2017, Vol. 35
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2. 中国空气动力研究与发展中心, 四川绵阳 621000
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2. China Aerodynamics Research and Development Center, Mianyang 621000, China
高性能战斗机要求具有过失速机动能力，良好的大迎角飞行品质是过失速能力的前提，因此，获得飞机准确的大迎角飞行品质特性是评估飞机过失速机动能力的重要保证[ 1]。针对飞机大迎角失速/偏离问题，国内外普遍采用的技术路线是：首先，基于常规风洞试验和理论计算进行分析预测；在气动外形基本确定后，通过投放模型飞行试验获得飞机的大迎角失速/偏离特性，为大迎角飞行控制律设计提供参考。这种研究途径存在费用昂贵、试验状态有限、试验风险高、试验周期长等问题。而且，就飞行控制本身而言，先进战斗机控制舵面多、大迎角气动特性复杂、加之为确保过失速机动能力而采用的推力转向技术，使飞机的飞行控制律设计、尤其是大迎角飞行控制律设计更加困难[ 2]。
风洞虚拟飞行试验是解决这个问题的有效途径。虚拟飞行试验中，模型具有三个角运动自由度，在气动力矩的作用下自由转动。由机载的风标、惯性测量单元等测量模型运动参数，由飞控计算机解算控制律并驱动舵面偏转，形成飞行姿态闭环控制。试验人员操纵模型完成机动动作，记录机动飞行历程中飞控系统的输入/输出数据，从而获得飞机对定常和非定常气动力的响应特性[ 3- 6]。通过试验，操纵飞机模型三轴姿态响应，可获得对大迎角飞行运动研究有价值的数据，可对飞机的大迎角机动能力进行评估，对飞机飞行控制增稳系统的效能进行鉴定[ 7- 8]。
飞行控制系统是整个风洞虚拟飞行试验技术平台的核心模块。其特点是：系统组成部分多，包括飞控计算机、舵面作动器、姿态测量传感器、飞行操纵杆、数据传输等子系统；涉及专业领域广，包括控制律设计、软件开发、硬件实现、仿真与综合测试等。尤其是现代飞行器采用先进的气动布局，对飞行包线和飞行品质的要求进一步提高，飞行控制律变得更加复杂，飞行控制系统集成难度更大[ 9- 10]。如何缩短设计周期、提高设计的可靠性和效率，成为飞行控制律和飞行控制系统设计者关注的焦点。传统的飞行控制系统设计一般采用串行开发模式，中间任一环节不满足设计要求时，需要反馈到之前各环节重新设计，因而开发效率低、周期长且缺乏灵活的验证手段[ 11]。为此，国内外相关研究采用飞行控制系统快速原型设计与部署技术，例如：美国NASA的水平风洞模型自由飞[ 12- 13]、大气自由飞[ 14](AirStar)和小型无人机[ 15](FASER)等项目。控制系统快速原型设计，即在其开发的初期阶段，快速地建立控制对象模型及控制器模型，并对整个控制系统进行多次的离线及在线试验，以验证控制系统软、硬件设计方案的正确性、可行性和合理性。
1 Φ3.2m风洞虚拟飞行试验系统Φ3.2m风洞虚拟飞行试验系统主要由模型支撑装置、动力学相似模型、飞行控制系统、地面主控和数据库计算机、参数辨识系统等5部分组成，如 图 1所示。
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图 1 Φ3.2m风洞虚拟飞行试验系统组成 Figure 1 Block diagram of the virtual flight system in Φ3.2m wind tunnel |
其中，三自由度支撑机构用于支撑飞机模型，实现模型三个角运动自由度。支撑机构具有转角范围大、摩擦小的特点，以减小运动副阻尼对飞机模型动态响应的影响。缩比飞机模型满足动力学相似准则，主要模拟参数包括：模型缩比因子、模型质量、模型惯性矩和模型质心位置。飞行控制系统需满足动力学相似准则，主要相似参数包括：动态环节的特征参数、采样周期、采样频率和反馈增益[ 16- 17]。不同飞行器之间，飞行控制子系统无法通用，需要根据飞行控制律、姿态反馈、舵面作动、视景显示等配置要求，重新进行飞行控制系统设计和集成，主要流程如 图 2所示。首先，进行嵌入式飞行控制设备选型与集成，开发采集和驱动程序。通过软硬件综合测试，发现并修改可能存在的硬件接口匹配、驱动程序接口匹配和通讯连接等问题。循环迭代，直到获得满足系统功能和技术指标要求的嵌入式飞控计算机、传感器和执行器；同时，进行飞行动力学建模和飞行控制律设计，通过全数字式系统仿真，获得仿真条件下的被控对象数学模型和理论设计的飞行控制律；然后，将飞行控制律实现为实时控制代码，并植入嵌入式飞控计算机，以建立起完整的嵌入式实时飞行控制系统；接下来，通过半实物仿真，发现并修改可能存在的参数匹配和通讯连接等问题，使嵌入式飞控系统能够正常运行；最后，进行虚拟飞行试验，通过在线控制律结构调整和参数调整，获得最终的飞行控制律，完成飞行控制系统设计。
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图 2 虚拟飞行控制系统设计与集成流程 Figure 2 Procedure for development of the virtual flight control system |
2013年12月，在中国空气动力研究与发展中心低速所Φ3.2m风洞完成了虚拟飞行引导试验。通过试验对虚拟飞行系统进行了全面测试和考核，首次在低速风洞实现了纵向静不稳定飞机的稳定飞行与操纵，如 图 3。试验包括以下内容：球铰摩擦力标定、飞机模型稳定性验证、俯仰操纵的姿态控制演示、滚转操纵的姿态控制演示、偏航操纵的姿态控制演示、纵向/横航向混合操纵的姿态控制演示、参数辨识试验。
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图 3 某飞行器模型虚拟飞行试验 Figure 3 Virtual flight test of a sub-scaled aircraft |
Φ3.2m风洞虚拟飞行试验系统实现的技术指标见 表 1，试验能力包括：
| 表 1 Φ3.2m风洞虚拟飞行试验系统主要技术指标 Table 1 Main technical specifications of Φ3.2m wind tunnel virtual flight test system |
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1) 三轴闭环稳定性试验。在无操纵指令的情况下，受扰后模型纵向、横向、航向在气动力矩的作用下能够保持姿态稳定。对于静稳定布局的飞机，能够保持自稳定；对于静不稳定飞机，施加控制系统后才能保持稳定，从而可以检验增稳控制效果，评估飞控系统鲁棒性。
2) 三轴操纵演示试验。操纵员对模型纵向、横向、航向单独通道或组合通道进行操纵，研究操纵后模型的动力学响应特性，以揭示气动运动耦合规律。典型的操纵信号包括方波、脉冲、阶跃信号等；典型的操纵动作有推/拉杆、压杆、蹬舵以及它们之间的组合等。
3) 气动导数辨识试验。给定标准激励信号，获取相应的模型响应时间历程；试验后通过参数辨识获得气动力矩导数。
2 虚拟飞行控制系统快速原型设计技术与开发平台 2.1 飞行控制系统快速原型设计技术飞行控制系统工程设计主要包括四个阶段[ 18]：控制律设计及离线仿真；飞行员在环实时仿真；铁鸟台架试验；空中试飞。如 图 4所示。
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图 4 飞行控制系统工程设计流程 Figure 4 Flow chart of flight control system project design |
另外，还可以在飞行器型号设计初期阶段开展风洞模型虚拟飞行试验，更加真实地模拟飞行环境，开展飞行控制律验证与评估研究。
目前，控制系统快速原型设计技术广泛应用于飞行控制系统工程设计的各个环节。控制律设计及离线仿真，控制工程师们基本在Matlab/Simulink环境下进行开发；在飞行员在环实时仿真阶段，一般采用C语言，且C代码主要通过自动代码生成方式获得(如RTW或以RTW为内核的扩展应用组件)；在铁鸟台架试验阶段，初期验证开发也可以采用自动代码生成控制律的C程序，后期逐渐采用试飞时手工编写的C程序取代；到试飞定型阶段，国内一般采用手工编写的控制律C程序，在国外已经开始局部采用自动代码生成软件(如BEACON)生成的实时代码。
在构建风洞模型虚拟飞行控制系统时，通常采用控制系统快速原型设计技术，充分利用Matlab提供的实时开发环境RTW，采取“宿主机—目标机”模式：宿主机即普通PC机，用于运行Matlab/Simulink/RTW，实现控制律理论设计、仿真以及实时代码的生成；目标机用于运行实时代码。RTW支持多种目标环境，包括RTW本身提供的现成目标环境配置和第三方厂商提供的目标，同时用户还可以开发自己的自定义目标[ 19]。
目前，可以满足飞行控制系统快速原型研制需求的实时软硬件平台主要有4种解决方案：“Matlab/RTW+ADI rtX”、“Matlab/RTW+dSPACE”、“Matlab/xPC+PC104”和“LabVIEW/RT+ CompactRIO”。其中，ADI rtX和dSPACE的功能最强大，但价格十分昂贵，且尺寸、重量不满足机载要求；xPC的实时运算能力有限，但支持的硬件较少，系统集成难度大；LabVIEW具有框图化的控制系统建模、分析和设计功能，RT模块可实现嵌入式代码自动生成，CompactRIO支持嵌入式实时操作系统和动生成，CompactRIO支持嵌入式实时操作系统和FPGA编程，且尺寸、重量满足机载要求。综上，Φ3.2m风洞虚拟飞行试验系统采用了“LabVIEW/RT+CompactRIO”作为飞行控制系统快速原型设计的开发平台。
2.2 虚拟飞行控制系统快速原型开发平台“LabVIEW/RT+CompactRIO”的开发平台如 图 5所示。宿主机采用普通PC机，开发过程中提供基于Windows和LabVIEW/RT的编程开发环境，试验过程中提供人机操作界面；目标机为CompactRIO嵌入式控制器，具有Vxworks实时操作系统和FPGA硬件资源，可满足飞行控制系统实时性能要求；宿主机和目标机之间通过无线以太网连接，实现试验状态控制、在线调参、数据存储等功能。其中，Matlab/Simulink中的控制律代码无法自动转换成LabVIEW框图，需要人工手动转换。
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图 5 虚拟飞行控制系统快速原型开发平台 Figure 5 Rapid prototype development platform of virtual flight control system |
与硬件资源相对应，CompactRIO的软件架构分为三层：
1) LabVIEW非实时软件。主要用于人机界面开发、数据显示与存储等非实时任务功能的开发。
2) LabVIEW Real-Time实时软件。主要用于嵌入式控制代码生成和嵌入式实时处理器编程，包含面向浮点控制、处理、分析、数据录入和通信，具有以下功能：
a.实时循环：与FPGA软件高速通讯，向FPGA写入飞控指令，从FPGA读取飞行数据，并完成本机存储或发送至主控计算机；
b.普通优先级循环：实现嵌入式飞控计算机与主控计算机之间的无线以太网通讯。
3) LabVIEW FPGA硬件编程软件。主要用于对CompactRIO硬件系统中的可重新配置的FPGA进行快速编程，以实现定制控制与高速控制、I/O定时和信号处理，具有以下功能：
a.飞行控制律解算；
b.姿态测量传感器数据采集与处理；
c.操纵杆数据采集与处理；
d.舵机控制信号生成。
3 虚拟飞行控制系统快速原型部署技术与应用效果在某飞行器缩比模型风洞虚拟飞行试验中，基于飞行控制系统快速原型设计平台，完成了飞行控制律嵌入式实时控制代码自动生成，实现了飞行控制系统快速原型部署。
3.1 全数字仿真全数字仿真系统如 图 6所示，该模式下飞行控制律解算和飞机动力学数学模型计算均在同一台PC机上进行，仿真环境统一在Matlab/Simulink中，飞行操纵指令通过串口或USB口连接至主控计算机。仿真过程中，实时将飞机位置、姿态等信息通过以太网传送至三维视景节点显示，三维视景为空中飞行视景。该模式主要作用是：初步评估控制律的稳定性和操纵性，并根据仿真结果进行迭代优化设计。
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图 6 全数字仿真系统组成 Figure 6 Sketch of full digital simulation system |
在Matlab/Simulink环境下，典型的飞行控制系统全数字仿真程序见 图 7，主要包括以下模块：气动力模型和动力学方程模块、控制律模块、舵机模块、参数输出曲线显示模块。各模块的主要功能如下：
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图 7 全数字仿真程序框图 Figure 7 Sketch of full digital simulation |
1) 气动力模型和动力学方程模块主要功能：
a.气动力线性插值计算；
b.力矩参考中心转换计算；
c.动力学和运动学方程解算。
2) 控制律模块主要功能：
a.纵向控制律计算；
b.横/航向控制律计算；
c.各舵面指令输出。
3) 舵机模块主要功能：
a.舵面指令混合输出；
b.舵机动力学计算；
c.舵面偏转存储及曲线显示。
此外，控制律反馈参数输入模块主要功能是选择控制律需要的反馈信号；参数输出曲线显示模块主要功能是存储时间历程数据并以曲线形式显示以供后续分析。
某飞行器缩比模型纵向通道施加方波操纵(持续0.5s)下的响应结果见 图 8。可以看出，拉杆后约0.15s获得稳态的俯仰速率，俯仰角增加；松杆后俯仰速率回零，而俯仰角基本保持在松杆时的状态。这是典型的速率指令/姿态保持系统(Rate Command/Attitude Hold System)的响应特性。
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图 8 某飞机纵向通道速率指令/姿态保持响应 Figure 8 Longitudinal channel rate command and attitude hold response of an aircraft |
半实物仿真系统组成如 图 9所示，该模式与全数字仿真相比，主要区别在于：该模式下，飞行动力学模型在飞行仿真机上运行。将全数字仿真Matlab/Simulink程序中的飞行控制律模块删除，剩余模块在Tornado开发环境下编译为C代码，并下载到飞行仿真机的Vxworks实时操作系统中运行。飞行控制律在嵌入式飞控计算机上运行，将全数字仿真Matlab/Simulink程序中的飞行控制律连续时间模块，在LabVIEW中重新编写为离散时间模块，再经过LabVIEW/RT编译器生成C代码，并下载至CompactRIO实时硬件系统中执行。飞行仿真机和嵌入式飞控计算机、视景计算机之间通过以太网UDP协议实现数据实时传输。必要时，还可将真实舵机、传感器等硬件接入到仿真系统中。该仿真模式的主要作用是：验证所生成的飞行控制律实时代码是否正常运行。
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图 9 半实物仿真系统组成 Figure 9 Schematic of semi physical simulation system |
图 10示出了某飞行器缩比模型半实物与全数字仿真的对比结果，控制律代码在飞控计算机内实时运行后，响应规律与理论仿真基本一致。模型解算耗时约2.5ms，通讯耗时小于1ms，符合实时性要求，验证了控制系统的正确性和有效性。
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图 10 某飞机全数字/半实物仿真结果对比 Figure 10 Result comparison between full digital simulation and semi physical simulation of an aircraft |
风洞虚拟飞行试验系统组成如 图 11所示，该模式与半实物仿真模式相比，主要区别在于：由风洞、支撑装置和动力学相似模型共同取代了飞行仿真机。飞机模型在风洞流场和飞行控制系统的共同作用下，绕质心自由转动，可真实模拟飞机三轴姿态的飞行动力学特性和操纵响应特性。
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图 11 风洞虚拟飞行试验示意图 Figure 11 Block diagram of wind tunnel virtual flight test system |
同样以某飞行器缩比模型迎角限制操纵为例说明典型的试验结果， 图 12给出了迎角限制测试响应的时间历程。试验风速30m/s，操纵规律为：拉杆到底-回中-推杆到底-回中，拉满杆后模型迎角迅速增加，俯仰速率最高达48°/s，迎角响应出现超调和振荡，迎角峰值达25.5°，稳杆后迎角稳定在23.5°左右。松杆后迎角迅速恢复至13°左右，俯仰速率峰值达-38°/s，推满杆后迎角开始降低，俯仰速率峰值约-18°/s，稳杆后迎角保持在-8°左右，伴随小幅振荡，松杆后迎角稳定在-5°左右。对比发现，上述操纵响应特性与该飞机全数字飞行仿真数据基本一致。其中，变化速率较快的俯仰角速率有一定的滞后，这是由传感器和舵机带宽限制等综合因素引起的；升降舵偏角有一定的平移，这是由于模型几何外形误差、舵面和舵机安装误差等综合因素引起的。
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图 12 某飞机全数字仿真/虚拟飞行试验结果对比 Figure 12 Result comparison between full digital simulation and virtual flight test of an aircraft |
本文介绍了Φ3.2m风洞虚拟飞行试验技术平台，重点阐述了其飞行控制系统快速原型设计与部署技术及其应用效果。
1) 基于“LabVIEW/RT+CompactRIO”开发平台，建立了Φ3.2m风洞虚拟飞行控制系统快速原型设计与部署技术，有效解决了飞行控制律由全数字仿真的Matlab/Simulink运行环境向半实物仿真、风洞虚拟飞行试验的Vxworks嵌入式实时操作系统运行环境的自动转换问题。该平台和技术具有良好的开放性与通用性，可满足不同型号飞行器风洞虚拟飞行控制系统集成需求。
2) Φ3.2m风洞虚拟飞行控制系统快速原型设计与部署技术成功应用于某飞行器缩比模型虚拟飞行试验，通过全数字仿真完成了飞行控制律的理论设计验证，通过半实物仿真完成了飞行控制律的快速原型部署验证，通过风洞虚拟飞行完成了飞行控制律在风洞环境中的验证。仿真和试验结果对比表明：快速原型获得的实际飞行控制系统及控制律的闭环稳定性能和操纵响应特性与理论设计结果一致性良好。
目前，Φ3.2m风洞虚拟飞行试验系统中的飞行控制律设计仍采用了配平线性化模型和经典控制律设计方法。下一步，将通过虚拟飞行辨识获得非线性动力学模型，并开展非线性动态逆、自适应控制、鲁棒控制等先进控制律设计与验证研究。
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