一种动态飞行模拟器实时运动控制方法

一种动态飞行模拟器实时运动控制方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，属于飞行器控制技术领域。
【背景技术】
[0002] 随着飞机研发领域在理论和技术两个方面的不断发展，现代高性能飞行在机动时 可产生高达9g的过载，过载变化率最大可达6g/s，过载的突变幅值和反复频率均较大。该 些苛刻的飞行条件容易导致飞行员在做出较大的机动动作时出现黑视、空间定位错觉甚至 意识丧失等情形，极易造成严重后果。航空医学研究表明，对飞行员进行反复的高过载训 练，可W有效提高其耐过载能力。采用真机训练固然会有最好的效果，但是该方法不仅损耗 飞机的使用寿命，成本巨大，而且存在较大的安全隐患。因此，研发在地面上运行且能够真 实模拟飞机过载情形的飞行模拟器成为该领域的一个重要方向。
[0003] 专利CN102013187为目前最常见的地面飞行模拟器装置，利用大臂旋转产生的离 屯、加速度模拟真实飞行中的过载，通过控制中框和吊篮的转角来调整过载作用方向。因此， 大臂、中框和吊篮的运动状态直接影响过载模拟精度。由于大臂角速度和角加速度与整机 过载相互禪合，导致动态飞行模拟过程的卸载段所需要的大臂角速度无法直接计算，国内 外相关研究成果亦较少。Vidakovic等[1]提出了利用雅克比楠圆函数计算卸载段大臂运 动参数的方法，该方法计算过程复杂，计算精度有限，过载最大绝对误差为0. 49g。Tsai等 [2]提出了一种逆向计算卸载段大臂运动参数的方法，该方法计算简单，过载最大绝对误差 小，但是仅适用于预先给定过载曲线的预编程模式，无法应用于实时动态飞行模拟。

【发明内容】

[0004] 针对上述问题，本发明的目的是提供适用于实时动态飞行模拟过程中的动态飞行 模拟器实时运动控制方法。
[0005] 为实现上述目的，本发明采取W下技术方案；一种动态飞行模拟器实时运动控制 方法，包括W下步骤：
[0006] 1)过载离散化：W采样周期At对给定的G(t)进行离散化采样，记t"，n= 1，2，...时刻飞行员所受到的过载为G(t。）；
[0007]。过载预处理对离散化后的过载G(t。）进行预处理，形成过载指令Gt(t。）曲线；
[000引 3)非卸载段大臂运动规划：解算出非卸载段t。时刻的大臂运动的角速度;句(f"巧口 角加速度為(U;
[000引 4)卸载段大臂运动规划；解算出卸载段t。时刻的大臂运动的角速度句(f")郝角加 速度
[0010]W离屯、过载、切向过载和竖直过载的计算；离屯、过载&=雌(/").Vg，切向过载 (/V=始/(リ4r，竖直过载Gv=g/g=l;
[0011] 6)中框和吊篮运动规划：中框滚转角大小0 2 (t。）和吊篮俯仰角大小0 3 (t。）分别 表由下式获得：
[0014] 所述步骤2)中，对G(t。）进行预处理所用的公式为：
[0015]
[001引其中，MG(t。)）为关于G(t。）的多项式；的为过载的下临界值；Gmax为最大过载值； 当G(tn)<Gi时，G(tn)处于低过载区。
[0017] 所述过载指令G。包含四个特征段；基础段、加载段、保持段和卸载段；在基础段， 取町二1.4g作为基础值。
[001引所述步骤3)中，t。时刻的大臂运动的角速度:马(0;和角加速度过如下的 方程组求解：
[0021] 所述步骤4)中，卸载段t。时刻的大臂运动的角速度句(U郝角加速度;句(0附求 解方式为；利用已求得的加载段运动参数:句h);和Sk);建立数据库，基于该数据库查找与 卸载段过载G。(t。）和过载变化率^I砖(〇|所在区间两侧端点的对应数据，通过插值计算t。时 刻运动参数。
[0022] 所述步骤4)中对数据进行插值时选用线性二维插值方法。
[0023] 本发明由于采取W上技术方案，其具有W下优点；1、本发明通过将对卸载段大臂 运动参数的求解转换为对加载段运动参数的插值求解，实现了对卸载段大臂运动的规划。 2、经过反复验证，本发明的计算结果具有较高的计算精度，用户最关屯、的y向过载模拟误 差极小，误差数量级为ICriSg，X向和Z向过载模拟误差小于0. 15g。3、本发明算法简单，求 解时间极短，平均每条过载指令计算耗时tt= 0. 06~0. 09ms，完全能够满足实时性要求。
【附图说明】
[0024] 图1是飞行器模拟器的结构示意图；
[00巧]图2是飞行员所感受到的过载方向示意图；
[0026] 图3是本发明方法的流程示意图；
[0027] 图4是过载指令曲线；
[002引图5是卸载段过载指令曲线的转换示意图；
[0029] 图6是Linear插值法的原理示意图；
[0030] 图7是具体举例中某次飞行中飞行员S轴过载曲线。
【具体实施方式】
[0031] 下面结合附图和实施例对本发明进行详细的描述。
[0032] 如图1所示，飞行模拟器的主要结构包括大臂101、中框102和吊篮103,其中，大 臂101负责实现末端座椅（固定于吊篮103内部）的旋转运动，中框102负责实现末端座 椅的滚转运动，吊篮103负责实现末端座椅的俯仰运动。并且，大臂101的旋转运动决定过 载的大小，中框102的滚转运动和吊篮103的俯仰运动用来调整作用于飞行员的过载的方 向。=种运动的相互配合和系统运转使得飞行员感受到相应操纵下的过载体验，飞行员过 载G的立个分量为Gx，Gy和GZ，其中，Gx为胸-背过载，Gy为左-右过载，GZ为头-足过载， 相应的过载方向如图2所示。
[0033] 当长度为R的大臂在某时刻W角速度則0,角加速度句(0銳主轴旋转时，位于吊 篮中屯、处的飞行员受到离屯、过载Gf(t)、切向过载Gt(t)与竖直过载Gy(t)作用。飞行员所 受合过载G(t)定义为Gr(t)、Gt(t)和Gv(t)的矢量和，其大小可表示为：
[0034]
[00对上式中，g表示重力加速度。
[0036] -般情况下，在已知G(t)时，很难根据该公式逆向解析表达出0i(t)。鉴于此，本 发明采用离散思想，首先，对高阶微分方程进行线性化近似；然后，在非卸载段W常规代数 方法实现其近似求解，在卸载段则W"查表-插值"的方法实现其近似解的确定。
[0037] 本发明提出的控制方法流程图如附图3所示，其主要包括如下六个步骤：
[00測 1)过载离散化：
[0039]W采样周期At对给定的G(t)进行离散化采样，记t"，n= 1，2，...时刻飞行员 所受到的过载为G(t。)。
[0040]。过载预处理：
[0041] 对离散化后的过载G(t。）进行预处理，形成过载指令Ge(t。）曲线，预处理公式如 下：
[0042]
[004引其中，MG(t。)）为关于G(t。）的多项式；的为过载的下临界值；Gmax为最大过载值； 当G(tn)<Gi时，G(tn)处于低过载区。
[0044] 如图4所示，过载指令G。一般包含四个特征段；基础段、加载段、保持段和卸载段。 基础段为飞行模拟器W较低的角速度稳态运行，提供基础G值阶段；保持段为飞行模拟器 保持稳态高G过载阶段。其中，加载段和卸载段是过载快速变化阶段。
[0045] 地面上任何物体都受到重力作用，飞行模拟器不能模拟矢量和小于Ig的过载。另 夕F，由于驱动系统的功率限制，对于略大于Ig和超过最大模拟值Gm"的过载模拟也十分困 难。对于低过载区，一般采用"基础G值"法进行近似模拟，在本发明中，当过载指令G。处于 基础段时，取1. 4g作为基础G值（在基础段，町二1. 4g)。
[004引如非卸载段大臂101运动规划：
[0047] 对于非卸载段，记t。时刻大臂101的角速度为4(0,角加速度为則0,则 句(0 =句(Ci) +句。将其两边平方，得到；
[0048]
[004引同理，GW表达式离散化W后为：
[0050]
[0051] 大臂101运动参数即为上述两个方程的解，不难发现，它们可分别看作关于皆(U 和則0的抛物线和圆的表达式，因此，抛物线和圆的交点即为方程组的解。
[005引忽略At的高阶项0 (At3)，0 (At4)，大臂角加速度的值可表示为：
[005引上式为交点是否存在的判别式，如果A(t。）> 0,则交点存在，如果A(t。) <0,则交点 不存在。
[0056] 4)卸载段大臂101运动规划：
[0057] 记t。时刻飞行模拟器的过载和过载变化率分别为G。(〇和。当过载指令 曲线处于卸载段时，判别式A(t。）存在负数情况，若依然采用步骤3)中的常规代数方法则 马(0;无实数解。鉴于此，本发明提出将町也_1)卸载至町也）（过载指令曲线下行）的过 程转换为Ge(tm_i)逆向加载至Ge(tm)(曲线上行）的过程（如附图5所示），上述转换过程 满足：
[0058]
[0059] 则tm时刻大臂101角速度为：
[0060]
[00川 因此存在；
[0062]Ge(tm) =Ge(tn-i)
[0063]和
[0064]
[0065] 也就是说，对于任意卸载过程，可将其考虑为逆向加载过程，而参考逆向加载过程 的大臂角加速度值，即可实现相应的卸载段大臂运动规划。因此，本发明利用加载段运动参 数建立数据库，基于该数据库查找与卸载段过载Gt(t。）和过载变化率|CUU| ,所在区间两侧 端点的对应数据，通过插值计算t。时 刻运动参数，其中，过载变化率G。(t。）定义为：
[0066]
[0067] 大臂角加速度句(0表示为町也）和与.(〇的函数則0 =口化在k,))，其中， 口化(0，6 (0)隶不一种二维插值函数。
[0068] 在一个优选的实施例中，口(6k,)，&(〇).选用基于Linear插值法的二维插值函 数，
[0069] 本发明采用计算精度和求解效率综合最佳的Linear插值法，Linear插值法的原 理如图6所示，（巧，马）、（G,."，台,）、（G,，马+,)和1(巧+1為"）是化(0朽(0周围四个邻点， 并满足
[0070]
[0071] 其中，数据库的数据间隔取为A G = 0. 05g，AC) = 0.(化'/S。
[007引首先，进行G方向线性插值，马.,、毎分别为口化h)，马）和0阳尤)，今,1)，则；
[0073]
[0074] 然后，进行G方向线性插值，毎为口化(U在((,,))，则：
[00 巧]
[0076] 因卸载段大臂角速度减慢，故角加速度值应为负值，邮马〇。）=-马,?。
[0077] 5)离屯、过载、切向过载和竖直过载的计算；
[0078]当飞行模拟器大臂101化4托）旋转，并存在角加速度gh,)l时，模拟器中飞行员 同时承受向屯、加速度a,、切向加速度a,及重力加速度g。由a,、a,和g分别引起的离屯、过 载Gr、切向过载Gt和竖直过载Gv分别为Gr=巧马化)Vg，巧=如,(〇么和Gv= g/g= 1。其 中，离屯、过载Gf、切向过载Gt均沿惯性加速度方向，与at、at方向相反；竖直过载GY与g方 向相同，竖直向下。
[0079] 6)中框102和吊篮103运动规划；
[0080] 根据飞行员左-右过载Gy和胸-背过载Gy的模拟要求，中框滚转角大小0 2 (t。） 和吊篮俯仰角大小0 3(t。）可分别表示为：
[0084] 至此，完成了中框102滚转角大小02(t。)、吊篮103俯仰角大小03(t。）的实施规 划，结合步骤3)和4)中所得到的大臂101的角速度4 (U;和角加速度g(U，即可构成动态 飞行器模拟的实时运动解算，为飞行模拟器的运动控制提供实时的反馈信息。
[0085] 下面W-具体实施例对本发明所述方法进行说明：
[0086] 本实施例中飞行模拟器主要性能参数和结构参数如表1所示，过载曲线设置最大 过载值为lOg，最大过载变化率为7g/s。选取某次飞行中飞行员=轴过载曲线，如图7所示： Os至28s飞行器在地面静止；约28s至50s飞行器在地面滑跑，飞行员G,增加到约0. 76g; 约50s至75s飞行器离开地面进入爬升状态，飞行员G,继续增加至约1. 22g，G,快速上升并 随即下降；约75s至115s飞行器进行爬升改出，飞行员G,有所下降，G,先减小后增大；约 115s至150s飞行器进行滚转动作，飞行员Gy出现正负波动。
[0087] 表1飞行模拟器主要性能和结构参数
[0088]
[0089] 本发明方法的具体实施步骤如下；
[0090] 1)过载离散化；W采样周期At= 10ms对给定的G(t)进行离散采样。记t。时刻 飞行员所受到的过载为G(t。)。
[0091] 2)过载预处理：
[009引对G(t。）进行如下预处理；
[0093]
[0094] 其中，关于G(t。）的多项式MG(t。)）为：
[0095]
[009引如非卸载段大臂101运动规划：
[0097] 计算t。时刻的
[009引如果A(t。）>0(非卸载通常满足此要求），则t。时刻大臂101的角加速度为：
[0099]
[0100] 对应的t。时刻大臂的角速度;則(,,) =則f,,_i)+g(U心。
[0101] 4)卸载段大臂101运动规划：记t。时刻飞行模拟器的过载和过载变化率为Gt(t。） 和(U。如果A(t。) <0,则不能按步骤3)求解g(f")，此时，可将G。(tw)卸载至G。(t。）的过 程转换为Ge(tm_i)加载至Ge(tm)的过程（如图5所示）。转换过程满足：
[0102]
[0103] 然后，利用由步骤3)已求出的加载段运动参数4 巧Ig(0建立数据库，基于该 数据库查找与卸载段过载G。(t。）和过载变化率? |&b)| 1相近的数据，插值计算t。时刻运动参 数。
[0104] 其中，过载变化率：
[0105]
[0106]大臂角加速度:則U=0(G,(U，4(U)，其中，口化在(0);表示二维插值函 数，此处可W采用基于Linear插值法的二维插值函数，插值原理如图6所示。数据库的 数据间隔取为AG= 0.〇5g，M,' = 0.〇5,g/s。片，(；〇、（('',||，(；〇、和（G,…台州)是 化(0,吟h)|)调围四个邻点，并满足
[0107]
[010引首先，进行G方向线性插值，坏.,、毎.,,1分别为>仍化)為).和抑為+1)，则 [0109]
[0110] 然后，进行台方向线性插值，私，为0化(〇,6(;,,))，则
[0111]
[011引最后，因为卸载段大臂角速度减慢，角加速度值应为负值，所从則0 =-毎./。对应 的tn时刻大臂的角速度:句(f" )=卽一 )+則(" )心。
[011引W离屯、过载、切向过载和竖直过载的计算：飞行模拟器大臂化句化,)旋转时，其离 屯、过载Gk、切向过载Gt和竖直过载Gv分别为馬=W),,0,,)-Vg，馬=的,,(0么和Gv= g/g= lo
[0114] 6)中框和吊篮运动规划：中框滚转角大小0 2 (t。）和吊篮俯仰角大小0 3 (t。）可分 别表不为：
[011引至此，即完成了对于图7中给定过载曲线的运动规划，实现了大臂、中框和吊篮各 驱动电机驱动量的解算。
[0119] 上述各实施例仅用于对本发明的目的、技术方案和有益效果进行了进一步详细说 明，并不用于限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所做的任何修改、等同替换、改进 等，均应包含在本发明的保护范围之内。
【主权项】
1. 一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，包括以下步骤： 1) 过载离散化：以采样周期Δ t对给定的G (t)进行离散化采样，记tn, η = 1，2,...时 刻飞行员所受到的过载为G(tn); 2) 过载预处理：对离散化后的过载G(tn)进行预处理，形成过载指令Ge(tn)曲线； 3) 非卸载段大臂运动规划：解算出非卸载段tn时刻的大臂运动的角速度$(f")和角加 速度％,); 4) 卸载段大臂运动规划：解算出卸载段tn时刻的大臂运动的角速度和角加速度 5) 离心过载、切向过载和竖直过载的计算：离心过载G,.，切向过载 Gi=/成(Z,,)/g，竖直过载Gv= g/g = 1，式中的R为飞行模拟器大臂的长度； 6) 中框和吊篮运动规划：中框滚转角大小02(tn)和吊篮俯仰角大小03(t n)分别表由 下式获得：上式中，Gx (tn)为tn时刻的胸-背过载，G t η时刻的左-右过载，G 2为t η时刻的 头-足过载。2. 如权利要求1所述的一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，其特征在于：所述步 骤2)中，对G(tn)进行预处理所用的公式为：其中，Φ (G(tn))为关于G(tn)的多项式；G1为过载的下临界值；G max为最大过载值；当 GUnXG1时，G(tn)处于低过载区。3. 如权利要求2所述的一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，其特征在于：所述过 载指令G。包含四个特征段：基础段、加载段、保持段和卸载段；在基础段，取G。= I. 4g作为 基础值。4. 如权利要求1所述的一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，其特征在于：所述步 骤3)中，tn时刻的大臂运动的角速度4(?")和角加速度$(〇通过如下的方程组求解：5. 如权利要求1所述的一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，其特征在于：所述步 骤4)中，卸载段、时刻的大臂运动的角速度^匕)和角加速度的求解方式为：利用已 求得的加载段运动参数4(0和6k)建立数据库，基于该数据库查找与卸载段过载&αη) 和过载变化率|包h )|所在区间两侧端点的对应数据，通过插值计算、时刻运动参数。6. 如权利要求5所述的一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，其特征在于：所述步 骤4)中对数据进行插值时选用线性二维插值方法。
【专利摘要】本发明涉及一种动态飞行模拟器实时运动控制方法，包括以下步骤：1)过载离散化：以采样周期Δt对给定的G(t)进行离散化采样，记tn,n＝1,2,...时刻飞行员所受到的过载为G(tn)；2)过载预处理：对离散化后的过载G(tn)进行预处理，形成过载指令Gc(tn)曲线；3)非卸载段大臂运动规划：解算出非卸载段tn时刻的大臂运动的角速度和角加速度4)卸载段大臂运动规划：解算出卸载段tn时刻的大臂运动的角速度和角加速度5)离心过载、切向过载和竖直过载的计算：离心过载切向过载竖直过载GV＝g/g＝1；6)中框和吊篮运动规划：求解中框滚转角大小θ2(tn)和吊篮俯仰角大小θ3(tn)。
【IPC分类】G05B17/02, G06F17/30, G06F17/17
【公开号】CN104880962
【申请号】CN201510284177
【发明人】关立文, 王立平, 刘慧 , 许华旸
【申请人】清华大学
【公开日】2015年9月2日
【申请日】2015年5月28日