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大型飞行器的面向对象仿真研究
2011年1月21日    评论:    分享:

    来源:国防科技网
    作者:未知
    作者单位:石家庄军械工程学院导弹工程系

    摘 要:分析了大型飞行器动态飞行控制系统的数学模型,给出了其仿真系统的基本构成方案,并对制导与姿态控制的联合六自由度仿真、面向对象的仿真建模方法进行了研究。

  大型飞行器是一种高新技术密集的复杂武器系统,采用飞行器仿真系统来进行作战研究和模拟训练则是一种非常重要和有效的手段[1,2]。因此,进行飞行器仿真系统的研究是非常有意义的。本文根据系统仿真的发展趋势,应用面向对象建模技术,对某型号大型飞行器进行了六自由度仿真研究。

    1、飞行器仿真系统的基本构成

  飞行器仿真系统的方块图如图1所示。它由动态飞行仿真分系统、动态图形生成分系统、可视化显示分系统、射击精度评估分系统以及中央控制台共5个分系统构成。本文主要讨论动态飞行仿真分系统。

图1 仿真系统方块图
图1 仿真系统方块图

  动态飞行仿真分系统由硬件和软件两部分构成。硬件部分包括仿真计算机、键盘、显示器、与控制台的通信接口、与图形处理计算机的通信接口以及与射击精度评估分系统的通信接口等。仿真计算机对不同的射击目标、标准弹道、程序角、初始对准初值及干扰,根据系统的动态仿真模型进行数值计算,计算出飞行器在空中飞行过程中各个时刻的位置和姿态,提供给监视器、控制台、图形处理计算机及射击精度评估分系统等进行实时显示和记录。软件部分包括一体化仿真软件、三个接口的I/O软件和一个发测参数数据库等。一体化仿真软件由仿真管理模块、仿真数据库模块和仿真实验运行模块组成。三个接口的I/O软件是图形处理接口I/O软件、测试记录接口I/O软件和控制台接口I/O软件,它们的主要任务就是将仿真计算的结果传送给显示及记录设备。发测参数数据库用来存储发射参数和测试参数等。

    2 飞行器动态飞行控制系统的数学模型

  飞行器动态飞行控制系统的结构十分复杂,为了进行系统的制导与姿态控制联合六自由度仿真,可以将系统分为控制装置和被控对象(即弹体)两大部分,这样便于分别建立控制装置的制导与姿态控制联合仿真模型和弹体的六自由度运动仿真模型,从而避免了将质心运动及其制导与绕心运动及其姿态控制人为地割裂开来进行研究的做法。

    2.1 控制装置的数学模型

  控制装置由惯性测量仪表、弹载计算机和伺服机构等组成,其结构图如图2所示。其中惯性测量仪表和伺服机构的数学模型为传递函数,而弹载计算机的数学模型为差分方程。弹载计算机的功能相当强大,它承担了控制系统的大部分任务,如导航计算、横法向导引计算、关机方程计算、工具误差补偿计算、姿态角偏差计算和数字稳定网络的计算等。

图2 控制装置结构图
图2 控制装置结构图

    2.2 弹体六自由度运动模型

  弹体部分主要是弹体的六自由度运动模型、弹性振动模型、结构干扰模型和环境模型。需要指出的是弹体在空中飞行有其特殊性:其一是弹体是变质量物体;其二是弹体在空中飞行的环境是空间变的,同时也是时间变的。 因此,弹体运动模型是一个复杂的非线性时变模型。

    2.2.1 质心运动模型

  以往的三自由度质心运动模型一般只考虑重力、推力和空气动力三个主要作用力的影响[3]。本文则在此基础上进一步考虑了控制力、弹性振动作用力、风干扰等因素的影响,并根据变质量质点系动量定理、惯性测量原理、飞行器动力学及运动学方程,推导出了如下基于发射点重力惯性坐标系的质心运动模型:

大型飞行器的面向对象仿真研究

    式中:[x y z]T、[Vx Vy Vz] T、[gx gy gz] T分别是飞行器在惯性坐标系中的位置向量、速度向量及其所受的地球引力加速度向量;TIb是从弹体坐标系到惯性坐标系的方向余弦矩阵;是飞行器所受的全部非质量力引起的视加速度在弹体坐标系中的3个分量,其表达式为:

大型飞行器的面向对象仿真研究

    式中:[PX1 PY1 PZ1] T、[RX1 RY1 RZ1] T、[FX FY FZ]T分别是飞行器在弹体坐标系中所受的推力分量、空气动力分量和干扰力分量;[QX1 QY1 QZ1] T、[TX1 TY1 TZ1] T分别是飞行器在弹体坐标系中所受的控制力分量和弹性振动作用力分量。

    2.2.2 绕质心运动模型

  根据变质量质点系动量矩定理、哥氏转动坐标定理、飞行器动力学及运动学方程,可推导出基于弹体坐标系的绕质心运动模型,见式(1)。在推导过程中,本文考虑了转动惯量导数项的影响,这是以往三自由度绕质心运动模型不曾考虑的[4]。

  式中:、ψ、γ分别为弹体的3个姿态角;ωX1、ωY1、ωZ1分别为绕弹体3个轴转动的角速度;JX1、JY1、JZ1分别为弹体绕其3个轴的转动惯量;MX1 MY1 MZ1为作用在弹体上所有外力矩之和的三个分量,其表达式为:

大型飞行器的面向对象仿真研究

    式中:MAX1 MAY1 MAZ1 T MAdX1 MAdY1 MAdZ1 T MX MY MZ T分别是弹体所受的气动力矩分量、气动阻尼力矩分量和干扰力矩分量;MCX1 MCY1 MCZ1 T MTX1 MTY1 MTZ1 T分别是弹体所受的控制力矩分量和弹性振动作用力矩分量。

大型飞行器的面向对象仿真研究

    2.2.3 几何关系方程

  几何关系方程是联系姿态角、攻角侧滑角、弹道倾角航向角的一组代数方程。其中有7个角变量,只有5个是独立的。根据已计算出的姿态角和攻角侧滑角,由下式可求得弹道倾角航向角θ、σ。

大型飞行器的面向对象仿真研究

    3 飞行器面向对象仿真模型的建立

    3.1 面向对象的仿真建模方法

  “面向对象”是一个认识论和方法学的基本原则。长期以来,人们一直在设法争取使描述问题的问题空间同解决问题的方法空间在结构上尽可能的一致,这正是面向对象方法学的出发点和所追求的原则[5,6]。

  面向对象仿真建模方法与传统的面向过程仿真建模方法相比,具有以下几个方面的优点:

  ① 面向对象仿真建模所强调的是对象,而不是系统涉及的过程。对象提供的数据抽象和信息隐藏技术帮助开发人员在初步分析阶段对问题模块化,有利于用户识别系统的主要部分,并定义相应的行为和相互关系。通过封装对象内部的特征和方法,对象可以被看成是系统的基本组成,最终得到系统的自然分解。这在仿真建模研究中是极力提倡的。

  ② 面向对象仿真建模的易理解性。因为面向对象的仿真模型中的对象往往直接表示现实系统中的真实实体,这些实体在面向对象的仿真模型中可以用外观上类似于人们熟悉的实际系统对象的图形或图像来表示,用户可以通过图形或图像界面与仿真模型进行交互,利用图形或图像来直接建立仿真模型,这对于熟悉实际系统的用户来说是很容易理解的。

  ③ 面向对象仿真建模的可扩充性。由于对象及相应的管理具有一致性和相容性,因此可以在已有模型中加入新的对象。应用函数和算符超载可以给老符号以新的意义。继承的概念允许用户由已有的对象定义新的对象,而仅需描述其不同。可见,使用过的已有模型可以扩充使用。

  ④ 面向对象仿真建模便于与人工智能结合。在面向对象的仿真模型中,对象封装了它的功能,而功能可以包含智能,因而对象的功能中可以嵌入智能,使对象具有决策和学习能力,进一步达到仿真与人工智能的有机结合。

    3.2 飞行器的面向对象仿真模型

  根据面向对象的仿真建模方法,本文对飞行器动态飞行控制系统进行了仿真建模研究。在建立仿真模型的过程中,首先对飞行器动态飞行控制系统进行深入研究,根据系统的实际构成和各个单机(或单元)的实际连接关系将整个系统划分为一系列相对独立的对象,并建立各个对象的数学模型;然后依据各个对象的数学模型建立仿真系统的仿真模型库,其中每个对象的仿真模型不仅具有模块性和可重用性,而且具有继承性和可修改性;最后根据仿真实验框架利用已建好的仿真模型库进一步构成飞行器动态飞行控制系统的仿真模型,从而实现了整个系统的面向对象仿真建模。

  某型号大型飞行器动态飞行控制系统的面向对象仿真模型如图3所示。

图3 面向对象的飞行器联合仿真模型
图3 面向对象的飞行器联合仿真模型

  整个仿真系统分为四个一级对象:惯性测量组合、弹载计算机、伺服机构和弹体。 每个对象都是一个相对独立的实体,内部封装了对象的动力学行为,并具有I/O接口,以实现对象间的信息传递。同时,每个一级对象又由若干个二级对象组成。例如,一级对象弹载计算机就由工具误差补偿、导航计算、导引及关机方程、姿态角偏差计算、数字校正网络、信号综合等6个二级对象组成,如图4所示。这样建立起来的飞行器仿真系统,其对象与飞行器动态飞行控制系统中的真实对象一一对应,从而缩小了仿真模型与真实系统的距离,提高了仿真模型的可理解性,可提供较友好的图形用户界面。

图4 对象弹载计算机的仿真模型

    4 飞行器仿真实验研究

  利用所建立的飞行器仿真模型,对某型号飞行器进行了仿真实验研究。飞行器主动段的飞行程序是:

  ①点火后发动机开始工作,同时产生推力;

  ②当推力大于重力时,飞行器离开发射台升空,开始垂直飞行;

  ③当t=4 s时,开始拐弯,进行程序飞行;

  ④当t=30 s时,加入法向导引,以减小纵向偏差;

  ⑤当满足关机方程时,关闭发动机,主动段飞行完成。

  在飞行器的主动段飞行过程中,控制的主要任务是:保持姿态稳定并使俯仰角按程序飞行,同时使实际飞行弹道尽可能地接近标准弹道。在俯仰、偏航和滚动三个通道中,控制任务主要集中在俯仰通道。通过对某型号飞行器的仿真实验,得到了飞行器飞行的各种状态变量(位置、速度、姿态角及角速度)的变化曲线。由于篇幅所限,在此仅给出俯仰角及其偏差的变化曲线(如图5所示)。

图5 导弹主动段飞行的俯仰角及其偏差

  在飞行器的主动段飞行过程中,程序拐弯和加入法向导引是对控制系统最严峻的考验。由图5可以看出:

  ①在t=4 s程序拐弯时,由于飞行器具有较大的惯性,其俯仰角不会瞬时跟上程序角的变化,而会产生一个滞后偏差,但在控制系统的调节下,经过衰减振荡后,偏差会很快消失,从而控制飞行器按程序角飞行。

  ②在t=30 s加入法向导引时,由于飞行器不是严格按标准弹道飞行的,而是高于标准弹道,但在法向导引信号的作用下,使俯仰角减小,在保持导弹稳定飞行的同时,逐渐逼近标准弹道。

  ③在整个主动段飞行过程中,俯仰角的最大偏差为0.62°,远远小于要求的2°。上述分析表明:所建立的飞行器仿真模型不仅是稳定的,而且具有较高的精度,能够十分真实地描述飞行器的飞行过程。因此,面向对象的飞行器六自由度仿真模型具有较高的可信性。

    参考文献

  [1]关世义.战术导弹仿真技术的发展与展望.系统仿真学报,1992,4(1):55~62

  [2]黄先祥等.大型发射训练仿真系统的研制.第二炮兵工程学院学报,1996,10(1):23~30

  [3]徐延万等.导弹与航天丛书液体弹道导弹与运载火箭系列控制系统.宇航出版社,1991

  [4]钱杏芳等.导弹飞行力学.北京理工大学出版社,1987

  [5]汪成为,高文,王行仁.灵境(虚拟现实)技术的理论、实现及应用.北京:清华大学出版社,1996:385~388

  [6]冯惠军,冯允成.面向对象的仿真综述.系统仿真学报,1995,7(3):58~62

标签:飞行器面向对象仿真军事
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