直升机分布式自动飞行仿真平台设计与实现

陈燕云，何伟，盛守照，江驹

(南京航空航天大学 自动化学院，江苏 南京 210016)

0 引言

直升机自动飞行控制系统的组成一般包含3个环节：导航与传感器环节、自动飞行控制环节以及无人机地面站软件环节。三者相互铰链，结构相对混乱。随着直升机功能及性能的不断发展，航空电子设备在直升机驾驶上的重要性日益突出，直升机性能的提升离不开航空电子设备的升级[1]。文献[2]在嵌入式开发板上搭建了基于ARINC429协议的飞管仿真系统，研究飞管的显控和通信模块设计。文献[3]将仿真系统分解为飞控与飞行器模型系统、地面站系统、视景仿真等独立板块，搭建了一套分布式飞行仿真系统。但此前的研究主要是对 FMS的算法分析或单一功能的仿真等[4-8]。

针对此类问题，本文提出并建立了分布式架构的飞行综合控制方案和仿真系统软件，对直升机的任务调度与飞行控制进行综合管理，综合控制管理各系统间的资源和功能分配并保证系统协调运行。

1 分布式架构总体设计

1.1 硬件平台设计

飞行管理系统(FMS)由飞控系统与模型仿真计算机、飞管显控计算机以及飞管计算机组成，相互之间通过以太网络进行信息交互。平台硬件结构组成如图1所示。

图1 仿真平台硬件组成

1.2 软件平台设计

等效仿真环境中包含自动飞行控制软件、直升机模型/环境/导航与传感器仿真软件、飞管子系统软件以及飞管显控软件3大模块，各子模块软件组成与结构如图2所示。模块化的设计易于更改和二次开发。

图2 仿真平台软件组成与结构设计

1.3 模块间的数据交互

仿真子系统间采用UDP协议[9]进行数据交互，模块间通信内容组成如图3所示。飞控和直升机模型软件的功能为：接收风扰信息、水平和垂直引导信息等，实现自动飞行闭环控制。飞管显控软件的功能有：引导指令信息、直升机舵面偏转量；接收直升机状态信息等，实现数据的显示、分析和保存，负责启动或停止仿真系统的各环节，并保证仿真环节的同步性。飞管计算机软件的功能为：引导方式信号，MOT构建信息以及飞行计划信息；接收飞行状态信息，完成直升机自动飞行的准确引导。

图3 模块间通信内容组成

2 直升机建模与控制器设计

2.1 直升机数学建模

建立合理准确且置信度高的直升机数学模型是开展直升机性能分析、控制器设计以及分布式仿真验证的必要前提条件。直升机符合一般的刚体假设，它在空中的运动有6个自由度，即绕质心的3个移动自由度 和3个转动自由度[10-11]。由牛顿第二定理——欧拉公式可建立直升机的刚体运动方程组为：

(1)

绕质心转动的动力学方程为：

(2)

式中Fx、Fy、Fz和Mx、My、Mz分别为机体系下直升机3个合力和力矩的合力矩。此外，直升机姿态角和姿态角速率之间的运动方程为：

(3)

2.2 飞行控制子系统设计

基于经典控制理论设计的样例直升机飞行控制总体框图如图4所示。首先，完成姿态内回路控制，保证直升机姿态的稳定性与可操纵性。其次，在内回路基础上设计了直升机的速度、高度、位置以及偏航距等外环控制器，完成航迹控制。

图4 直升机飞行控制系统结构图

3 飞行管理子系统设计

ARINC72协议[12]定义的飞行管理系统的主要功能包括：综合导航、飞行计划(航路过渡)、导引功能、性能优化和预测、数据接口、特殊任务构建、人机接口和显示系统等。本文主要研究飞行管理系统的显控界面、特殊任务构建、飞行计划航路过渡以及水平和垂直引导等4个主要功能。

3.1 飞管显控界面设计

本文设计的飞管显控界面包含飞行计划交互面板、导航方式选择面板、飞管系统控制面板、MOT特殊任务构建设置面板、风扰注入面板、实时航图显示区、飞行相关数据显示区、仪表盘显示面板、动态曲线实时绘制面板等九大板块，如图5所示。

图5 飞管显控界面

3.2 MOT特殊任务规划

直升机悬停分为两种，一是对悬停位置无要求的HOVER模式，二是通过飞管显控界面，设置必要参数，将直升机悬停在指定位置上(mark on target，MOT)，其应用场景如图6所示，航线规划分区如图7所示。研究表明，逆风悬停更有利于保持直升机的稳定性，即风速是特殊路线规划的重要考虑因素。

图6 MOT应用场景

图7 航线规划分区

1) 当风速<5节时不考虑风的影响。此时，若直升机到悬停点距离>3海里，则悬停路径的轴向取为直升机当前位置直飞到悬停位置的方位；反之，则悬停路径的轴向取为直升机当前航向顺时针旋转135°，具体规划算法参考风速>5节时区域1的程序进入方式。

2) 当风速>5节时，分3种进入方式：区域1、区域2以及区域3等3种程序进入方式。

程序进入方式下，MOT任务执行后，直升机将开始转向顺风航段。顺风航段的长度根据所需距离(在顺风航段下降或减速至目标速度和高度所需距离)设计，目标高度和速度分别为地面91.44m(300英尺)和70节地速。转入逆风航段后，保持当前高度和速度直到到达FDEC点。此后，直升机以6°下滑角从70节开始减速、降高并首先到达12.2m(40英尺)高度LOA点。此后继续减速，当减速至30节真空速后开始过渡到保持航向和侧倾、保持零横向速度并最终悬停在指定的悬停位置(FHP)上。

3.3 飞行计划航路过渡

1) 普通航路过渡

假设飞行计划的3个连续航路的地平面内坐标分别为 (xWP1，yWP1)、(xWP2，yWP2)和(xWP3，yWP3)，如图8所示，若已知直升机转弯半径，则迹线可由两条直线段和一个圆弧段构成[13]，切点坐标由几何关系计算。

图8 普通航路过渡

2) 含最终航向航路过渡

若直升机的飞行航迹在一个平面上，则直升机的运动与Dubins汽车相似，本文将直升机模型类似为一个Dubins汽车模型来进行分析[14]。

图9 Dubins曲线路径

求解Dubins曲线主要是求解两个圆弧的切点。由几何关系可得：

(4)

进一步解算即可求得所有切点坐标并获得最终的Dubins路线。

3.4 飞行计划航路过渡

水平引导利用导航模块的位置数据和水平计划模块的引导路径产生一个基于以上数据的横滚指令，使得直升机沿着设定的航线飞行。垂直引导功能则用于控制目标高度、目标垂直速度和目标速度。

1) 水平引导

水平(横侧向)制导律根据控制模态不同而分别计算，其控制模态划分为航迹控制与航向控制两种，本文采用文献[16]的L1制导律进行航迹控制。

2) 垂直引导

垂直引导利用导航模块的垂直数据和垂直计划模块的引导路径产生一个基于以上数据的垂直指令，实现飞行中爬升、巡航和下降之间的转换。

4 仿真实验与结果分析

本文设计的飞管显控界面通过Qt5.9.2进行编写、编译，飞控和模型软件用VS2010进行搭建，各软件均运行在Windows 7操作系统的RTX环境下。试验时，将直升机起飞地点以及降落地点置于某同一机场，添加飞行计划，并预测水平轨迹/垂直剖面轨迹，直升机离地60 ft后再自动接通水平和垂直引导，使直升机按飞行计划自动飞行。途中，任意时刻执行MOT特殊任务指令，验证其飞管MOT功能性能。仿真结果如图10-图13所示。

图10 飞行计划航路过渡仿真轨迹

图11 MOT特殊任务飞行仿真航迹

图10中，航路点2为飞跃点，航路点4为最终航向航路点，且规定的进入航向为正北方向，左图10(a)中紫色实线和图10(b)中蓝色实线为水平飞行计划预测剖面。图11为执行飞管MOT特殊悬停任务后直升机航行轨迹，图11(a)中紫色实线为预测的MOT悬停剖面，红色实线为直升机真实航行轨迹。图12、图13为飞行过程中，直升机的引导指令与相应曲线以及各操纵舵面仿真曲线图(因本刊黑白印刷，如有疑问可咨询作者)。

图12 MOT飞行直升机状态仿真曲线

图13 MOT飞行直升机控制量仿真曲线

由图10-图13可知，本文设计的分布式直升机自动飞行仿真平台的层次清晰，各模块功能配置合理，直升机平台飞行效果优良，飞行姿态平稳，纵横向控制动稳态特性均符合国军标要求，在飞管水平和垂直引导下直升机航迹跟踪误差较小，各项功能和指标均满足要求。

5 结语

本文将直升机数学模型、自动飞行控制系统、直升机飞行管理系统和分布式交互结合起来，深入研究直升机飞行管理系统的主要功能，提出并建立基于分布式交互的直升机飞行仿真系统和软件环境，使直升机自动飞行控制平台层次结构更加清晰明朗，功能更加完善。仿真验证表明，分布式平台各个子模块设计和综合仿真环境均满足预期目标。