無人機作為模擬飛機類來襲目標，可為防空武器系統(tǒng)的火控雷達校飛、射擊等任務(wù)提供空中靶標，是武器系統(tǒng)研制、鑒定過程中必不可少的裝備。作為無人機的核心組成部分之一，飛控系統(tǒng)通過控制無人機的姿態(tài)，從而完成無人機各種模態(tài)下的飛行任務(wù)。某無人機飛控系統(tǒng)現(xiàn)有的測試方法包括分立部件測試和部件裝機后的整機綜合測試。兩種方法均屬于常規(guī)的靜態(tài)測試，組織實施復(fù)雜、測試效率較低、任務(wù)準備周期長，而且對于無人機實際飛行過程的動態(tài)性能無法驗證，對測試中出現(xiàn)的故障難以定位，對于飛行中的環(huán)境干擾因素（主要是風(fēng)干擾）和傳感器失效后無人機的飛行情況也無法模擬，從而無法有針對性的進行飛行控制策略修正。綜上問題，研制一套無人機飛控系統(tǒng)半物理仿真平臺的任務(wù)顯得尤為迫切。

1 平臺總體功能及設(shè)計方案

1．1 平臺總體功能

該平臺以現(xiàn)有某型無人機飛控系統(tǒng)為測試對象，主要完成以下功能：

（1）與無人機飛控計算機和電動舵機、油門電機等實物結(jié)合，完成飛控系統(tǒng)的仿真測試；

（2）具備風(fēng)干擾、力矩干擾條件下的飛行性能模擬，并以二維曲線方式實時顯示無人機的飛行航跡、舵偏角、舵偏角速率等變化情況；

（3）能夠進行無人機飛控系統(tǒng)部分傳感器的故障設(shè)置，進行故障情況下的飛行模態(tài)仿真。

1．2 平臺總體設(shè)計方案

半物理仿真平臺由硬件設(shè)備和應(yīng)用軟件兩部分組成。硬件設(shè)備包括新建的飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)、傳感器與機載測控模擬分系統(tǒng)、遙控／遙測模擬分系統(tǒng)、指揮顯示分系統(tǒng)、無人機外形顯示分系統(tǒng)，以及現(xiàn)有的飛控計算機、飛控計算機接口箱、電動舵機、油門電機等實物。應(yīng)用軟件包括新建各分系統(tǒng)的應(yīng)用程序。半物理仿真平臺的原理組成框圖如圖1所示。

半物理仿真平臺的工作原理概況如下：傳感器與機載測控模擬分系統(tǒng)通過接口箱與飛控計算機交換無人機的舵偏角、角速率、油門開度、遙控指令、外部干擾等信息，并向飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)傳輸采樣轉(zhuǎn)換后的飛控計算機執(zhí)行結(jié)果，向遙控／遙測模擬分系統(tǒng)傳輸遙測信息（包括傳感器與機載測控模擬設(shè)備的仿真數(shù)據(jù)、故障狀態(tài)、遙控指令回令等）。飛控計算機將接收到信息進行解算處理后，控制電動舵機、油門電機執(zhí)行相應(yīng)動作，并將執(zhí)行結(jié)果返回至傳感器與機載測控模擬分系統(tǒng)。飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)將解算后的飛機狀態(tài)參數(shù)送到無人機外形顯示分系統(tǒng)，解算后以三維動畫的形式顯示無人機的姿態(tài)、油門開度、高度變化等信息。指揮顯示分系統(tǒng)將收到的無人機位置、高度、速度信息在數(shù)字地圖上顯示，適時發(fā)出指揮口令，由操作手干擾無人機的飛行。無人機的三維外形、測控數(shù)據(jù)、指揮顯示界面通過KVM切換器分時在投影幕上顯示。

2 平臺硬件設(shè)計方案

2．1 平臺硬件選型原則

（1）應(yīng)用軟件運行平臺選擇原則

由于該平臺屬于固定式測試設(shè)備，因此在各分系統(tǒng)應(yīng)用軟件運行平臺的硬件應(yīng)盡量采用機架式工控機或臺式計算機，主板插槽的數(shù)量和類型應(yīng)相對充裕，以便于現(xiàn)有硬件板卡的安裝和平臺的后續(xù)功能拓展。

（2）數(shù)據(jù)采集卡的選型原則：一是保證通道數(shù)；二是保證采樣頻率；三是保證數(shù)據(jù)分辨率。

2．2 平臺硬件選擇方案

（1）傳感器與機載測控模擬分系統(tǒng)

該分系統(tǒng)包括了大量的信號采集、交換及處理任務(wù)，硬件采用工控機架構(gòu)。配置數(shù)據(jù)采集卡、多串口卡以及自研的信號調(diào)理卡，完成數(shù)據(jù)采集與信息交換。

具體硬件型號和基本參數(shù)為：

工控機選用西門子547B：64位CPU處理器，4個PCI插槽，1個PCI-Ex16圖形擴展接口。

多串口卡選用MOXA CP 118U：4路RS 232／422／485 PCI串口，串口通信速率為921．6 Kb／s；板載1 5 kVESD突波保護。

D／A卡選用NI PCI-6733：8路D／A，數(shù)據(jù)更新速率1 MS／s（16b），8路數(shù)寧I／O。

A／D卡選用NI PCIe-6259：4路D／A，數(shù)據(jù)更新速率為1 Ms／s（16 b），32路A／D通道數(shù)；A／D采樣速率為2．8 MS／s（16 b），48路數(shù)字I／O。

DIO卡選用NI PCIe-6503：24路數(shù)字I／O。

（2）飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)、遙控／遙測模擬分系統(tǒng)

這兩個分系統(tǒng)主要是進行無人機和測控數(shù)據(jù)的傳輸和解算，其硬件組成比較簡單，選用帶有多種類型主板插槽的普通商用臺式計算機即可，配置MOXA CP118U多串口卡。

（3）指揮顯示分系統(tǒng)、無人機外形顯示分系統(tǒng)

這兩個分系統(tǒng)主要是進行指揮、顯示應(yīng)用軟件的運行，選用帶有多種類型主板插槽的普通商用臺式計算機即可。

2．3 自制信號調(diào)理卡設(shè)計

傳感器與機載測控模擬分系統(tǒng)與遙控／遙測模擬分系統(tǒng)、飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)、飛控計算機接口箱等部分進行數(shù)據(jù)交換時，通過D／A，A／D，DIO板卡完成信號轉(zhuǎn)換時，會受到機箱內(nèi)復(fù)雜電磁環(huán)境的影響，導(dǎo)致輸出信號帶有很強的噪聲，需要對其進行濾波處理。另外，由于飛控計算機接口箱輸入輸出電壓均為+27 V，而D／A，A／D，DIO板卡工作電壓均為+5 V，因此還需要設(shè)計信號調(diào)理卡完成信號濾波和工作電壓的轉(zhuǎn)換。信號調(diào)理卡與外部部件連接示意圖如圖2所示。

3 平臺應(yīng)用軟件設(shè)計方案

平臺應(yīng)用軟件包括飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)、無人機外形顯示分系統(tǒng)、傳感器與機載測控模擬分系統(tǒng)、遙控／遙測模擬分系統(tǒng)、指揮顯示分系統(tǒng)等五個應(yīng)用軟件。

3．1 飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)

主要是通過解算無人機動力學(xué)模型，得到無人機的姿態(tài)、發(fā)動機等信息，實現(xiàn)無人機飛行仿真。仿真過程同時考慮風(fēng)干擾、力矩干擾的裝訂。

（1）應(yīng)用軟件開發(fā)環(huán)境的選擇

由于需要進行無人機動力學(xué)模型的解算，考慮到VC++6．0擁有眾多的函數(shù)計算類庫，其數(shù)據(jù)計算能力比較突出，因此選用VC++6．0作為應(yīng)用軟件開發(fā)環(huán)境。

（2）無人機動力學(xué)模型建立

無人機動力學(xué)模型的建立是飛行系統(tǒng)模擬的基礎(chǔ)，根據(jù)參考文獻，建立無人機動力學(xué)模型。

（3）風(fēng)干擾和力矩干擾的加載

風(fēng)干擾模擬主要是將風(fēng)速、風(fēng)向分解投影到各機體軸上，再結(jié)合空氣動力學(xué)方程組里的三向速度方程，解算出三向速度，代入動力學(xué)模型中解算后得到加入風(fēng)干擾后的飛機姿態(tài)參數(shù)。力矩干擾的加載方法采取直接設(shè)置動力學(xué)模型中相應(yīng)參數(shù)的方式。設(shè)置內(nèi)容包干擾力矩、正向和反向脈沖干擾、起始時間、終止時間以及常值力矩的大小等。

（4）應(yīng)用軟件的實現(xiàn)

應(yīng)用軟件完成后，為防止在其他分系統(tǒng)軟件編程過程中產(chǎn)生的誤修改，無人機模型采用動態(tài)鏈接庫的方式向提供（UAVSimu．DLL），通過干擾設(shè)置界面完成外加力矩的設(shè)置，如圖3，圖4所示。

3.2 傳感器與機載測控模擬分系統(tǒng)

可以模擬GPS接收機、磁航向、大氣數(shù)據(jù)計算機等傳感器特性，通過數(shù)字或模擬信號的形式輸出到各相關(guān)分系統(tǒng)，供實際平臺仿真使用?？稍O(shè)置的故障類型包括：

GPS接收機失效、航向跳變、大數(shù)據(jù)計算機高度跳變。

（1）應(yīng)用軟件開發(fā)環(huán)境的選擇

由于該應(yīng)用軟件在設(shè)計過程時需要進行大量的軟件界面開發(fā)，而Borland公司的C++Builder集成開發(fā)環(huán)境的最大優(yōu)點在于其軟件界面開發(fā)過程中的直接拖入方式，極大地方便了工程開發(fā)。因此選用C++Builder進行應(yīng)用軟件開發(fā)。

（2）軟件總體設(shè)計構(gòu)建

建立一個“ProjectSensorSim”的工程文件，包括如圖5所示的工程文件，運行該工程文件后，生成分系統(tǒng)軟件界面，如圖6所示。

3．3 遙控／遙測模擬分系統(tǒng)

該分系統(tǒng)用于模擬地面測控站基本功能，用于完成遙控指令的發(fā)送、遙測數(shù)據(jù)的接收。軟件采用模塊化設(shè)計，包括二維曲線繪制、航路裝訂、保存與刪除、航跡繪制、串口處理、遙測數(shù)據(jù)接收、遙測信息處理、遙控指令處理等模塊。

3．4 無人機外形顯示分系統(tǒng)

外形顯示分系統(tǒng)采用VC++2010軟件，基于OpenGL進行開發(fā)。軟件模塊包括：通信接口模塊、三維演示模塊、儀表顯示模塊等。

3．5 軟件開發(fā)過程中的兩個關(guān)鍵問題

（1）降低系統(tǒng)間通信時間延遲技術(shù)

由于采用分布式、模塊化結(jié)構(gòu)，各分系統(tǒng)之間通過串口通信，難免會產(chǎn)生通信時延問題，在軟件設(shè)計過程中采取了如下措施進行解決：

①減小飛行系統(tǒng)模擬軟件的仿真步長，增加了飛行參數(shù)的連續(xù)性；

②提高飛行系統(tǒng)模擬、傳感器與機載測控模擬與飛控計算機模擬三個分系統(tǒng)之間的姿態(tài)信息傳輸?shù)拇诓ㄌ芈剩?

③優(yōu)化傳感器與機載測控模擬分系統(tǒng)與其他分系統(tǒng)之間串口數(shù)據(jù)通信的幀結(jié)構(gòu)；確保姿態(tài)信息以最短的時間到達飛控計算機。

（2）工控設(shè)備數(shù)據(jù)實時性處理技術(shù)

由于傳感器與機載測控模擬分系統(tǒng)采用工控機架構(gòu)，需要同時與飛行系統(tǒng)模擬等多個分系統(tǒng)等進行數(shù)據(jù)通信，所有的任務(wù)均要求在毫秒級完成。在軟件設(shè)計中，采用在Windows環(huán)境下應(yīng)用MulTImedia TImer（多媒體定時器）結(jié)合多線程來實現(xiàn)。應(yīng)用多媒體定時器是計算機從硬件上支持的精確定時器，其定時誤差一般可達到十微秒級，完全可以滿足實時性要求。

4 平臺功能測試驗證

4.1 飛控系統(tǒng)仿真測試功能驗證

按圖1連接平臺各個組成部分，運行各應(yīng)用軟件，進行全系統(tǒng)基本功能測試。測試結(jié)果如圖7所示。無人機能夠按照預(yù)先裝訂的航路完成飛行仿真；遙控／遙測模擬軟件能實時顯示無人機的姿態(tài)信息、傳感器模擬信息等，以二維曲線和狀態(tài)指示燈的方式直觀顯示；以三維動畫的方式逼真顯示無人機飛行過程中的姿態(tài)、高度變化情況。

4．2 干擾條件下飛行性能模擬功能測試

（1）風(fēng)干擾模式下的仿真

在飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)中，通過“風(fēng)干擾”功能按鈕，分別設(shè)置風(fēng)干擾為正北向90°，80 m／s和正北向180°，80 m／s，觀察無人機飛行仿真航跡變化情況，如圖8所示。可以看到，無人機受到風(fēng)干擾后，航跡短時發(fā)生了明顯變化，之后飛控系統(tǒng)能夠及時糾正航路偏差，使無人機按照預(yù)定航路飛行。

（2）干擾力矩作用下的仿真

在飛行系統(tǒng)模擬分系統(tǒng)中，分別設(shè)置外部干擾為1000 N·m和500 N·m的常值干擾力矩，觀察無人機在此干擾情況下的仿真情況，如圖9所示。由圖可以看出，不同力矩作用下的無人機各舵偏角和舵偏角速率大小。在施加干擾力／力矩情況下，無人機姿態(tài)發(fā)生了明顯變化，隨之飛控系統(tǒng)通過不斷調(diào)整舵偏角和舵偏角速率來消除外加干擾的影響，保證無人機能夠按照預(yù)定的姿態(tài)正常飛行。

4．3 傳感器故障情況下飛行模態(tài)測試

在無人機自主飛行過程中，設(shè)置傳感器模擬故障，發(fā)送“人工引導(dǎo)”指令后，無人機進入遙控指令飛行模態(tài)。發(fā)送向右、直飛、向左等遙控指令，觀察無人機的飛行航跡。“人工引導(dǎo)”模態(tài)完成后解除傳感器故障，再發(fā)送“自主飛行”指令，無人機重新進入自主飛行狀態(tài)，由飛控系統(tǒng)自動調(diào)整飛行參數(shù)，向設(shè)定的航點飛行，如圖10所示。

本文介紹了無人機飛控系統(tǒng)半物理仿真平臺的基本功能、總體技術(shù)方案、硬件選型方案和軟件設(shè)計方案。最后，對平臺的基本功能進行了測試驗證。該平臺不僅可以用于飛控系統(tǒng)的仿真測試，還可以進行無人機飛行規(guī)律研究、飛行性能評估、操控人員模擬訓(xùn)練等。