史永勝，夏志超

（中國(guó)民航大學(xué)航空工程學(xué)院，天津 300300）

無(wú)人直升機(jī)飛行模擬系統(tǒng)可模擬不同的飛行任務(wù)，且不受場(chǎng)地和環(huán)境的影響，增強(qiáng)了飛行安全性并降低了成本，對(duì)學(xué)員的培訓(xùn)和教學(xué)工作有重要的意義。另外，其可作為直升機(jī)研發(fā)工作的輔助工具，進(jìn)行試驗(yàn)和仿真驗(yàn)證，縮短研發(fā)周期。因此，對(duì)于無(wú)人直升機(jī)飛行模擬系統(tǒng)的研究是有必要的。楊宏亮[1]以O(shè)SG（open scene graph）為仿真平臺(tái)，建立了一種共軸雙旋翼無(wú)人直升機(jī)飛行仿真系統(tǒng)，該系統(tǒng)可以實(shí)現(xiàn)直升機(jī)一些飛行動(dòng)作的操縱，但OSG 平臺(tái)缺乏圖形化的界面，需要開(kāi)發(fā)者對(duì)其很熟悉才能實(shí)現(xiàn)需要的功能，對(duì)初學(xué)者很不利，另外系統(tǒng)的視景界面也略顯簡(jiǎn)單。劉澤群[2]開(kāi)發(fā)了一套飛行仿真系統(tǒng)，設(shè)計(jì)了串級(jí)LADRC控制器提高飛行控制效果，使用OSG 開(kāi)發(fā)視景系統(tǒng)，并調(diào)用Matlab 計(jì)算引擎實(shí)現(xiàn)數(shù)據(jù)傳輸，飛行結(jié)果更精確，但調(diào)用引擎時(shí)數(shù)據(jù)傳輸實(shí)時(shí)性不高。王婷婷等[3]基于STK 軟件進(jìn)行了無(wú)人直升機(jī)作戰(zhàn)任務(wù)推演視景仿真，并完成了實(shí)時(shí)狀態(tài)下的仿真，但僅針對(duì)特定飛行任務(wù)，不具備普遍性和通用性。

本文基于Vega Prime 實(shí)時(shí)視景仿真平臺(tái)，設(shè)計(jì)了一套某型通用無(wú)人直升機(jī)飛行模擬系統(tǒng)，該平臺(tái)具有圖形化的界面，方便用戶開(kāi)發(fā)自己的功能，使用Creator 軟件建立逼真、耗費(fèi)內(nèi)存小的模型文件且可直接被視景系統(tǒng)使用，使用GL Studio 軟件開(kāi)發(fā)出照片級(jí)的三維儀表面板顯示飛行數(shù)據(jù)且可方便地通過(guò)插件實(shí)現(xiàn)與視景系統(tǒng)的嵌合，自主設(shè)計(jì)的用戶數(shù)據(jù)報(bào)協(xié)議（UDP，user datagram protocol）通信接口能實(shí)現(xiàn)飛行仿真數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)快捷傳輸，采用MFC（microsoft foundation classes）框架搭建更為豐富友好的視景界面。該系統(tǒng)可實(shí)現(xiàn)直升機(jī)基礎(chǔ)的飛行操作，也可拓展出任務(wù)和訓(xùn)練模塊，具有很高的實(shí)用價(jià)值。

1 系統(tǒng)配置和方案設(shè)計(jì)

1.1 系統(tǒng)配置

系統(tǒng)配置包括軟硬件配置和編譯環(huán)境設(shè)置。系統(tǒng)的硬件配置為一臺(tái)臺(tái)式計(jì)算機(jī)，軟件配置如表1 所示。

表1 軟件配置Tab.1 Software configuration

系統(tǒng)的編譯環(huán)境設(shè)置如下。

1）設(shè)置VS2005 中的Vega Prime 編譯環(huán)境

①設(shè)置使用的字符集為多字節(jié)字符集；②添加附加包含目錄和附加庫(kù)目錄Vega_Prime_2_2_1_VC8/include/vegaprime；Vega_Prime_2_2_1_VC8/include/vsg；C：/Presagis/Vega_Prime_2_2_1_VC8/lib；③添加額外的預(yù)處理器定義NDEBUG；_HAS_INERATOR_DEBUGGIN G=0；_SECURE_SCL=0；_MBCS。

2）設(shè)置Matlab 和VS 的編譯環(huán)境

在Matlab 命令窗口輸入“mex-setup”命令，一直選擇“y”，在列出的本機(jī)已安裝編譯器列表中選擇VS2005 作為默認(rèn)的編譯器。

1.2 方案設(shè)計(jì)

一個(gè)完整的直升機(jī)飛行模擬系統(tǒng)包括飛行仿真模塊、座艙仿真模塊、視景仿真模塊和控制臺(tái)模塊4個(gè)部分[4-5]，核心部分是飛行仿真和視景仿真兩個(gè)模塊，決定著系統(tǒng)是否是真實(shí)可用的，本文的系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)流程如圖1 所示。

圖1 系統(tǒng)方案設(shè)計(jì)Fig.1 Design of system scheme

1）飛行仿真模塊

分析無(wú)人直升機(jī)各部件和整機(jī)的空氣動(dòng)力特性，在Matlab 中建立非線性動(dòng)力學(xué)模型，并通過(guò)編寫(xiě)UDP接口模塊將解算出的飛行數(shù)據(jù)傳入系統(tǒng)中。

2）座艙仿真模塊

使用GL Studio 儀表開(kāi)發(fā)軟件設(shè)計(jì)得到逼真的直升機(jī)座艙飛行儀表面板，并通過(guò)插件的方式將該面板嵌入視景系統(tǒng)中，實(shí)時(shí)讀取飛行數(shù)據(jù)并顯示。

3）視景仿真模塊

基于Vega Prime 視景仿真平臺(tái)，聯(lián)合VS 開(kāi)發(fā)環(huán)境進(jìn)行二次開(kāi)發(fā)，包括對(duì)視景仿真線程的管理、數(shù)據(jù)接收端的編寫(xiě)及各種功能類的設(shè)計(jì)等。

4）控制臺(tái)模塊

控制臺(tái)是為了方便用戶和系統(tǒng)進(jìn)交互而設(shè)計(jì)的對(duì)話框界面，用戶通過(guò)該界面實(shí)現(xiàn)對(duì)系統(tǒng)某些特性和功能的操作，界面的設(shè)計(jì)應(yīng)簡(jiǎn)潔友好。

2 系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)

2.1 動(dòng)力學(xué)建模

無(wú)人直升機(jī)的空氣動(dòng)力部件包括旋翼、尾槳、機(jī)身、平尾和垂尾[6-7]。以某型無(wú)人直升機(jī)為分析對(duì)象，各部件的力與力矩計(jì)算如下。

1）旋翼的力與力矩

旋翼是直升機(jī)的主升力面和操縱面，假設(shè)來(lái)流為均勻入流，采用動(dòng)量定理分析可得旋翼的拉力為

式中：ρ 為空氣密度（kg/m3）；Ωmr為旋翼轉(zhuǎn)速（rad/s）；Rmr為旋翼半徑（m）；Cla，mr為槳葉升力曲線斜率（rad-1）；bmr為槳葉數(shù)目；cmr為槳葉弦長(zhǎng)（m）；vjy，mr為垂直于槳葉的空速（m/s）；vi，mr為旋翼誘導(dǎo)入流速度，其計(jì)算公式為

根據(jù)文獻(xiàn)[8-9]，旋翼?yè)]舞運(yùn)動(dòng)可用兩個(gè)一階微分方程來(lái)表示

式中：as和bs為旋翼縱、橫向一階揮舞角（rad）；wp、wq為機(jī)體的滾轉(zhuǎn)和俯仰角速度；τmr為揮舞運(yùn)動(dòng)的時(shí)間常數(shù)（s）；A 和B 為縱、橫向揮舞運(yùn)動(dòng)的耦合效應(yīng)（s-1）；θcyc1和θcyc2為縱、橫向槳葉揮舞角（rad）。

在機(jī)體坐標(biāo)系中，旋翼的力和力矩為

式中：Fx，mr、Fy，mr和Fz，mr為旋翼在3 個(gè)坐標(biāo)軸上的力（N）；ML，mr、MM，mr和MN，mr為旋翼在3 個(gè)坐標(biāo)軸上的力矩（N·m）；Kβ為彈性系數(shù)（N·m）；Hmr為旋翼槳轂中心到離質(zhì)心的垂向距離（m）；Pmr為旋翼總功率（kW）。

2）尾槳的力與力矩

尾槳計(jì)算和旋翼類似，但不考慮其揮舞運(yùn)動(dòng)。

尾槳拉力Ttr和尾槳誘導(dǎo)入流速度vi，tr為

式中物理量與式（2）旋翼類相對(duì)應(yīng)（下標(biāo)tr 表示尾槳的相應(yīng)參數(shù)）。

在機(jī)體坐標(biāo)系下，尾槳的力Fy，tr、滾轉(zhuǎn)力矩ML，tr和偏航力矩MN，tr為

式中：Htr為尾槳槳轂中心到質(zhì)心的垂向距離（m）；Dtr為尾槳槳轂中心到質(zhì)心的縱向距離（m）。

3）機(jī)身的力與力矩

由于機(jī)身沿縱向?qū)ΨQ，產(chǎn)生的力矩忽略不計(jì)，考慮主旋翼下洗流對(duì)機(jī)身的影響，機(jī)身在3 個(gè)坐標(biāo)軸受力為

式中：Sfx、Sfy和Sfz分別為機(jī)體坐標(biāo)系各軸上有效阻力面積（m2）；vx、vy和vz分別為機(jī)體坐標(biāo)下各軸上的空速（m/s）。

4）平尾的力與力矩

平尾起著縱向配平和俯仰穩(wěn)定作用，受旋翼下洗流影響。在機(jī)體坐標(biāo)系下，平尾受力的計(jì)算公式為

式中：Cla，hf為平尾升力曲線斜率（rad-1）；Shf為平尾面積（m2）；vhf為平尾垂向空速（m/s）；αst為臨界攻角（rad）。

平尾俯仰力矩為

式中：Dhf為平尾中心到質(zhì)心的縱向距離（m）。

5）垂尾的力與力矩

垂尾在橫向配平和穩(wěn)定中起著重要作用，同樣受下洗流的影響。

在機(jī)體坐標(biāo)系下，垂尾受力的計(jì)算公式為

式中：Cla，vf為垂尾升力曲線斜率（rad-1）；Svf為垂尾面積（m2），vvf為垂尾橫向空速（m/s）。垂尾滾轉(zhuǎn)力矩ML，vf和垂尾偏航力矩MN，vf為

式中：Hvf為垂尾中心到質(zhì)心的垂向距離（m）；Dvf為垂尾中心到質(zhì)心的縱向距離（m）。

6）直升機(jī)運(yùn)動(dòng)方程

由牛頓第二定律，合外力為

由動(dòng)量矩定理可知，合力矩為

合力與合力矩在機(jī)軸系下各分量為

將式（19）和式（20）分別代入式（17）和式（18）可得無(wú)人直升機(jī)非線性動(dòng)力學(xué)模型。采用S 函數(shù)，使用Matlab 的m 語(yǔ)言編寫(xiě)生成可進(jìn)行仿真的Simulink 模塊，流程如圖2 所示。

圖2 動(dòng)力學(xué)模塊編寫(xiě)流程Fig.2 Writing process of dynamic module

2.2 數(shù)據(jù)通信

由2.1 節(jié)建立的非線性動(dòng)力模型求解得到的飛行數(shù)據(jù)需要傳入到視景系統(tǒng)中，以供直升機(jī)模型實(shí)時(shí)讀取。Matlab 和VS 的接口設(shè)計(jì)有兩大類：①VS 調(diào)用Matlab 的計(jì)算引擎、m 文件編譯生成的源文件、頭文件以及DLL 文件；②Matlab 調(diào)用VS 中C/C++語(yǔ)言文件生成的MEX 文件或動(dòng)態(tài)鏈接庫(kù)[10]。

本文采用S 函數(shù)中的C 語(yǔ)言編寫(xiě)UDP 協(xié)議的發(fā)送端，然后將其生成MEX 文件，在視景系統(tǒng)中編寫(xiě)接收端，實(shí)現(xiàn)兩者間的通信，如圖3 所示。

圖3 數(shù)據(jù)傳輸工作流程Fig.3 Workflow of data transmission

發(fā)送端的編寫(xiě)步驟如下：

（1）定義一個(gè)結(jié)構(gòu)體變量，用于存儲(chǔ)動(dòng)力學(xué)模塊輸出的飛行數(shù)據(jù)，其成員變量包括空間位置、速度、姿態(tài)角和角速度；

（2）在源文件中編寫(xiě)各個(gè)子函數(shù)部分，如圖4 所示；

圖4 接收端編寫(xiě)流程Fig.4 Writing process at receiving end

（3）將S 函數(shù)模塊名改為和源文件中函數(shù)名一致，使用“mex”命令生成可執(zhí)行文件。

接收端定義相同的結(jié)構(gòu)體變量，并在視圖類的定時(shí)器中接收發(fā)來(lái)的數(shù)據(jù)。需要注意的是動(dòng)力學(xué)模塊的求解器設(shè)置為合適的定步長(zhǎng)。將動(dòng)力學(xué)模塊和通信接口連接起來(lái)，即得到直升機(jī)非線性模型的仿真框圖如圖5 所示。

圖5 直升機(jī)非線性模型框圖Fig.5 Block diagram of helicopter nonlinear model

2.3 座艙儀表系統(tǒng)

GL Studio 軟件是一款可創(chuàng)建實(shí)時(shí)的、三維的、照片級(jí)圖形界面的軟件，包括圖形設(shè)計(jì)器和代碼生成器[11]，前者擁有幾大工具箱方便用戶設(shè)計(jì)儀表外形，后者通過(guò)編譯代碼實(shí)現(xiàn)需要的功能。該軟件可以生成應(yīng)用程序，單獨(dú)運(yùn)行，也可以生成DLL 文件，嵌入到其他應(yīng)用程序中。一個(gè)完整的儀表項(xiàng)目開(kāi)發(fā)步驟如下：

（1）收集儀表真實(shí)照片，用圖形處理軟件拆分出可動(dòng)部件，置于同一圖層中并生成紋理；

（2）新建一個(gè)儀表項(xiàng)目，打開(kāi)圖形設(shè)計(jì)器，配置儀表屬性，繪制矩形或圓形等基本圖形，導(dǎo)入做好的紋理，將拆分的部件重新按原位置添加到儀表上；

（3）在代碼編輯頁(yè)面定義屬性、方法、回調(diào)、變量，編寫(xiě)相應(yīng)的代碼，以實(shí)現(xiàn)儀表需要的功能；

（4）保存所有操作并生成代碼，調(diào)試并允許。

系統(tǒng)集成了6 大基礎(chǔ)機(jī)械儀表和PFD（primary flight display）、MFD（multi function display）多功能電子儀表，可以實(shí)時(shí)顯示速度、高度、航向、轉(zhuǎn)彎側(cè)滑等信息。運(yùn)行效果圖如圖6 所示。

圖6 直升機(jī)座艙儀表面板Fig.6 Instrument panel of helicopter cockpit

將建好的直升機(jī)儀表項(xiàng)目生成DLL 文件，并在Vega Prime 的用戶界面配置ACF 文件，添加一個(gè)vpGLStudio 實(shí)例，在該實(shí)例操作區(qū)導(dǎo)入儀表DLL 文件，設(shè)置類名與文件名一致，在屬性關(guān)聯(lián)框中，根據(jù)儀表中定義的屬性函數(shù)一一添加對(duì)應(yīng)的VP 屬性函數(shù)，即可實(shí)現(xiàn)兩者的屬性關(guān)聯(lián)[12]。

2.4 視景系統(tǒng)

視景系統(tǒng)是基于Vega prime 視景仿真平臺(tái)搭建的，是基于VSG 的實(shí)時(shí)三維視景開(kāi)發(fā)工具[13]，支持多種系統(tǒng)運(yùn)行并且兼容C++運(yùn)行庫(kù)，內(nèi)部封裝了大量的仿真模塊，同時(shí)也允許用戶定制擴(kuò)展模塊。

Vega prime 應(yīng)用程序最小的運(yùn)行結(jié)構(gòu)包括五大部分：初始化、定義、配置、幀循環(huán)[14]以及關(guān)閉。初始化階段對(duì)應(yīng)用程序運(yùn)行的環(huán)境進(jìn)行檢測(cè)初始化，用戶自己定制的模塊也需要執(zhí)行初始化；定義階段創(chuàng)建和初始化所需的實(shí)例；配置階段對(duì)定義階段的項(xiàng)進(jìn)行系統(tǒng)配置；幀循環(huán)階段進(jìn)行場(chǎng)景圖的更新；最后關(guān)閉階段退出程序運(yùn)行。

在VS 平臺(tái)上使用MFC 應(yīng)用程序進(jìn)行仿真程序的開(kāi)發(fā)，只需通過(guò)調(diào)用對(duì)象提供的方法就可實(shí)現(xiàn)，避免了大量底層代碼的編寫(xiě)，另外還提供了基礎(chǔ)的應(yīng)用程序框架和相關(guān)組件，進(jìn)一步簡(jiǎn)化了開(kāi)發(fā)的難度。在基于MFC 的基礎(chǔ)上，采用多線程技術(shù)[14-17]創(chuàng)建一個(gè)工作者線程單獨(dú)運(yùn)行Vega Prime 應(yīng)用程序，其和主應(yīng)用程序間通過(guò)線程消息實(shí)現(xiàn)通信，系統(tǒng)運(yùn)行框架如圖7所示。

圖7 系統(tǒng)運(yùn)行框架Fig.7 System operation framework

使用AfxBeginThread（）函數(shù)創(chuàng)建線程，創(chuàng)建的線程函數(shù)為：

通過(guò)自定義消息和消息處理函數(shù)，并在線程運(yùn)行中調(diào)用，以實(shí)現(xiàn)對(duì)用戶操作的響應(yīng)。

3 飛行仿真分析

3.1 靜態(tài)特性分析

靜態(tài)特性分析指當(dāng)直升機(jī)處于飛行平衡狀態(tài)時(shí)，各狀態(tài)參數(shù)隨仿真時(shí)間的變化關(guān)系?；谇拔囊呀⒌闹鄙龣C(jī)非線性Simulink 框圖，采用Matlab 配平和線性化工具進(jìn)行分析，根據(jù)飛行狀態(tài)設(shè)定初始的約束值，求得對(duì)應(yīng)的配平點(diǎn)并得到該點(diǎn)處的線性化方程，進(jìn)而研究該狀態(tài)下的飛行特性，下面對(duì)懸停和平穩(wěn)前飛兩種情況分析。

懸停狀態(tài)時(shí)，高度為100 m，輸入?yún)?shù)和狀態(tài)參數(shù)初始約束值為0，得到其配平點(diǎn)處的輸入?yún)?shù)值如表2 所示。

表2 輸入信號(hào)Tab.2 Input signals

將表2 的值作為模型的初始輸入值進(jìn)行仿真，得到各狀態(tài)參數(shù)變化曲線如圖8 所示。

由圖8 可以看出，初始0 時(shí)刻，機(jī)體坐標(biāo)軸下各軸向的角速度（ωp，ωq，ωr）、姿態(tài)角（φp，φq，φr）和速度（vx，vy，vz）都為0，高度值為100 m，一段時(shí)間后，角速度經(jīng)過(guò)輕微的變化后重新趨于0，姿態(tài)角、速度和位移（sx，sy，sz）發(fā)生較小的調(diào)整后在新的位置處重新保持平衡，有較好的懸停特性。

平穩(wěn)前飛時(shí)，前飛速度保持不變，分別取不同的速度進(jìn)行分析運(yùn)算，得到輸入信號(hào)和姿態(tài)角隨速度的變化曲線如圖9 所示。

圖9 前飛狀態(tài)參數(shù)曲線Fig.9 Parameter curves of forward flight state

由圖9 可知，控制信號(hào)的取值范圍是（-1，1），隨著飛行速度的增大，俯仰信號(hào)值有略微地增大，橫滾信號(hào)值略微減小，尾槳因加裝了鎖尾裝置，基本不變化，總距呈倒馬鞍形狀，對(duì)應(yīng)的俯仰角先增大后減小，俯仰和滾轉(zhuǎn)角變化不大，保持在0 附近。

3.2 動(dòng)態(tài)特性分析

動(dòng)態(tài)特性分析即當(dāng)人為操縱輸入信號(hào)時(shí)直升機(jī)的飛行狀態(tài)實(shí)時(shí)動(dòng)態(tài)改變的過(guò)程，以模擬操縱直升機(jī)起飛到平穩(wěn)飛行過(guò)程為例，得到角速度、姿態(tài)角、速度及位移隨時(shí)間的變化曲線如圖10 所示。

圖10 模擬飛行曲線圖Fig.10 Simulated flight graph

由圖10 可以看出，直升機(jī)各飛行狀態(tài)初始值為0，經(jīng)過(guò)一段時(shí)間的爬升，當(dāng)仿真時(shí)間達(dá)到50 s時(shí)，角速度變?yōu)?，姿態(tài)角、速度趨于某一固定值，達(dá)到平穩(wěn)飛行狀態(tài)。

4 結(jié)語(yǔ)

本文分析了無(wú)人直升機(jī)各部件的受力，建立了無(wú)人直升機(jī)非線性動(dòng)力學(xué)模型，通過(guò)二次開(kāi)發(fā)在VS 平臺(tái)搭建了視景系統(tǒng)，設(shè)計(jì)接口模塊，實(shí)現(xiàn)了飛行數(shù)據(jù)的導(dǎo)入，并開(kāi)發(fā)了真實(shí)儀表以顯示飛行數(shù)據(jù)，最后進(jìn)行了飛行仿真，對(duì)靜態(tài)特性的懸停和平穩(wěn)前飛以及動(dòng)態(tài)特性進(jìn)行了分析驗(yàn)證。結(jié)果表明，建立的無(wú)人直升機(jī)非線性動(dòng)力學(xué)模型能模擬實(shí)際的飛行情況，且仿真過(guò)程中，系統(tǒng)的運(yùn)行畫(huà)面逼真流暢，各儀表也能實(shí)時(shí)顯示直升機(jī)的飛行數(shù)據(jù)，達(dá)到了系統(tǒng)設(shè)計(jì)目的，可實(shí)現(xiàn)較為真實(shí)的模擬飛行仿真，可作為實(shí)驗(yàn)教學(xué)的輔助工具。