飞行仿真软件范文

飞行仿真软件范文（精选9篇）

飞行仿真软件 第1篇

通用飞行仿真软件包括Presagis公司的Flightsim和Helisim, Flightlab等, 这些软件都可以实现飞机或直升机的飞行仿真。 但是它们的可扩展性和可定制性比较差, 并且采购价格昂贵。

Flightgrear是一些模拟飞行和编程爱好者开发的一款免费和自由的模拟飞行软件。 它的源代码对于任何人都是公开和可修改的, 且具有良好的开放性、 可扩展性和跨平台应用。

主要针对Flightgrear开发平台, 详细阐述其软件的功能、架构及扩展。 在此基础上, 提出实现通用飞行仿真软件的思路和方法。

2 设计思路

通用飞行仿真软件可以针对不同飞机或直升机完成飞行驾驶模拟、 仪表显示驱动、 三维地景显示、 多机联网对抗、环境控制等功能。

Flightgrear开发平台作为底层开发引擎, 具有开放、 可扩展和跨平台的优点, 它实现了基本飞行模拟、 环境模拟、 空中交通控制、 全球地形显示管理、 机载系统模拟、 自动驾驶模拟、 仪表显示模拟、 智能对象模拟、 多用户联机管理和输入输出管理等诸多功能; 并且Flightgrear开发平台是基于三维图形引擎Open GL开发的, 它吸引了全世界众多模拟飞行的爱好者不断地充实、 完善这个软件。

基于Flightgrear开发平台来实现通用飞行仿真软件, 可以充分利用其现有功能, 在较高的起点上进行二次开发。 由于Flightgrear平台一直不断地在完善升级, 使得通用飞行仿真软件也可以进行相应的升级完善。

由于Flightgrear设计时就考虑了它的通用性, 很多重要功能模块都可以通过XML进行配置。 不同飞机通过XML文件配置气动参数、 环境因素、 仪表面板等。 另外, Flightgrear提供了丰富的接口通信关系, 使得它很容易与外部的其他系统进行交互。

Flightgrear平台本身实现的功能比较完整。 但是, 在某些情况下需要其他第三方开发的视景显示系统、 仪表显示系统, 或者需要外部操纵系统控制飞行, 可以通过通信接口进行交互, 把这些交联在一起。

3 软件架构

通用飞行仿真软件由以下功能模块组成, 如图1所示。

(1) 控制台软件。

(2) 基本飞行仿真软件。

(3) 仪表显示软件。

(4) 三维视景显示软件。

(5) 多机联网交互软件。

(6) 实时语音通信软件。

(7) 系统数采软件。

4 软件实现

实现通用飞行仿真软件可以使用Flightgrear平台本身所带的功能模块, 也可以利用其他第三方软件来开发功能模块, 然后与Flightgrear平台进行交联。

4.1 控制台软件

控制台软件主要实现仿真的控制、 环境的设置和飞机参数的配置等功能。 另外控制台软件还实现语音通信服务器模块和多机联网服务器模块, 通过这些服务器模块可以实现多机之间的信息交互和语音通话。

4.2 基本飞行仿真软件

基本飞行仿真软件就是实现飞机的起飞、 巡航、 着陆等功能。 这个软件完全利用v本身。 Flightgrear目前主要支持的动力学模型有JSBSim、 YASim和UIUCsim模型。 其中JSBSim要求构建者有丰富的试飞数据及其他完整的数据, 它是构建六自由度运动方程来实现。 而YASim模型要求的数据不是很多, 它是根据飞机的几何形状来产生基本的飞行特征, 它是一种切实可行、 立竿见影的建模方法, 它提供比较粗糙的接近真实的效果。 如果数据很全, 而且要求的数学模型又非常高, 那么可以选用JSBSim建模方法。 UIUCsim是由美国伊利诺斯大学开发, 它将成为未来的动力学模型替代品。

由于JSBSim、 YASim和UIUCsim模型都是开源的模型, 所以很多模拟飞行爱好者已经建立了大量不同机型的模型, 这些都可供开发者使用, 如图2 所示。

4.3 仪表显示软件

可以通过两种方式来实现仪表显示软件。 一种方式是通过Flightgrear平台自身所带的代码实现。 不同飞机的仪表面板通过XML文件进行定义, 并且在飞机的-set.xml中指定仪表定义文件。 另一种方式就是利用第三方软件如: glstudio软件, 开发好相应的仪表显示软件, 然后利用Flightgrear的网络通信接口完成数据交互驱动仪表显示。

4.4 三维视景显示软件

Flightgrear平台本身就具有视景的显示与驱动功能, 它是利用开源工程OSG实现的。 另外, Flightgrear还可实现全球地形的分页管理显示功能。

如果已经有现成的视景显示软件或打算利用其他第三方的开发平台来实现视景驱动, 例如: 使用osg Earth实现全球地形的分页管理显示功能。 那么, 可以有几种方法实现。 一种是修改Flightgrear源代码, 把与视景相关的代码屏蔽, 加入共享内存的代码, 使得Flightgrear与第三方视景显示软件在同一台计算机运行; 另一种是Flightgrear与第三方视景显示软件运行在不同的计算机上, 通过网络通信接口完成数据交互驱动。

4.5 多机联网交互软件

多机联网交互软件可以利用Flightgrear平台自身所带的multiplayer功能实现, 通过它飞行人员可以互相看到对方, 可以实现编队飞行、 空中加油、 与ATC交互进行起飞着陆等功能。 它需要与控制台的多机联网服务器模块进行通信, 完成飞机与飞机之间的信息交互和飞机列表管理。 通过命令行参数配置飞机:

4.6 实时语音通信软件

实时语音通信软件可以利用Flightgrear平台自身所带的fgcom功能实现。 它可以在飞行过程中, 与其他飞行员进行语音交互, 实现逼真的无线电通话模拟。 Fgcom有两种使用方式: 集成在Flightgrear平台内使用, 也可以单独使用。 无论哪种方式, 都需要与控制台的语音通信服务器模块交互, 实现飞机之间的语音通信。

4.7 系统数采软件

系统数采软件主要对操纵系统、 各种开关面板的信号进行采集, 通过网络发送给其他系统。

实现通用飞行仿真平台, 通常使用HOTAS游戏杆或者实装杆舵的仿制件, 而不是用鼠标、 键盘来控制飞行。 通过传感器采集操纵输入, 以外部控制输入的方式把操纵数据发送给Flightgrear, 从而控制飞行。

5 通信交互

Flightgrear平台提供了丰富的数据通信交互手段, 包括http协议、 nmea协议、 telnet协议、 PVE协议和二进制数据协议等。 主要采用二进制数据协议实现Flightgrear平台和外部系统的交互。

Flightgrear平台提供的Native-ctrls是用来实现飞行操控的输入输出, 如: 副翼、 升降舵、 方向舵、 襟翼、 减速板、 刹车、 发动机的各种控制等。 通过命令行参数设置控制操控信息的输入还是输出: 命令行参数形式如 “--native-ctrls=socket, in, 60, , 5506, udp ” 表示通过网络接收外部的操控信息; 命令行参数形式如 “--native-ctrls=socket, out, 60, , 5506, udp” 表示通过网络发送操控信息给其他系统。

Flightgrear平台提供的Native-fdm是用来实现飞行运动模型数据的输入输出, 如: 经纬高、 航向俯仰滚转角度、 速度、高度、 攻角、 侧滑角等等。 通过命令行参数设置控制飞行运动模型是本机计算还是外部输入: 命令行参数形式如 “--native-fdm=socket, in, 60, , 5505, udp ” 表示本机不计算飞行运动模型, 通过网络接收飞行参数; 命令行参数形式如 “--nativefdm=socket, out, 60, 5505, udp” 表示本机计算飞行运动模型, 通过网络把飞行参数发送给其他系统。

6 结语

基于Flightgrear开发平台实现的通用飞行仿真平台, 可以充分利用Flightgrear成熟的建模方法、 灵活的XML配置、 丰富的第三方模型、 多样的通信手段、 及时的软件更新。

Flightgrear的模块化结构也有利于进行二次开发。 通过其他专业工具实现的子系统模块可以很方便地替换Flightgrear内部的模块, 从而大大增强通用飞行仿真平台的专业性。

描述的通用飞行仿真平台既可作为单机训练用, 也可作为对手台的基础平台, 应用非常广泛。

参考文献

[1]郭卫刚, 韩维, 王秀霞.基于Matlab/Flightgear飞机飞行性能的可视化仿真系统.实验技术与管理, 2010, 27 (10) :110-112.

[2]Guo Weigang Hanwei Wang xiuxia Visual simulation system of flight performance based on Matlab/Flightgear Experimental Technology and Management 2010, 27, (10) :110-112.

[3]翟彬, 薛明旭.Flightgear在无人机实时飞行仿真中的应用.军事通信, 2010, 13:24-26.

飞行仿真软件 第2篇

高空高速飞行器飞行环境物理仿真研究

针对飞行时间短、速度和高度变化快、工作环境又十分严酷的飞行器,结合航空和航天领域现有相关技术,提出了适合于高空高速飞行的地面物理仿真试验方法--瞬态热平衡物理仿真试验技术.其中,气动热环境下蒙皮表面温度的计算机仿真和物理仿真是瞬态热平衡物理仿真试验技术的中心环节.阐明了把蒙皮表面温度仿真结果作为试验控制参数的思想,并着重介绍了高空高速飞行过程中蒙皮表面温度的.动态仿真方法、物理仿真方法以及基于模糊控制的温度控制策略等关键问题,尤其是通过仿真实例分析了基于工程预测方法的动态仿真过程.

作 者：刘永绩 董素君 王佩广 宁献文 王浚 LIU Yong-ji DONG Su-jun WANG Pei-guang NING Xian-wen WANG Jun 作者单位：北京航空航天大学,航空科学与工程学院,北京,100083刊 名：系统仿真学报 ISTIC PKU英文刊名：JOURNAL OF SYSTEM SIMULATION年，卷(期)：200517(12)分类号：V245关键词：飞行器 气动热 物理仿真试验 瞬态热平衡

飞行器虚拟现实仿真研究 第3篇

1 VRML实现三维仿真的工作方式

1996年8月发布的VRML 2.0增强了交互、动画和编程功能等。VRML 2.0的主要功能大体可以分为以下两大部分:

(1) 创建、修饰三维实体;

(2) 对模型对象编程与外部进行消息交递以实现交互功能。

根据VRML 97规范,目前VRML 2.0支持3种水平上的编程方式:第一种是利用内嵌的VRML Script接口节点中的描述性语言进行仿真建模;第二种方式是利用JAVA Script动态生成VRML三维场景和实体对象(仿真的事件处理仍然用VRML Script接口节点完成);第三种方式是通过VRML 2.0的外部编程接口API进行开发,通过发送或者读取三维场景中节点的事件消息,使VRML 2.0构建的虚拟空间与外部网络空间上的其他对象沟通,进而提高VRML的可用性[3]。

利用VRML构建的三维仿真场景和实体以VRML文件(*.WRL)形式存在。VRML文件使用ASCII或UTF8字符,与其他技术相比,其占用的存储空间很小,这不仅大大加快了3D场景和实体在网络上的传输速度,而且使用户在PC机上就可以方便、快捷地浏览和研究,实现跨平台发布和多用户网络间实时交互操作。VRML的工作流程如图1所示[4,5]。

2 飞行器的三维虚拟模型的建立

对于简单的三维实体,VRML支持多种规则几何体结构的构型,包括立方体、圆锥体、圆柱体和球体等。这些规则几何体可以由VRML的geometry节点中的基本几何节点box,cone,sphere,cylinder等实现。利用VRML中的Extrusion节点,可以创建较为复杂的三维实体,其变化的弹性较大,控制Extrusion节点外形的字段分别是crossSection和spine。crossSection字段控制断面形状,形成二维轮廓。spine字段是一个三维路径,通过crossSection定义好的断面、面的中心,沿着此路径延伸成三维实体。crossSection字段和spine字段在三维构型中的实现过程如图2所示。

此外,VRML提供的ElevationGrid、IndexedFaceSet和IndexedLineSet节点可用于实现复杂实体的造型,而实体的空间坐标定位、移动则由Transform等节点完成。对于常规的内部节点无法完成的特殊、复杂实体,VRML可以通过PROTO、DEF等自定义实现。

2.1 飞行器实体的虚拟仿真造型

飞行器是典型的复杂三维仿真对象,其构型不只是简单的三维几何体。因此,单纯的使用代码来建模是件十分繁杂的工作。所以,针对飞行器的造型,通常需要借助一些可视化三维造型软件,如:3D Studio MAX。3DS MAX具有即时修改的特点,而且其模型函数丰富,贴图纹理多、模型表面处理方式多样。利用3DS MAX对飞行器的外部及内部进行建模后,将建模结果输出为VRML文件或者作为VRML文件的内嵌对象,然后根据细节层次的选择与生成算法进行引用。具体的建模方法是:启动3DS MAX,在“创建”下拉菜单中进入“辅助物”次级菜单,在VRML 97中提供了12种VRML造型方案。根据提供的造型方案对飞行器进行三维仿真建模,如图3所示。

仿真建模完成后,在“文件”菜单中选择“输出”,将模型以VRML 97文件保存。

对于飞行器三维仿真实体的仿真材质可由纹理效果、光照效果等节点实现;同时,可以适当补充视点节点为浏览者提供有效的场景、造型浏览视点和向导,增强整个虚拟仿真造型及场景空间的可操作性。

2.2 三维虚拟场景造型

在VRML中可以通过Group节点将一组相关的节点组合在一起,这样的一组节点在虚拟世界中通常是某个特定的空间场景。除此之外,在VRML中还包括以下编组节点,它们分别是:Switch转换编组节点、BillBoard布告牌编组节点、Transform转换编组节点、LOD转换编组节点、Anchor读取文件编组节点、Inline读取文件编组节点和Collision编组节点。这些节点的汇集,即可建立三维仿真飞行器所在的三维虚拟场景空间。其基本的语法形式如下:

根据以上语法形式创建的虚拟场景空间模拟效果如图4所示。

2.3 与虚拟场景交互

利用VRML建立的三维仿真实体具有极强的真实感,而真实性的一个重要方面就是要允许用户和三维对象进行直接的交互。例如:用户对飞行器的仿真模型的动作方式不只是停留在“静观”上,而是要通过控制设备对三维仿真模型的各个角度、部件,甚至内部结构进行实时的动态交互。实现交互的一个基本方法就是使用VRML中的传感器节点。

所谓传感器节点,就是指一些能够感知用户各种操作的节点。VRML中可有效应用于行为、交互的节点主要包括:时间传感器(Time Sensor)、触摸传感器(Touch Sensor)、鼠标响应传感器(Cylinder Sensor)、鼠标运动转化传感器(Plane Sensor)、鼠标单击转化传感器(Sphere Sensor)、感知用户活动传感器(Proximity Sensor)和检测用户视野传感器(Visibility Sensor)等。传感器节点的基本语法如下:

3 应用举例

以假想飞行器为例,结合VRML、3DS MAX 6.0和JAVA Script等技术,可实现该飞行器虚拟现实仿真模型。模型所在VRML文件可以基于Internet Explorer、NetScape、Maxthon等浏览器进行全景的网上漫游。图5和图6是飞行器虚拟现实仿真造型基于VRML的运行效果。其中,图5是该飞行器造型的局部浏览效果;图6是该飞行器造型的全景浏览效果。

4 结 语

本文通过虚拟现实技术的分析、讨论,给出了利用VRML语言对飞行器进行可视化虚拟现实仿真的实现方法。在使用过程中,建模工作主要根据VRML语言在开发三维仿真方面的强大优势和相关建模工具,对各个造型进行设计、组合,并进行空间坐标定位。复杂造型的构建和综合应用,能够使虚拟场景中的三维造型更逼真、灵活和网络高效运行。

摘要：飞行器的虚拟现实仿真是虚拟现实技术在航空航天领域中的重要应用。在这一高复杂研发工作中,如何恰当地利用相关软件开发平台,高效、准确实现目标实体的三维仿真设计、开发是该工作的关键所在。针对这一问题,给出了基于虚拟现实建模语言和3DS Max可视化建模软件进行飞行器三维仿真造型的关键思路和过程方法。

关键词：虚拟现实,VRML,飞行器仿真,浏览器

参考文献

[1]王昊鹏.基于VRML的三维仿真建模算法研究[J].空军航空大学学报,2005,2(2):41-44.

[2]Leandro Soares Indrusiak,Ricardo Augusto da Luz Reis.3Dintegrated circuit layout visualization using VRML[J].Fu-ture Generation Computer Systems.2001,17(5):503-511.

[3]Walczak K,Cellary W.X-VRML for Advanced Virtual Real-ity Applications[J].In:Computer,2003,36(3):89-92.

[4]黄文丽,卢碧红,杨志刚,等.VRML语言入门与应用[M].北京:中国铁道出版社,2003.

[5]Tomaz Amon,Vojko Valencic.VRML--EnhancedLearning in Biology and Medicine[J].Future GenerationComputer Systems,2000,17(1):1-6.

[6]Taubin G,Horn W P,Lazarus F,et al.Geometry Coding andVRML[J].Proceedings of the IEEE,1998,86(6):1 228-1 243.

长航时小型无人机数字飞行仿真研究 第4篇

为了验证长航时小型无人机各子系统设计的合理性,降低系统研制周期,改进总体设计方案、减少试飞的风险,建立一个高精度的数字飞行仿真平台,其中包括无人机机体、动力推进系统、飞行控制系统、导航系统的`数学模型.通过仿真对系统稳定性、可靠性进行较为全面的验证,为后续试验提供依据.

作 者：吴自雷 余云智 王律 Wu Zilei Yu Yunzhi Wang Lv 作者单位：吴自雷,余云智,Wu Zilei,Yu Yunzhi(中船重工第七一六研究所,连云港,22)

王律,Wang Lv(南京航空航天大学,南京,210016)

超低飞高磁头动态飞行特性仿真 第5篇

为了实现表面存储密度达到1TB/inch2 (1.55GB/mm2) 的目标, 相应的磁头飞高 (即磁头与盘面间的距离) 要降到5nm以下[1]。在此飞行条件下, 磁头的动态飞行稳定性成了头盘界面设计的突出问题[2], 它直接影响到硬盘的读写质量和读写稳定性。因此, 对超低飞高磁头动态特性的研究很有必要, 它已成为高密度硬盘时代的一个研究热点。

近年来, 许多学者都致力于该方面的研究。2002年, Thornton等[3]研究了飞高低于5nm的磁头, 由于盘面波形而导致的飞高波动问题。该研究表明:由盘面波形 (波长在0.16～2.00mm之间) 导致的飞高波动与磁头的飞行姿态 (俯仰角) 和气膜承载面的几何形状有关, 为了避免飞高波动幅度过大, 应该重视磁盘的表面形貌和磁头气膜承载面的设计。2003年, Thornton等[4]采用非线性动力学模型, 研究了超低飞高磁头的动力学特性。该研究显示, 头盘间隙小于5nm的情况下, 磁头对激励的动态响应变得非常不平稳, 但是仅靠频域分析方法研究超低飞高磁头的动特性显得尤为不足。2006年, Gupta等[5,6]用三自由度磁头模型, 研究了磁头尺寸因子、预载力和俯仰角等因素对飞高在5nm以下的磁头动态稳定性的影响。该研究发现:在一定的磁盘转速区间内, 磁头可能存在多个稳定飞行姿态;较大的预载力和俯仰角容易使磁头磁盘系统稳定。2007年, Lee等[7]将磁盘表面凸起应用于磁头卸载过程, 能够避免磁头反弹与盘面碰撞发生, 改善了磁头卸载时的动特性。2008年, Gupta等[8]分析了磁盘表面形貌对磁头振动和头盘界面稳定性的影响, 提出实现最佳头盘表面形貌的方法, 以降低磁头振动和提升头盘界面稳定性。该研究指出, 磁盘表面波长小于微米级的波形对黏附力和接触力影响较大, 而磁盘表面波长大于毫米级时, 由于磁头容易适应这种表面特征, 波形对磁头振动影响不大。以上研究从盘面形貌、头盘间气膜刚度等方面着手进行分析, 对人们更好地理解和应用头盘界面的动态特性有重要作用。但是, 上述研究并未从时域角度分析在超低飞高条件下, 磁盘表面由于制造等因素经常出现的离散凸起对磁头动特性的影响, 而且头盘界面的动特性与众多参数有关, 实现超低飞高磁头可靠、稳定飞行的条件尚未完全被人们理解和掌握, 因此需要进行更深入的研究。

随着磁盘存储密度的提高, 一方面, 头盘间隙由近接触向准接触、甚至直接接触的方向发展, 在微小间隙的条件下, 磁盘表面形貌会对润滑效果产生明显影响[9];另一方面, 磁头将向微型化、复杂化方向转变。为了研究这一发展趋势对头盘界面稳定性带来的影响, 了解磁头在工作时对盘面障碍的动态响应特性, 本文采用时域理论, 通过在磁盘表面设置障碍的方法, 系统研究了飞高低于5nm的五体三层式皮米磁头, 在飞跃盘面矩形凸起障碍时, 其飞行姿态的动态响应情况, 讨论了其动态性能的优劣。

1 基本方程和计算方法

1.1 基本方程

图1为磁头飞跃磁盘表面矩形障碍时的飞行姿态示意图。硬盘工作时, 磁头受到预载力F′0、气膜力W和自身重力G的作用, 其飞行姿态可以用最小飞行高度hm、俯仰角α′和侧倾角β′三个参数来描述, 分别对应于三个方向的运动, 即垂直磁盘表面方向的平动、磁头在磁盘切向方向相对于磁盘面的俯仰运动和磁头在磁盘径向相对于磁盘面的侧倾运动。x0、y0为预载力位置;xG、yG为质心位置;z为磁头质心在垂直磁盘方向的位置;vx、vy分别为磁盘x、y方向速度;Hs、Ls分别为盘面凸起的高度和长度。模型中假设矩形障碍的宽度大于整个磁头宽度。

图1所示磁头模型的运动学方程组为

其中, 各量纲一参数如下:

M=m ω${}_0^2$hm/ (pal2)

Iα=iαω${}_0^2$hm/ (pal4)

Iβ=iβω${}_0^2$hm/ (pal4)

P=p/paF0=F′0/ (pal2)

X0=x0/l XG=xG/l

Z=z/hm α=α′l/hm

β=β′l/hmT=ω0t

X=x/l Y=y/l

式中, m为磁头质量;pa为标准大气压;ω0为磁盘角频率;l为磁头长度;b为磁头宽度;iα、iβ分别为磁头在俯仰方向和侧倾方向的转动惯量;p为气膜压力;x0为预载力位置;xG为质心位置;z为磁头质心在垂直磁盘方向的位置;t为时间。

设盘面凸起进入磁头区域的时刻t=0, 则有如下初始条件:

其中, 下标t表示对时间的导数。

磁头与磁盘之间的气膜压力由如下的量纲一修正雷诺方程[10]决定:

$\begin{array}{l}\frac{\partial }{\partial X}[\overline{Q}{\rm P}{\rm H}{}^3\frac{\partial {\rm P}}{\partial X}-\Lambda {}_x{\rm P}{\rm H}]+\\ \frac{\partial }{\partial Y}[\overline{Q}{\rm P}{\rm H}{}^3\frac{\partial {\rm P}}{\partial Y}-\Lambda {}_Y{\rm P}{\rm H}]=\sigma \frac{\partial }{\partial {\rm T}}[{\rm P}{\rm H}](3)\end{array}$

H=h/hm

Λx=6μ vxl/ (pah2m)

Λy=6μ vyl/ (pah2m)

σ=12μω0l/ (pah2m)

$\overline{Q}=Q/Q{}_{\text{c}\text{o}\text{n}}$

式中, H为量纲一的气膜厚度;h为磁头磁盘之间的气膜厚度;Λx为x方向轴承数;μ为空气的动力黏度;vx为磁盘在x方向的速度;Λy为y方向轴承数;vy为磁盘在y方向的速度;σ为挤压数;$\overline{Q}$为泊松流因子;Q为泊松流流率系数;Qcon为连续流流率系数。

边界条件为

X=0和X=1时, P=1;

Y=0和Y=b/l时, P=1。

1.2 计算方法

式 (1) 为二阶常微分方程组, 为求解方便, 先将其转化为一阶方程组, 再用三阶Runge-Kutta方法求解该一阶方程组。

式 (3) 为不定常的非线性的二阶二维偏微分方程。采用控制体方法离散此方程, 离散后的方程采用叠加修正多重网格法 (additive correction multigrid, ACM) 求解[10]。

耦合求解式 (1) 和式 (3) , 可得磁头的飞行姿态, 计算流程图如图2所示。对图2中磁头稳定飞行姿态用Flecher开关算法求解[11]。

1.3 算法验证

利用本文算法计算文献[12]的两体磁头模型飞跃矩形障碍, 所得结果如图3所示。图3中纵坐标Δz为磁头质心飞高相对于其稳态时的变化量 (简称质心飞高变化量) , Δα为磁头俯仰角相对于其稳态时的变化量 (简称俯仰角变化量) 。障碍在0时刻开始进入磁头, 在0.25ms时完全穿过磁头, 磁头再经过约0.5ms趋于稳定。本文计算结果的数值和趋势与文献[12]中的实验结果比较接近。

2 皮米磁头动态飞行特性数值仿真

2.1 皮米磁头模型及相关参数

本文中计算分析采用的是文献[13]中经形状优化过的五体三层式负压皮米磁头, 其结构如图4所示。当磁头飞浮于盘面时, 在磁头上刻蚀较深的区域, 磁头与磁盘之间的气膜形成负压, 而在刻蚀较浅的区域, 磁头与磁盘之间的气膜形成正压。磁头几何参数及稳态飞行姿态参数见表1。

2.2 仿真结果和讨论

硬盘工作时, 读写线圈安装在磁头尾部中心处, 所以磁头尾部中心与盘面的气膜间隙 (最小飞高) 是影响磁头正确、稳定读写数据的关键参数, 它不仅依赖于质心高度的变化, 而且也受到俯仰角和侧倾角变化的影响。

图5是皮米磁头飞跃盘面凸起障碍时, 其飞行姿态随时间的变化图。将整个飞跃过程分为四个阶段, 可以发现如下的规律:第一阶段对应t=0.03ms之前, 此时凸台刚进入磁头前部, 处在气膜正压区, 磁头在波动中的总体趋势是, 整体上浮, 尾缘抬起 (最小飞高波动到最大值约10.8nm) , 俯仰角减小, 侧倾角增大, 表明磁头在迅速向上爬升;第二阶段对应t在0.03～0.05ms之间, 此时凸台位于磁头中部, 处于气膜负压区, 磁头波动的幅度开始减小, 仍保持整体上浮的趋势, 俯仰角的波动上限值几乎不变, 侧倾角波动减小;第三阶段对应t在0.05～0.09ms之间, 此时凸台位于磁头尾部, 处在气膜正负压综合作用的区域, 磁头整体上浮不大, 尾缘抬起较高然后迅速回落, 俯仰角减小后迅速增大, 侧倾角在一个很小的范围内波动, 表明磁头开始回落;第四阶段对应t=0.09ms之后, 此时凸台完全穿过磁头, 磁头经过短暂的小幅波动, 在t=0.20ms左右逐渐恢复到一个新的稳态继续飞行。

可见, 磁头对盘面的障碍响应表现出跟随性, 初期迅速爬升, 中期速度放缓、波动幅度减小, 即将飞出台阶时, 迅速回落, 然后逐渐趋于平稳。

通过上述对整个飞行过程的分析, 可以得出如下结论:

(1) 盘面的微小凸起会引起磁头飞行姿态的波动, 而且, 凸起位于气膜正压区时, 磁头飞行姿态的波动幅度大于凸起位于气膜负压区时磁头飞行姿态的波动幅度, 这说明磁头气膜承载面的形状设计会影响其动态性能。该磁头最小飞高的波动上限达到了稳态飞高的1.2倍。根据达到稳定读写磁记录数据的要求最小飞高的波动范围应在稳态最小飞高的±10%以内[14], 图5所示的最小飞高的波动远远超过了“波动范围在稳态最小飞高的±10%以内”的指标, 这将会导致读写信号的波动, 造成严重的读写错误。因此, 为了实现稳定读写的目标, 应该严格控制磁盘表面的形貌, 避免由于过高的凸起等缺陷引起读写数据的错误。

(2) 磁头的稳定飞行姿态被改变。当磁头飞出障碍后, 经过一定时间, 逐渐达到新的稳态。磁头新的稳态俯仰角与初始稳态值相比变化不大, 侧倾角数值和方向变化较大, 质心飞高较初始值升高了约3nm。最小飞行高度受这三个因素的共同影响, 与磁头进入凸台前相比, 最小飞行高度提高了约3.5nm。根据磁盘存储密度随头盘间隙的减小成指数增加的规律[15]可知, 最小飞高的增大会限制磁盘存储密度的提高。

3 结束语

目前使用的硬盘盘片, 即使采用超精加工等先进方法, 也不可能做成绝对的平面。基于这种现实的考虑, 本文通过在盘面设置障碍, 编制完整的耦合求解磁头动态飞行特性的程序, 得到了皮米磁头在飞跃盘面障碍过程中, 其动态飞行姿态的响应规律。由模拟结果可见, 磁盘表面微小的凸起会引起磁头飞行姿态的波动, 而且, 磁头飞行姿态的波动幅度与气膜承载面形状设计有关。本文所采用的基本原理和计算方法, 适用于研究工程实际中各种磁头的动态飞行特性。在磁头与磁盘的设计阶段, 用该仿真研究可预测头盘运行的稳定性, 从而判断头/盘几何参数是否合理, 为磁头气膜承载面形状的优化设计提供依据, 对头盘界面设计和研究有一定的参考价值。

三通道飞行训练器视景仿真系统 第6篇

关键词：飞行训练器,仿真系统

1、引言

视景显示系统用于舱外景象的模拟, 提供逼真的舱外景象, 是飞行模拟器的重要组成部分, 其主要功能是将图像生成设备生成的视景图像通过显示设备显示给飞行员, 它是飞行员获取信息的主要窗口, 其性能指标的高低、显示效果的真实与否, 直接关系到飞行员能否对景象做出正确的判断, 从而能否及时准确地做出相应的反应, 并最终影响到飞行模拟器性能和模拟训练效果[1]。

为了实现飞行时要求大视场角, 采用环形柱面的显示屏幕, 另外高清晰的窗外视景要求, 通过多屏幕显示达到效果。由于当投影机投影到非平面屏幕上时, 图像的几何形状发生了变形, 引起了几图像非线性失真。多屏幕显示会带来多屏拼接问题。目前迅速崛起的几何校正与边缘融合大屏幕“无缝”拼接投影显示技术为满足高分辨率整体感视景仿真系统提供了有效途径[2]。

本文介绍了三通道柱面投影的飞行训练器视景系统的系统设计, 通过采用基于极坐标系从的纹理贴图的几何校正方法[3], 解决二维平面到三维柱面空间几何失真问题。采用基于伽马校正的边缘融合处理, 实现三通道的无缝拼接。

2、系统设计

飞行训练器视景系统采用了一台图形工作站配3个图形卡实现3个通道, 选用Dell Precision全新产品系列中的T5500作为图形工作站, 安装上3个高性能显卡。宽视角画面经拆分成3个部分从3个显卡输出到投影仪上, 最终将立体图像投影在水平视场角为180°, 半径R=3000mm, 显示高度H=2400mm的环形柱幕上。三台投影仪位于圆点位置。视景系统的分辨率为12801024, 图像更新率为30Hz, 系统延迟小于80ms。系统的结构图如图2-1所示。

3、训练器视景系统的关键技术

采用以上提出的设计方案有两个关键问题需要解决。其一, 透视投影图像投影在圆柱幕上, 图像会发生几何变形, 因此必须对投影图像进行几何变形校正;其二, 多个投影仪投影图像拼接在一起, 图像之间要么有一个缝隙, 要么有一条2倍亮度的重叠区, 这两种情况都会严重影响显示效果。因此, 必须把拼缝处的图像融合, 使重叠部分的图像色彩尽可能一致。

3.1 几何校正

对于非线性失真, 一般采用软件的方法来进行几何校正, 本文采用了一种基于极坐标系的从二维平面到三维空间的基于纹理贴图的校正方法。

以其中间一台投影仪与圆形柱幕中间的三分之一为例说明几何校正原理, 如图3-1和图3-2所示。投影幕弧度为60度, 投影机位于圆心O点, AHB为投影仪正投影平面。图像由O点投射到投影幕上, 将会产生非线性形变。我们要对形变的图像进行校正, 就要建立平面AHB与投影面的映射关系, 而这首先需要找到投影面上的Mi点与正投影面上点N i的映射关系。

点坐标为

其中R为该圆柱幕的半径, θi为M i的水平偏角, βi为M i的垂直偏角。

3.2 边缘融合

视景信号通过图像控制处理0�%��器��分割成3个部分, 分别分配到3台子投影仪上输出到环形柱幕上, �为��了解决拼接处的物理缝隙, 需对通道间进行无缝拼接和边缘融合的工作, 实现一幅完整的宽视角的场景画面。在场景渲染时, 直接对�$帧��缓存中的图像进行实时亮度融合, 各子机对输入图像做边缘淡�入��淡出处理, 之后再予以合成。

我们选取的是三块1280*1024的投影机进行横向拼接, 重叠

���

区选择128个像素点, 构成一个3584*1024的整幅屏。如图3-3所示。

将叠加部分图像的每个像素乘以一个融合函数, 考虑到在融合区处的图像的亮度能够与非融合区良好过渡而不产生拼缝, 我们要求融合曲线能在连接部连续过渡, 因此, 经过比较, �决��定选用余弦函数曲线作为最初的融合曲线, 即最左边部分p'的��融合函数为f (x) =21 (cosx+1) 而与之叠加的中间区域的图像��需����乘以1-f (x) 。式中x为像素列在叠加区的相对位置。���

按照上述按融合函数处理后合成图像, 中间会��出�现有一个灰色条带。也就是说像素数据融合后, 还应该调整图像的亮度级使像素信号与亮度之间还应满足伽马 (Gamma) 关系。故在�处��理过程中进行Gamma校正的设计, 显示屏的亮度就是像素值 (被P (��归一化为介于0~1) 的γ次幂。经过对上述未校正前结果的计算, �可'��以推算出该显示器的伽玛值大约为2.2 (选γ为2.15) 。p (��

4、系统实现0) ��

我们采用了采用基于纹理贴图的校正方法后, P�可) ����以看到经过几何校正后形成了一个不失真的完整的宽视角场景P�。*��其��中图4-1为未经过几何校正与边缘融合的效果图, 图4-2为校正后效果图。通过边缘融合后图4-2中的两条2倍亮度的重叠区也消失了, 如图4-3所示。

5、结语

本文设计实现了三通道飞行训练器视景仿真系统, 采用基于极坐标系从的纹理贴图的几何校正方法, 解决二维平面到三维柱面空间几何失真问题。采用基于伽马校正的边缘融合处理, 实现三通道的无缝拼接。通过系统验证该方法实现飞行时要求大视场角及高清晰的窗外视景要求, 达到了一种较好的效果, 为飞行员提供了高度沉浸感与真实感的飞行训练。

参考文献

[1]张号, 贾庆轩, 孙汉旭, 高欣, 阮瑞卿.一种多通道曲面投影系统的几何校正方法[J].系统仿真学报, 2006.

[2]肖永生, 赵明镜.飞行模拟器视景显示系统的研究与设计[J].科技广场2009.

[3]王胜正, 杨杰.自动多投影仪非线性几何校正与边缘融合入方法[J].上海交通大学学报, 2008.

关于飞行器振动仿真模拟的分析 第7篇

1 飞行器振动

所谓振动是系统的运动量值相对于某一平均值随时间变化的运动。只要系统具有惯性作用 (如质量) 和恢复力 (如稳定力) 就可能产生振动。对于飞行器而言, 主要是由飞行器内部 (如动力源) 和外部 (如气动力) 原因使振动源相互作用产生。

飞行器的振动是指飞行中人体所接触的振动环境, 包括身体与其支撑表面之间的界面振动、显示器和手控器的振动等, 而不是泛指飞行器的所有振动环境。人体所承受的振动条件, 称为人体全身振动环境, 所呈现的振动特性也应该是仿真的要素。

在机械结构系统中常见的振动包括确定性振动 (简谐、周期、稳定、瞬态、自由、强迫、自激等) 和随机振动。振动问题就是研究激励 (输入) 、响应 (输出) 和系统动态特性三者之间的关系。描述振动对人体作用的主要物理参数有频率、振幅、加速度、暴露时间、振动作用方向、体位和环境温度。

2 飞机振动的环境分析

所谓振动环境是指飞机中人体所接触的振动环境。

航空振动能量的来源主要右两部分。飞机振动能量的来源主要有内部和外部两大部分。一般振动源有:

扭曲振动。往复式活动装置 (阀门、压缩机、泵、发动机等) , 旋转装置 (电机、风机、齿轮等) 。扭曲振动。电机中轴、弹簧、机械皮带、导管等。挠曲型或平板型振动。发动机叶片、齿轮、地板、墙壁等。平移、轴向或刚体运动。往复式活动装置、马达、振动基座点。间歇振动。撞击地板、撞击墙壁、撞击壳体、继电器。随机的和混杂的振动。空气动力扰动、管道和导管中相互作用的气流和液流。

3 人体振动效应

在飞行模拟中。除了模拟飞机内、外部振动源诸要素外, 还应进行人体振动效应的验证, 使模拟环境与实际情况更接近。

3.1 振动作用于人体的途径

通过人体与结构物的接触面, 或其他的人-机界面直接作用于整个人体或个别部位, 如通过座椅、脚蹬、操纵杆等的接触面。

通过人体周围振动着的流体介质, 如飞行器运动中发出的某些次声波通过空气对身体表面的能量传递。

非接触式的振动环境对人的间接干扰。如视野中飞行仪表发生振动时对人的视觉产生的干扰作用。

对于全身振动, 人体的反应可用以下的定性方程表示:

式中, R0——人体的反应;Ki———作用于人体的振动环境;V——飞行速度;i———飞行器周围界面状态 (气流及跑道等) ;b———飞行器结构的动力学特性;s——人体支撑结构 (如座椅) 的动力学特性;Kh——人体的效应特性;h———人体的效应特性;p——人体的效应特性。显然, 在仿真模拟中, 应考虑上述因素。

3.2 生物动力学效应

振动的作用引起身体组织的位移和变形, 其结果构成生物动力学效应。不仅涉及身体组织的力学特性, 而且涉及振动能量的感受、传递和衰减。

人体是一个复杂的振动系统, 动力系统效应主要由频率响应和幅度响应构成。频率响应特性是以50Hz为分界点, 分为低频和高频反应。

低频反应时, 人体可视为由质量、弹性、阻尼及其连接器构成的多自由度振动系统。主要现象是身体共振, 使某些器官或结构发生较大的波动, 使身体不同部位或全身的振动增强, 进而引起人体不舒适、工效降低或危及健康。

高频反应, 可视为振动波在具有分布常数的连续粘弹性介质中的传播, 而不是集总参数系统的反应。但在高频区器官的共振。

3.3 生理效应

全身振动的生理效应, 随着振动频率、强度和作用方向的不同而不同。取决于两方面:一是身体组织器官的位移和变形相关, 具有明显的频率响应, 并与共振现象密切相关;二是与非特异性应激的全身性反应有关, 作用的强度响应和时间较明显。在次声频中等强度作用下 (0.1g-1g) , 可引起心率、心输出量、呼吸频率、肺通气量、氧摄取量的增加。在强烈低频振动作用下, 可引起心动过缓或期外收缩。

3.4 心理效应

振动引起人的主观不良效应主要是不舒适和烦恼, 甚至疼痛, 进而损害工效。

人体受振时的主观感觉随着不同的振动参数而不同。坐姿时对1Hz-2Hz的轻度振动感觉轻松和舒适;对4Hz-8Hz的中度振动, 感觉十分不适;0.2Hz-0.27Hz的振动则非常厌恶, 尤其是0.2Hz-0.3Hz, 是运动病最敏感的频率。

4 结论

在进行飞行仿真过程中, 要根据航空器的种类, 综合考虑振动人体工程的问题 (生理效应、心理效应和病理效应) 。找出所有可能的振动源, 分析振动的频率、振幅、加速度、振动方向和暴露时间等振动参数, 计算身体各部位的频率响应和幅度响应范围。

根据计算的参数模拟不同状态下的振动, 分别再现: (1) 生理效应的身体组织器官和全身的反应。测量人体的心率、动脉血压、心指数、氧耗量指数等; (2) 心理效应的振动频率对人主观感觉的影响, 测试轻松、舒适、不适、十分不适、非常厌恶状态; (3) 引起病理效应的振动频率和强度, 诊断可能引起疼痛、病理损伤甚至致命等运动病的病理效应; (4) 生理效应、心理效应和病理效应引起不良反应影响工效的实际情况。

仿真参数应该包含描述振动对人体作用的主要物理参数, 主要有频率、振幅、加速度、暴露时间、振动作用方向、环境温度。具体的数据参考国标、国军标以及相关飞机技术说明书, 鉴于篇幅所限, 本文不再赘述。

客观上讲, 在飞行仿真过程中, 完全模拟出振动对人体工程的实际影响具有很大难度, 模拟振动环境、振动源、振动参数在一定程度上是不易实现的, 主要原因是飞行仿真器的动感所限。但是, 不实现振动的模拟, 与飞行的实际环境有很大差异, 使得飞行人员在做仿真飞行中感觉比实际飞行"好飞", 容易造成错觉, 甚至"固僻"。而目前的飞行仿真器很少涉及飞行器的振动模拟, 我们认为应该充分考虑振动的模拟。

参考文献

[1]曹琦.人机工程设计[M].重庆:西南交通大学出版社, 1988.35-42.

[2]陈信, 袁修干.人-机-环境系统工程生理学基础[M].北京:北京航空航天大学出版社, 2000.10-15.

[3]林国华, 朱永甫.飞机飞行性能与控制[M].西安:空军工程学院, 1997.1-6.

[4]郦正能.飞机部件与系统设计[M].北京:北京航空航天大学出版社, 2006.393-409.

[5]孙长江, 姜海泉, 杨越明.飞行控制原理[M].北京:蓝天出版社, 2004.11-16.

飞行仿真软件 第8篇

一、飞行控制系统概述

飞行控制系统主要由三部分组成:主操纵系统、辅助操纵系统和警告系统。主操纵系统包括副翼、方向舵和升降舵, 用以改变或保持飞机的飞行状态。辅助操纵系统主要有襟翼、缝翼、扰流板、水平安定面等活动面, 主要有增升、减速、卸升、配平等作用。

(一) 主操纵系统主要用于操纵飞机绕三个转轴的运动。

副翼用于操纵飞机绕纵轴的滚转运动;升降舵用于操纵飞机绕横轴的俯仰运动;方向舵用于操纵飞机绕立轴的偏航运动。

(二) 辅助操纵系统主要包括增升装置、增阻装置和水平安定面。

增升装置包括后缘襟翼、前缘襟翼和缝翼, 主要用于飞机在低速飞行时产生足够的升力, 以保证飞机顺利地起飞和着陆。增升装置仅应用于飞机的起飞和着陆过程。增阻装置主要指扰流板 (飞行扰流板和地面扰流板) , 飞行扰流板可在空中和地面使用, 而地面扰流板只能在地面使用。飞行扰流板也称为减速板, 地面扰流板又称为卸升板, 主要通过增加阻力和减小升力, 起到减速、卸除升力和配合副翼进行横侧操纵的作用。现代飞机的水平安定面大多是可以偏转的, 用于飞机的纵向配平。

(三) 警告系统主要包括起飞警告和失速警告系统。

飞行主操纵原理可总结为:后拉驾驶盘, 升降舵上偏, 机头上仰;前推驾驶盘, 升降舵下偏, 机头下沉;左转驾驶盘, 左副翼上偏, 右副翼下偏, 飞机左倾;右转驾驶盘, 左副翼下偏, 右副翼上偏, 飞机右倾;蹬左脚蹬, 方向舵左偏, 机头左偏;蹬右脚蹬, 方向舵右偏, 机头右偏。

二、飞机的飞行姿态控制

飞机运动的定义与相对一组固定定义轴的移动运动和转动运动有关。移动运动是飞行器在空间从某一点移动到另一点的运动。对于常规飞机, 移动运动的方向是飞机飞行的方向, 也是它的指向。转动运动与飞机绕三个定义轴:俯仰、滚转和偏航轴的转动有关。

飞机的大部分飞行为直线水平飞行, 速度矢量平等于地球表面, 并沿着驾驶员选择的航向。如果驾驶员希望爬升, 则需要飞行控制系统使飞机绕俯轴做上仰转动, 以获得爬升角。在到达要求的新高度时, 飞机做下俯转动, 直到飞机重新回到直线水平飞行。

在大多数固定翼飞机上, 如果驾驶员希望改变飞机航向, 则必须进行转弯, 使飞机对准新的航向。转弯过程中, 飞机机翼绕滚转轴转动, 直到达到某一倾侧状态。在严格的平衡转弯中, 保持滚转角 (或倾斜角) , 保持的这一滚转角将引起伴随的航向变化。这种航向的改变实际上是绕偏航轴的转动。爬升 (或下降) 和转弯之间的差别是, 爬升仅涉及绕一个轴的转动, 而转弯则涉及两个轴同时协调转动。在严格的协调转弯中, 飞机升力的一个分量作用于转弯方向, 因而减小了升力的垂直分量。如果对这一情况不予以修正, 飞机将开始下降;所以在长时间转弯机动飞行中, 驾驶员必须使飞机抬头, 以补偿这种升力的损失。在飞行的某一段时间中, 驾驶员实际上使飞机绕三个轴转动, 例如, 在爬升或下降的转弯机动过程中。

飞机飞行控制系统使驾驶员可对飞机飞行过程的所有部分进行控制。系统配备有操纵面, 使飞机可做俯仰、滚转和偏航机动。系统也必须设计在飞机飞行包线的所有部分提供稳定的控制;为此应对飞机的气动力和动态运动有一个全面的了解。为了特定的控制目的, 需要增加附加的操纵面, 如在进场和着陆飞行阶段, 需要有增升装置。

飞机的飞行控制分为人工操纵和自动控制。在人工操纵中, 驾驶员通过座舱操纵装置发出操控指令, 该指令经过处理后通过交联传输设备到达相应的执行机构, 使得执行机构运动 (如作动器使飞机所动操纵面偏转) , 完成对飞机的飞行控制;在自动控制中, 通过自动控制装置 (如驾驶仪) 对飞机的俯仰角、倾斜角、航向角及其空间坐标实施控制, 实现飞机的自动飞行控制功能。

三、飞行姿态控制系统的仿真建模

飞行姿态控制系统由三个模块来构成, 主要包括:

(一) 载有多传感器的仿真型飞机模块。

该模块主要包括仿真飞机模型。其中仿真飞机模型中装载飞行控制集成模块, 该模块的主要工作任务是制作飞行控制系统一体化模型, 在该模块中, 可加入多种新型传感器, 如微姿态传感器、GPS、温度传感器等, 采集仿真飞机在飞行过程中的姿态、高度、位置及温度等数据信息, 并将信息传送给显示终端。

(二) 控制盒模块。

该模块的开发任务主要实现控制仿真飞机, 以实现控制飞机各主要操纵舵面, 如控制飞机绕纵轴做横滚运动, 绕横轴做俯仰运动, 绕立轴做偏航运动。该模块的主要工作任务编制接口数据并调试显示及控制程序。

(三) 显示操作终端模块。

该模块主要可实现显示、记录飞行控制系统的输入及输出;同时, 可动态演示仿真飞机的主要操纵舵面工作状态;另外实现对各舵面的开环及闭环控制。该模块的主要工作任务是编制数据采集、舵面显示以及开闭环控制等程序, 主要工作可细化为以下几部分:仿真型飞机各主要操纵舵面姿态及位置信息的数据采集;各主要操纵舵面姿态及位置的三维动画演示;演示系统与仿真型飞机及各控制系统的连接;对各舵面的开环及闭环控制;半物理仿真平台的搭建。

“基于labview的飞行姿态控制仿真平台研究”目前主要采用领先的现代智能传感器技术, 包括各飞行控制传感器及系统, 来控制、操纵仿真飞机在不同飞行阶段的舵面, 同时显示舵面的工作状态。飞行姿态控制仿真演示和飞行姿态控制半开放仿真系统的实现主要包括:连接并调试演示终端及仿真型飞机的舵机系统, 可实时采集并显示飞机各舵面的运动及位置信息;建立飞机仿真模型和控制算法, 以实现控制模拟飞机方向舵、升降舵和副翼姿态及运动;搭建由软、硬件共同构成的半物理仿真飞机控制系统, 主要实现半开放式的飞行姿态控制。

四、结语

本文主要通过Labview开发平台进行对仿真型飞机控制系统进行设计与实现。系统功能包括:对物理平台进行通信与控制、采集仿真型飞机的飞行姿态数据, 动态实时模拟飞机姿态角情况。

参考文献

[1] .何晓薇, 许亚军.航空电子设备[M].成都:西南交通大学出版社, 2004

[2] .伊恩·莫伊凡, 阿伦·西布里奇.民用航空电子系统[M].北京:航空工业出版社, 2009

飞行模拟器体感模拟的仿真研究 第9篇

飞行模拟器以它的经济性、安全性等优异性能,日益成为驾驶员、飞行员的理想培训工具[1]。六自由度运动平台以其结构刚度大、承载能力强、位置精度高、响应快的优势,目前已经广泛用于大多数飞行模拟器[2]。

为了使驾驶员在飞行模拟器的有限运动空间体验到真实飞行时的运动感觉,在真实的飞机运动与飞行模拟器的运动之间需要设计洗出滤波算法,来保证飞行模拟器在完成一次突发运动后,能够缓慢回到中立位置,以便有足够的空间进行下一次运动,并且在返回过程中必须使飞行员感觉不到运动。这就要求运动平台以低于人的感觉门限的平缓运动完成运动的洗出。从而实现了利用有限运动空间实现无限空间的运动感觉的目的[3]。所以洗出算法性能的好坏直接影响动感模拟的逼真度。

在过去研究中,有许多不同的洗出算法,使用范围最广的,效果最好的几种洗出滤波算法是Parrish等[4]提出的经典洗出滤波算法,Parrish 等[5]提出的自适应洗出算法,Sivan等[6]提出的最优洗出算法。由于其运用场合,飞行模拟器条件不同,具体情况还需要具体分析。

本文综合考虑实验室现有的轻型飞行模拟器的结构基础,算法参数调整等方面,采用了经典洗出滤波算法,以Matlab为工具,模拟某飞机在起飞滑跑阶段的加速度,通过体感评价模型验证该方法的可行性。

1 经典洗出滤波算法

经典洗出算法由平移(纵向、横向、垂向)通道和旋转(横滚、俯仰、偏航)通道组成,具体包括平移高通通道、平移低通通道和旋转高通通道。由于力的表示可以用加速度来衡量,但因为重力的存在,人体对加速度的感觉以比力的形式表现,即惯性加速度与重力加速度矢量之差。

1.1 经典洗出滤波算法结构

经典洗出算法的输入是飞机体坐标系下飞行员头部前庭处的比力和飞机三个方向的角速度。这是因为人体是通过前庭器官感觉到的比力和角速度来判断运动的。输出信号为飞行模拟器的位移和姿态角。经典洗出算法结构如图1所示。

1.2 经典洗出滤波算法原理

经典洗出滤波算法包含高通加速度通道,低通加速度通道和高通角速度通道等部分。

1.2.1 高通加速度通道

高通滤波器通道的主要功能是用来模拟飞机的瞬时加速度感觉,因为低频的加速度会导致飞行模拟器运动超出工作空间,所以需要通过高通滤波器滤掉低频部分得到平动方向的加速度。传递函数为:

$\frac{s{}^2}{s{}^2+2\xi {}_h\omega {}_{h}s+\omega {}_h^2}\frac{s}{s+\omega }(1)$

1.2.2 低通加速度通道

低通滤波器通道主要用来模拟飞机的持续的线性加速度,这是通过将运动平台倾斜,利用重力加速度的分量来模拟的,其中要加入倾斜角速度限制单元,使角速度小于人的感觉阈值,这也被称作倾斜坐标系技术(tilt coordination)。这种倾斜坐标系的技术是利用重力矢量的分量来模拟平动方向的持续加速度。在垂直方向由于不能使用这项技术,所以所有的洗出算法都不能模拟持续的垂直加速度。当然,缓慢的倾斜平台会导致z轴方向模拟器平台线性加速度的减小,不过在倾斜角比较小的时候这部分影响可以忽略。传递函数为:

$\frac{\omega {}_d^2}{s{}^2+2\xi {}_d\omega {}_{d}s+\omega {}_d^2}(2)$

1.2.3 高通角速度通道

模拟器的俯仰、横摇、侧倾运动均采用此通道。飞机的转动运动通过高通滤波器使模拟器平台只响应高频的转动角速度。将模拟器坐标系在大地坐标系下的欧拉角与低通滤波欧拉角相加,可以得到模拟器总的倾斜角。考虑飞机运动极端的情况和模拟器的结构,采用在平动方向上使用三阶高通滤波器,在转动方向上使用二阶高通滤波器就行,传递函数为:

$\frac{s}{s+\omega }(3)$

1.2.4 变换矩阵

LIS和TS是坐标变换矩阵,将大地坐标系转化到驾驶员头部前庭中心的加速,

$\begin{array}{l}\mathit{L}{}_{{\rm I}S}=\\ \left[\begin{array}{ccc}\cos \alpha \cos \beta & \cos \alpha \sin \beta \sin \gamma -\sin \alpha \cos \gamma & \cos \alpha \sin \beta \cos \gamma +\sin \alpha \sin \gamma \\ \sin \alpha \cos \beta & \sin \alpha \sin \beta \sin \gamma +\cos \alpha \cos \gamma & \sin \alpha \sin \beta \cos \gamma -\cos \alpha \sin \gamma \\ -\sin \beta & \cos \beta \sin \gamma & \cos \beta \cos \gamma \end{array}\right]\\ \mathit{{\rm T}}{}_S=\left[\begin{array}{ccc}1& \sin \alpha \tan \beta & \cos \alpha \tan \beta \\ 0& \cos \alpha & -\sin \alpha \\ 0& \sin \alpha \sec \beta & \cos \alpha \sec \beta \end{array}\right](4)\end{array}$

其中,α,β,γ表示三个欧拉角(滚转角、俯仰角、偏航角。

2 系统仿真分析

经典洗出算法的优点是设计简单,计算量小,可以对不合适的参数直接修改。首先在Matlab里面搭建了经典洗出算法的模型,并在上面加入体感评价模型。对实际飞机在跑道滑行阶段的加速度进行了仿真和分析。

2.1 Matlab仿真图

经典洗出滤波算法在Simulink 下的实现如图2所示。根据实验室现有的实际轻型模拟器的尺寸,设计经典滤波算法的参数,在表1中列出。

2.2 仿真实验

结合某飞机在起飞滑跑阶段实际的加速度,纵向加速度输入信号如图3所示,各个旋转角速度的输入为0rad/s。仿真结果如下。

输出信号有模拟器高通和低通通道加速度,俯仰角角度变化和位移分别为如图4-6所示。

由图6可知,平台没有超出运动范围,并且回到了中心点,洗出算法是可行的。

2.3 体感评价模型

耳内的前庭平衡器官对运动和位置的变化非常敏感,它由半规管和耳石组成,其中耳石感觉线加速度,半规管能感受旋转运动的刺激。

耳石对线加速度的感觉是以比力的形式表示的,即f=a-g,其中,f 为人体感受到的比力,a为人体的绝对线加速度,g为重力加速度。

人体的耳石模型如图7所示,参数如表2所示。

人体半规管模型如图8所示,参数如表3所示。

经过评价模型后,洗出前和洗出后驾驶员感觉到的比力对比曲线如图9所示。

从上面的仿真可以看出,飞行员在洗出滤波后的运动感觉和在实际飞机上的运动感受没有明显差异,可以得到高逼真的动感。

3 结束语

洗出算法的作用就是利用模拟器有限的运动空间模拟飞机无限运动空间下的运动感觉,而洗出算法的优劣直接关系到能否为飞行员提供真实的运动感觉。本文采用了经典洗出算法,并引入了体感评价模型来评判算法的优劣。仿真实验结果表明,运用该算法可以提高飞行模拟器的动感模拟性能,为以后飞行模拟器中洗出算法设计,Matlab仿真等方面的研究提供了可以借鉴的理论和实践经验,具有一定的指导意义。

参考文献

[1]熊晓华,李维嘉.六自由度飞行模拟器体感模拟算法及仿真实现[J].系统仿真学报,2002,14(1):26-27.

[2]王勇亮,卢颖,梁建民.飞行模拟器六自由度运动平台的位置分析与测量控制[J].计算机测量与控制,2005,13(11):1243-1244.

[3]延浩,李洪人,姜洪洲,等.六自由度运动模拟器的动感模拟算法研究[J].机械工程师,2003(11):25-28.

[4]Parrish R V,Dieudonne J E,Martin D J.Motion software for a syn-ergistic six degree of freedom motion base[Z].TND-7350,NASA,1973.

[5]Parrish R V,Dieudonne J E,Bowles R L,et al.Coordinated adap-tive washout for motion simulators[J].Journal of Aircraft,1975,12(1):44-50.