考核飞控系统的导航算法。

2.2.3 舵混合策略检查

试飞器在飞行过程中，三通道控制系统根据当前姿态和任务要求计算出三通道舵控指令，经过舵分配后，控制四路舵面转动。负载台通过角度敏感器采集得到四路舵机的舵偏角，经过舵混合后得到三路等效舵偏角，供仿真模型进行气动插值计算。因此，必须考核舵混合策略的正确性。

将飞控和舵机接入到仿真回路，但依然进行开环跟随试验。仿真结束后，对比遥测数据中的三路舵控指令和经过舵混合策略后得到的三路舵偏角，检查舵混合策略的正确性。

2.2.4 飞控控制律初步验证

进行全系统的开环跟随仿真试验。将采集得到舵偏曲线和数学仿真中的舵偏曲线进行对比。通过对比同一种飞行状态下，飞控计算机和数学模型的舵控输出，初步验证飞控计算机中控制律的正确性。

2.3 闭环试验

当完成接口匹配和开环跟随试验，确定硬件回路和飞控系统的正确性后，即可开始进行闭环仿真，包括标准弹道试验和拉偏仿真试验。

2.3.1 标准弹道试验

首先进行标准弹道试验，验证整个系统的有效性和正确性。在试验时，应逐步添加参试部件，首先只进行飞控在回路的闭环仿真，然后，将三轴转台和惯性测量组件接入到仿真回路，最后，再将负载模拟台和舵机接入回路，完成全系统的闭环仿真。

2.3.2 拉偏仿真试验

试飞器在生产组装中，弹体和发动机系统的安装会存在部分偏差，同时，在实际飞行过程中，试飞器会受到大气环境、风场等干扰。这些偏差会使试飞器的偏离预定的弹道，甚至会影响发动机的点火，造成飞行试验失败。

分析实际飞行中的干扰类型和极限情况，将进行多个类型的拉偏仿真试验，考核飞控系统在不同干扰下的控制能力和稳定性能［5］。主要内容如下:

1)不同发射条件。考核不同发射条件下，试飞器的飞行弹道，包括发射点的经纬高，发射点时的初始姿态等。

2)发射初始扰动。包括发射过程中的姿态偏差、速度偏差，以及分离干扰等。

3)气动系数偏差。弹体动力学模型使用的空气动力系数来源于风洞吹风数据，而在气动力吹风过程和数据处理过程中，不可避免地会给数据带来误差，降低气动数据的置信度。因此，有必要对使用的气动系数进行拉偏，考查在气动计算存在偏差下的控制性能。

4)发动机参数偏差。发动机的参数偏差包括发动机的安装角度，推力作用点位置，点火时间延迟以及推力大小偏差等。

5)弹体参数偏差。弹体参数偏差主要包括弹体的质量、转动惯量、以及质心安装位置等。

6)风场环境偏差。检验试飞器在风场条件下的飞行状态，包括稳定风场，大气紊流以及剪切风等。

7)冲击干扰偏差。考核试飞器控制系统在受到各种冲击干扰下的控制性能，冲击干扰类型包括分离冲击扰动，发动机点火冲击扰动等。

3 仿真结果及偏差分析

下面给出同一种仿真状态下，半实物仿真与数字仿真的仿真结果对比曲线图，验证该半实物仿真系统的有效性和正确性，并对仿真对比结果进行初步分析。

3.1 仿真结果

下面给出试飞器半实物仿真与数字仿真的仿真结果对比。图2、图3、图4 分别为攻角、侧滑角与滚转角变化的仿真结果对比曲线。图5、图6、图7 为三通道舵偏角变化的仿真结果对比曲线。

图2 攻角仿真对比

图3 侧滑角仿真对比

图4 滚转角仿真对比

图5 滚转舵偏角仿真对比

图6 偏航舵偏角仿真对比

图7 俯仰舵偏角仿真对比

如图2-图7 所示，数字仿真和半实物仿真的仿真曲线基本一致。仿真结果表明该半实物仿真系统达到了设计要求。

3.2 偏差分析

通过初步的定性分析，半实物仿真和数学仿真的差异主要是由以下几部分引起［6］:

1)电气噪声。在仿真系统中，由于系统零电位和电气信号噪声的存在，会造成半实物仿真和数学仿真之间存在差异，可通过改进调理电路等方法进行改进。

2)转台跟随和惯导漂移。在仿真中，三轴转台的跟随差异和惯导测量组件的漂移，会使得飞控导航算法计算出的姿态和位置信息与弹道仿真的结果不同，继而使得控制指令存在差异。这两部分造成偏差，可以通过提高转台性能和重新校对惯导模型来实现降低。

3)舵机带载情况下的性能下降。由于真实舵机在仿真过程中，受到负载台加载的铰链力矩，使得舵机性能下降，造成实际舵偏角与舵控指令存在差异。

对仿真差异的初步分析，只是定性地给出了可能引起偏差的几个因素，但如果要定量的确定该因素造成的偏差量级，还需要进行逐个部件的接入试验，以及更加深入的数据分析和计算。

4 结束语

本文通过对仿真任务的分析，设计了仿真框架体系，给出了系统方案和后续扩展方法;然后详细说明了仿真试验的试验步骤;最后通过系统闭环仿真验证了系统的有效性和正确性，目前该系统已交付使用。

通过仿真试验，对本仿真系统可得出以下结论:某型试飞器的半实物试验，是检验试飞器飞控部件和评估控制性能的有效手段。经过验收测试，系统功能和指标均满足设计要求。采用服务器、客户机和监听机形式的仿真框架体系设计，使得整个系统易于升级和维护，便于后续仿真节点的陆续加入。本文给出的系统调试步骤，对于类似仿真系统的建立，具有一定的工程参考价值。

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