无人共轴直升机自主导航系统半实物仿真技术装置

(一） 技术领域

本实用新型涉及一种仿真技术装置，尤其涉及一种无人共轴直升机自主导航系统半实 物仿真技术装置，属于无人直升机导航与控制技术领域。

(二） 背景技术

半实物，亦称半物理或硬件在回路中（HIL-- Hardware-in-the-loop)仿真，在先进无 人飞行器的研发中具有重要的工程意义。研究相应的仿真技术和建设相应的仿真环境， 是设计开发无人直升机飞行控制/导航系统不可缺少的物质技术手段。

不同于数学仿真，半实物仿真的主要特征，是：在飞机大系统中，作为仿真研究主要 对象的某些组成部分是飞机中的实际物理装置。这些实物装置可以分别是单独的飞行管 理系统、飞行控制系统、导航系统和航空电子系统或它们的组合。

目前无人飞行器半实物仿真中的实物研究对象，主要是飞控系统。研究目的是考核 飞机的稳定性和操纵性。主要仿真设备是三轴飞行模拟转台和铁鸟试验台，这些设备极 其复杂昂贵。而以真实导航系统（装置）为单一研究对象的半实物仿真技术，至今未见 诸于已公开的专利或文献。

(三） 实用新型内容

本实用新型的目的是提供一种无人共轴直升机自主导航系统半实物仿真技术装置， 该装置克服了现有技术的不足，它是采用了基于普通PC计算机的实时仿真技术，因而 所创建的半实物仿真环境结构简单、成本低、效益好。而不象现有的某些实时仿真系统 那样，需要配置高性能的仿真计算机、复杂的实时操作系统、专门的仿真工具软件以及 大型的仿真试验设备。 '

本实用新型具有下列功能：（a)创建导航系统开发环境，（b)验证导航系统功能/性 能，（c)检验导航计算机接口与交联关系，（d)暴露和诊断计算机故障，（e)考核和评估 计算机产品。

本实用新型的技术方案是这样实现的： 一种无人共轴直升机自主导航系统半实物仿

真技术装置，它由机载导航计算机l，导航分线盒2，导航控制显示器3，和导航仿真器 4，共四个部分组成。其中，机载导航计算机1通过导航分线盒2与导航仿真器4交联， 以形成无人直升机自主导航仿真回路；同时，机载导航计算机1通过导航分线盒2也与导航控制显示器3交联，以实现对机载导航计算机1的控制与卿试。

本实用新型中的仿真研究对象——机载导航计算机1，具有PC/104嵌入式工业个人 计算机体系结构。其特点是：紧凑的栈接结构、外围模块丰富、组态灵活、功耗低、可 靠性较高，又因与通用PC/AT兼容，易于开发。该导航计算机由6块模板组成：CPU板 (CM/P5e)、显示板(mm/VFP)、模拟I/O板(MM-32)、串口通信板(HXL-10423)、计数器板 (MM-10)和电源板(MM-512-V512)。

机载导航计算机具有"地面测试"和"实时导航"两种工作模式。在地面测试模式 中，可响应来自外部"导航控制显示器"3的控制，实现下列操作：（a)机载导航计算 机自测试，（b)导航装置在线测试，（c)横/航向操纵仿真，（d)装订飞行航线数据，.(e) 遥控命令接收测试，（f)导航飞行仿真，（g)航后下载飞行记录数据。"地面测试"模式结 束后，程序自动进入"实时导航"模式。实时导航是一个定时周期250ms的无限循环进 程，在每个导航周期中程序执行如下功能：（a)大气数据和磁航向信号采集，（b)GPS/INS 定位数据处理，（c)遥控命令处理，（d)航线管理/导航计算，（e)横/航向操纵信号输出，（f) 飞行/故障状态监测与记录。

来自导航仿真器4的模拟输入信号（航向正弦/余弦、俯仰角、真空速）经导航分线 盒2，被送入机载导航计算机1中模拟I/O板的A/D各通道；而该板上的两个D/A通道 输出横/航向操纵指令信号，其经导航分线盒2被送至导航仿真器4。来自导航仿真器4 的GPS/INS定位数据和遥控命令数据，经导航分线盒2分别被送入机载导航计算机1中 串行数据通信板上的两个RS422串口。导航控制显示器3，经导航分线盒2与机载导航 计算机1的串行数据通是通过CPU主板上的RS232串口实现的。

本实用新型的核心装置是导航f真器。其硬件为一台PC计算机（操作系统Windows XP, ISA总线插槽3个，显示器分辨率800x600以上），其中配置有A/D模拟输入卡

(PC-6360), ' D/A模拟输出卡（KH-9211)以及串行数据通信卡（CI-132)各一块。仿真应用程序为 C++6.0面向对象的模块化结构。

导航仿真器，具有4种工作模式：（a)初始测试，（b)任务设计，（c)飞行仿真，（d) 事后处理。点击显示器屏幕上的功能键可选择进入相应的工作模式的界面。

"初始测试"模式执行下列任务：（a)串行数据通信口 （RS422)测试，含串口A(输 出定位信息）和串口B (输出遥控命令）；（b)模拟输出口 （D/A)测试，含CH1 (空速）， CH2 (航向正弦），CH3 (航向余弦），CH4 (俯仰角）；（c)模拟输入口 （A/D)测试， 含CH1 (横向操纵指令），CH2 (航向操纵指令）。

"任务设计"模式实现下列功能：（a)仿真任务初始化，包括设置飞机初始飞行状态 (位置、高度、速度、航向、姿态），基准点大地坐标（经纬度、高度）以及干扰条件（RMS 定位误差、常值风与大气紊流）以及选择导航仿真方式（数学或半实物）。（b)飞行航线 规划，包括：航路点（WGS84大地坐标）设置，航段设置，航段参数（长度、方位）计算以及航线设计与选择。

"飞行仿真"模式具有两种子模式：数学导航飞行仿真和半实物导航飞行仿真。在运 行数学导航仿真模式时，原应在导航计算机中运行的导航程序被改在导航仿真器中运行。 该模式可在没有导航计算机的情况下，用于开发和调试导航程序，其数学飞行的仿真结 果可作为半实物飞行仿真的基线。在半实物导航仿真模式中，导航程序是在真实的导航 计算机中运行的，其所需要的飞机位置信息由导航仿真器提供，而其所生成的飞机横/航 向操纵指令则被送回导航仿真器。'

导航程序的任务是根据当前飞机运动信息，按特定的导航规律，实时计算希望的飞 机横/航向操纵指令，该操纵指令被输出至仿真器中的飞控系统的横/航向通道，驱动飞机 横/航向动力学模型，以使飞机保持沿预定航线飞行。在视距内飞行时，导航程序采用基 地切平面导航坐标系，各航段均为等方位角航线；而在超视距飞行时，采用WGS-84全 球球面导航坐标系，各航段均为大圆航线。在相邻航段间可选择提前转弯、压点转弯或 过点转弯三种转换方式。除了可仿真沿航路点的航线飞行，还可仿真以给定点为中心以 规定距离为半径的水平盘旋飞行。无论是航线飞行还是盘旋飞行，都采用相对当前航段 之橫/航向偏差的PID (比例+微分+积分）的导航规律，在该导航规律中还设计了抗风和 抗回绕措施。导航规律中的参数是可由用户装订的，这有利于导航规律的设计与优化。

本实用新型采用两种关于飞机运动信息（位置和速度）的仿真方法。 一种是自主定 位法，其等效于采用惯性定位或GPS定位技术所获取的飞机运动信息（表示在WGS-84 坐标系中）；另一种是航位推算法，即利用空速、航向、俯仰角信息以及估计的风速风向 信息，推算出飞机的地速和位置。当自主定位失效或精度恶化时，导航程序会根据自主 定位信息中的故障状态码自动转换至辅助的航位推算法，继续进行导航计算；而当自主 定位恢复正常时，导航程序会自动恢复至自主定位。该功能保证了在GPS被干扰或定位 精度恶化或惯性定位误差随时间严重增长，而不能使用自主定位数据的情况下，导航计 算机可利用航位推算数据继续保持导航的能力。模块数据记录也是飞行仿真模式的一个 功能。每帧数据记录的内容包含：实时时间、航段号、飞机位置（X, Y)、飞机位置（入， 4>)、飞机高度、飞机地速、地速东.向分量、地速北向分量、空速、航迹角、航向角、俯

仰角、倾斜角、航.向角速度、横向操纵指令电压、航向操纵指令电压、风速、风向、风 干扰状态、定位精度、定位状态、故障状态、遥控命令等。

"事后处理"模式。预定仿真任务结束后，对本次仿真记录的数据进行统计分析（例

如：导航飞行精度），并生成一个仿真试验报告文件。如需要也可对仿真全过程予以回放。 关于导航仿真器的工作流程与时序。为完成一次预定的仿真任务，仿真器应依次顺 序运行"初始测试"、"任务设计"和"飞行仿真"工作模式。在运行每个模式（或其中 选项）之前，应按显示器屏幕界面的提示，进行相关数据设置与选择。仿真任务结束后，根据需要可选择进入"事后处理"模式。为保证导航仿真的实时性，导航仿真器和导航 计算机的更新速率均为250 ms (4次/秒)。在每个更新周期内，在时间上顺序执行下列程 序模块：风干扰处理模块、定位误差处理模块、A/D模拟输入模块、定位数据生成模块、 运动状态更新模块'、定位数据发送模块、D/A模拟输出模块、遥控命令/故障状态输出模 块、飞行航线参数更新模块和数据记录模块。而飞机动力学解算的更新速率为10 ms (100 次/秒)。

本实用新型半实物仿真环境中的导航控制显示器3和导航分线盒2均为无人直升机 导航系统中的实际装置。导航控制显示器3在半实物仿真和在实际应用（飞行前后的外 场地面检测装置）中的功能相同，其在硬件上为一便携式笔记本电脑。在飞行前通过 RS232串行数据通信，经导航分线盒2与机载导航计算机1交联。使用专门的通信软件， 可按菜单提示逐项对机载导航计算机进行下列操作：（a)机载导航计算机自测试，（b)导 航装置测试，（c)飞行任务装订与加载，（d)基地导航坐标系和制导参数装订，（e)横/航向操 纵信号检查，和(f)导航飞行仿真。以验证导航计算机在飞行前的功能/性能正常。在飞行 后，可从导航计算机中以文件形式下载飞行任务数据、飞行状态数据和故障状态数据， 供航后分析。导航分线盒2的功能在本实用新型中是实现了在机载导航计算机1、导航 控制显示器3和导航仿真器4之间电气连接的正确性、简捷性与安全性。

本实用新型的优点及功效是：为无人直升机自主导航系统创建了一种半实物仿真技 术和仿真环境。本实用新型所涉及的导航仿真技术具有良好的先进性、通用性和实用性， 为先进无人机导航系统，特别是导航控制规律的优化设计提供了一个有效的平台。而本 实用新型所涉及的仿真环境，设计精良、结构简单、成本低。其所实现的导航计算机硬 件在回路中的仿真，为详细评估导航计算机产品的功能/性能和可靠性以及全面测试在近 似实际飞行条件下无人直升机导航系统的飞行品质，提供了一个有效手段。已被证明-应用本实用新型可极大地减小导航系统的开发周期与风险，节省导航系统飞行试验的经 费，从而表现出了显著的技术经济效益。

(四）附图说明

图1 导航系统半实物仿真技术装置结构示意图

图2 导航计算机栈接总线结构示意图

图3 导航计算机导航软件流程示意图

图4 导航仿真器工作模式示意图

图5 导航仿真器主界面示意图

图6 导航仿真器初始测试界面示意图

图7 导航仿真器任务初始化界面示意图

图8 导航仿真器航路点设置界面示意图

图9 导航仿真器航线规划界面示意图图10 导航仿真器遥控命令测试界面示意图

图11 导航仿真器故障状态设置界面示意图

图12 导航仿真器飞行仿真界面示意图

图13 导航仿真器飞行后统计分析界面示意图

图14 导航控制显示器航线规划界面示意图

图中符号说明如下：

1机载导航计算机；2导航分线盒；3导航控制显示器；4导航仿真器。•

(五）具体实施方式

见图l、图2、'图3、图4、图5、图6、图7、图8、图9、图10、图11、图12、图 13、图14所示， 一种无人共轴直升机自主导航系统半实物仿真技术装置，具体实施如下。

一种无人共轴直升机自主导航系统半实物仿真技术装置，该装置由机载导航计算机 1，导航分线盒2，导航控制显示器3，和导航仿真器4，共四个部分组成（图l)。其中， 机载导航计算机1通过导航分线盒2与导航仿真器4交联，以形成无人直升机自主导航 仿真回路；同时，机载导航计算机1通过导航分线盒2也与导航控制显示器3交联，以 实现对机载导航计算机1的控制与测试。

所述机载导航计算机l，是PC/104嵌入式工业个人计算机体系结构（图2)，它由6 块模板组成：CPU板(CM/P5e)、显示板(mm/VFP)、模拟I/O板(MM-32)、串口通信板 (HXL-10423)、计数器板(MM-10)和电源板(MM-512-V512)。机载导航计算机具有"地面 测试"和"实时导豚"两种工作模式（图3);

所述导航仿真器4，其硬件为一台PC计算机（操作系统Windows XP， ISA总线插槽 3个，显示器分辨率800x600以上），其中配置有A/D模拟输入卡（PC-6360)， D/A模拟 输出卡（KH-9211)以及串行数据通信卡（CI-132)各一块。仿真应用程序为C^6.0面 向对象的模块化结构。导航仿真器，具有4种工作模式：（a)初始测试，（b)任务设计, (c)飞行仿真，（d)事后处理（图4);

所述导航控制显示器3，为一便携式笔记本电脑。在飞行前通过RS232串行数据通 信，经导航分线盒2与机载导航计算机1交联。使用专门的通信软件，可按菜单提示逐 项对机载导航计算机进行下列操作：（a)导航计算机自测试，（b)导航装置测试，（c)飞行任 务装订与加载，（d)基地导航坐标系和制导参数装订，（e)横/航向操纵信号检査，和(f)导航 飞行仿真(图14); •

所述导航分线盒2，是航空用接线盒，它实现了在机载导航计算机l、导航控制显示 器3和导航仿真器4之间的电气正确连接。

信号具体走向是：来自导航仿真器4的模拟输入信号（航向正弦/余弦、俯仰角、真 空速）经导航分线盒2，被送入机载导航计算机1中模拟I/O板的A/D各通道；而该板上的两个D/A通道输出横/航向操纵指令信号，其经导航分线盒2被送至导航仿真器4。 来自导航仿真器4的GPS/INS定位数据和遥控命令数据，经导航分线盒2分别被送入机 载导航计算机l中串行数据通信板上的两个RS422串口。导航控制显示器3，经导航分 线盒2与机载导航计算机1的串行数据通是通过CPU主板上的RS232串口实现的。. 实际操作如下： (a)编制仿真测试任务书和测试大铜。 ' '(b)仿真环境准备——使用专用电缆将"机载导航计算机"li "导航分线盒"2,"导 航控制显示器"3以及"导航仿真器"4可靠地连接，确保相互间电气交联关系正确无误。 在导航仿真器中正确安装仿真应用软件与串口驱动程序。起动导航仿真软件，在屏幕上 出现主界面（图5)。在导航控制显示器上运行控显应用程序，在屏幕上出现主界面（图 12)。顺序开启导航分线盒和导航计算机的电源开关，令导航计算机加电。

(c) 模拟与数字I/0通信测试——在仿真器主界面上点击"初始测试"按钮，进入 "初始测试"模式（图6 )，按菜单内容依次进行D/A、 A/D和串口测试。在D/A窗口各通 道分别送入有效的空速、俯仰角和航向数据，在"导航控制显示器"上检査是否己被机 载导航计算机A/D正确接收。在"导航控制显示器"上命令机载导航计算机D/A输出给 定的横/航向操纵电压，在仿真器A^)测试窗口中检查是否已被正确接收。在串口测试窗 口中，分别发送各种遥控命令以及给定的定位数据，观察从机载导航计算机返回的数据， 检査RS422串口工作是否正常。

(d) 任务初始化——在仿真器主界面上点击"任务初始化"按钮，进入"任务初始 化"模式（图7 )。按各窗口内容分别键入：任务说明、基准点坐标、初始飞行状态、风 干扰和定位精度因子数据.并选择导航仿真方式,其中《自主导航》为数学仿真，用于考 察导航程序，导航计算机不参加仿真；《实时导航》为半实物仿真。

(e) 航线规划——单击仿真器主界面上的"航路点设置"按钮，进入"航路点设置" 界面（图8)。在窗口中依次键入预定的各航路点经度（dddram. fflimm)和讳度（ddmm. mmmm). 在仿真器主界面上单击"航线规划"按钮，打开"航线规划"界面（图9)。在航路点预 览窗口中，按预定的航线规划单击相关的各航路点，若希望在某航路点处盘旋应在半径 框内键入盘旋半径值。单击"建立航线"按钮> 可建立一条航线，并赋予一个航线号。

.该航线的信息被综合显示在航线预览窗口中，其中还包括了各航段的长度和方位角。单 击"确定"按钮，即完成了航线的设置与装订。特别应注意：在仿真器中激活的航线必 须与由"导航控制显示器"向导航计算机中装订的航线完全一致。

(f) 飞行仿真——单击仿真器主界面上的"飞行仿真"按钮，进入"飞行仿真"界 面（图12)。点击"仿真开始"按钮可起动仿真飞行。屏幕左侧显示的是实时仿真过程中

的各飞行状态参数，右侧显示的是已装订的飞行航线和实时的飞行轨迹（表示在基地中心 坐标系中）。屏幕下方是在仿真飞行中可操的一些功能按钮。随时点击"加入风干扰"和 "撤消风干扰"按钮，可引入在初始化中设定的风干扰；随时点击"加入GPS干扰"和"撤消GPS干扰"按钮，可引入预定的定位精度恶化，施加这些干扰的起止时间均被记录，可 用于飞行后对导航系统的抗干扰能力进行统计分析。在仿真过程中，单击"遥控命令"按 钮，将弹出一 "遥经命令"框（图10)，其可实时向导航计算机发出各种控制飞机飞行的 遥控命令，包括：横向自主/遥控、航向自主/遥控、自主返航和直飞等命令。以产生相应 的导航或控制动作。如图12所示飞行轨迹，在第3航段盘旋过程中发出了 "自主返航" 遥控命令，飞机立即退出盘旋返回基地。在仿真过程中，若单击"故障测试"按钮，将弹 出"故障状态设置"框（图11)。其可用于产生单独的或综合的预定故障条件，包括：各 类定位故障，如无定位数据、无定位解、定位精度低或非差分定位等故障状态以及空速、 俯仰角、倾斜角和航向角精度超差等故障状态。该功能具有检验机载导航计算机之故障识 别和告警的能力。当预定的飞行仿真结束后，仿真会自动停止.点击"返回"按钮，退出 仿真飞行界面，返回主界面。

(g)飞行后仿真分析——每次仿真结束后均会生成仿真记录文件，文件内容包含： 任务初始化信息、,真全过程的飞行状态参数以及故障/遥控/干扰状态信息。如需统计 在某一时间段内的导航精度，可单击"统计分析"按钮，打开"统计分析"对话框（图 13),在其中设定希望统计的航段号和属性（直线或盘旋）以及起止飞行时间，便可计算 出实际飞行轨迹相对应飞航线之侧偏距离的平均值和标准偏差。本仿真器还具有仿真过 程回放的功能。单击主界面上的"仿真回放"按钮，显示"仿真回放"对话框，在其中 输入仿真任务名，即可在无导航计算机参加的情况下，利用已有的记录数据复现已完成 的仿真全过程。

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