李 哲, 徐浩軍, 薛 源, 裴彬彬, 呂晗陽(yáng)

(空軍工程大學(xué)航空航天工程學(xué)院, 陜西 西安 710038)

0 引 言

結(jié)冰是導(dǎo)致飛機(jī)失控、誘發(fā)飛行事故的重要因素之一[1]。受結(jié)冰外部環(huán)境的限制,真實(shí)結(jié)冰試飛條件要求高,難以廣泛開展。結(jié)冰條件下地面飛行仿真模擬,對(duì)于研究結(jié)冰后飛行動(dòng)力學(xué)特性,駕駛員感知結(jié)冰影響,訓(xùn)練結(jié)冰條件下的操縱具有重要意義?，F(xiàn)有的結(jié)冰氣動(dòng)影響模型較為簡(jiǎn)單,多為結(jié)冰修正因子形式[2],且未考慮結(jié)冰時(shí)間對(duì)結(jié)冰程度的影響,駕駛員難以感受到真實(shí)結(jié)冰飛行情形,有必要建立隨時(shí)間變化的結(jié)冰模型、構(gòu)建結(jié)冰條件下實(shí)時(shí)飛行仿真系統(tǒng),研究結(jié)冰飛行的安全分析方法。

人機(jī)環(huán)復(fù)雜系統(tǒng)實(shí)時(shí)飛行仿真是以數(shù)字化飛行器的運(yùn)動(dòng)情況為研究對(duì)象,結(jié)合故障模式、外部環(huán)境、飛行控制律、綜合可視化顯示技術(shù)等的一種面向?qū)ο蟮膹?fù)雜系統(tǒng)仿真。隨著仿真逼真程度的增加,飛行仿真系統(tǒng)中含有大量的數(shù)學(xué)模型,單臺(tái)計(jì)算機(jī)無(wú)法勝任高強(qiáng)度實(shí)時(shí)并行計(jì)算和顯示的要求。為解決這一矛盾,通過(guò)降解大型仿真系統(tǒng)為若干分系統(tǒng),然后將分系統(tǒng)布置在不同節(jié)點(diǎn),多機(jī)實(shí)時(shí)交互、運(yùn)行仿真。運(yùn)用網(wǎng)絡(luò)技術(shù)將大量計(jì)算機(jī)連接起來(lái),可以獲得強(qiáng)大的解算能力及便捷的數(shù)據(jù)共享。構(gòu)建分布式實(shí)時(shí)飛行仿真系統(tǒng),為新機(jī)型的預(yù)研、設(shè)計(jì)、試驗(yàn)、優(yōu)化和評(píng)估等提供了可視化的驗(yàn)證平臺(tái)。分布式仿真系統(tǒng)的構(gòu)造與應(yīng)用,實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)傳輸技術(shù)等近年來(lái)得到了廣泛的發(fā)展。

實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)傳輸技術(shù)最早提出是用來(lái)解決多計(jì)算協(xié)同使用過(guò)程中的數(shù)據(jù)高效實(shí)時(shí)交互問(wèn)題。國(guó)外對(duì)實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)體系結(jié)構(gòu)、標(biāo)準(zhǔn)、協(xié)議等研究較早,發(fā)展了分布式交互仿真(distributed interactive simulation,DIS)、聚合級(jí)仿真協(xié)議(aggregate level simulation protocol,ALSP)、高級(jí)體系結(jié)構(gòu)(high level architecture,HLA)等仿真體系結(jié)構(gòu),將構(gòu)造仿真、虛擬仿真和真實(shí)仿真集成統(tǒng)一,滿足復(fù)雜系統(tǒng)綜合仿真的需求。實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)應(yīng)用很廣,美國(guó)航空航天局(national aeronautics and space administration,NASA)較早地將實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)應(yīng)用到飛行模擬器中[3]。隨后針對(duì)結(jié)冰后飛機(jī)飛行動(dòng)力學(xué)仿真問(wèn)題,美國(guó)伊利諾伊州大學(xué)Bragg教授運(yùn)用該大學(xué)實(shí)時(shí)飛行仿真模擬器[4],研究飛機(jī)遭遇結(jié)冰后的空氣動(dòng)力學(xué)和飛行安全問(wèn)題,提出飛機(jī)智能積冰系統(tǒng)(smart icing system, SIS)。NASA格林研究中心、田納西州大學(xué)等聯(lián)合研制開發(fā)了冰污染影響下飛行訓(xùn)練設(shè)備[5]。文獻(xiàn)[6]聯(lián)合開發(fā)了積冰污染邊界保護(hù)系統(tǒng)(icing contamination envelope protection,ICEPro),為駕駛員提供積冰信息及飛機(jī)邊界信息[6],并在地面模擬器進(jìn)行試飛驗(yàn)證[7]。

國(guó)內(nèi)對(duì)實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)技術(shù)的應(yīng)用正在推廣,國(guó)防科技大學(xué)的姚新宇教授提出了基于Simulink RTW的分布式實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)構(gòu)建方法[8]。北京理工大學(xué)吳嗣亮教授在衛(wèi)星對(duì)抗系統(tǒng)中應(yīng)用反射內(nèi)存網(wǎng)絡(luò),解決了反射內(nèi)存網(wǎng)通訊方式、HLA應(yīng)用程序協(xié)調(diào)等問(wèn)題,達(dá)到了仿真系統(tǒng)實(shí)時(shí)性的要求[9]。中國(guó)飛行試驗(yàn)研究院的歐杰、盛勇等人研究了飛行模擬系統(tǒng)的組建與驗(yàn)證方法,并將反射內(nèi)存網(wǎng)絡(luò)應(yīng)用到試飛的實(shí)時(shí)監(jiān)控中[10-11]。南京航空航天大學(xué)的楊國(guó)清在某型號(hào)任務(wù)的射頻仿真系統(tǒng)中,采用反射內(nèi)存網(wǎng)絡(luò)技術(shù),取得了良好的實(shí)時(shí)效果[12]。西北工業(yè)大學(xué)的高立娥等人在水下航行器半實(shí)物仿真系統(tǒng)中,應(yīng)用反射內(nèi)存實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)技術(shù),顯著提高了仿真幀頻,降低了多種仿真設(shè)備間信息傳輸中的信號(hào)干擾[13]。哈爾濱工業(yè)大學(xué)的袁贛南教授對(duì)反射內(nèi)存網(wǎng)絡(luò)構(gòu)成的實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了研究[14]。反射內(nèi)存網(wǎng)絡(luò)的優(yōu)勢(shì)使其適用于分布式實(shí)時(shí)仿真控制領(lǐng)域,上海交通大學(xué)的王旭永教授研究了群設(shè)備間強(qiáng)實(shí)時(shí)性通信問(wèn)題,提出了基于“xPC+反射內(nèi)存網(wǎng)”的解決方案[15]。西北工業(yè)大學(xué)周軍教授將分布式實(shí)時(shí)仿真應(yīng)用于動(dòng)態(tài)平衡作戰(zhàn)仿真系統(tǒng)[16]。反射內(nèi)存網(wǎng)絡(luò)良好的實(shí)時(shí)性為實(shí)時(shí)系統(tǒng)提供了堅(jiān)實(shí)的技術(shù)支撐,在復(fù)雜系統(tǒng)仿真、網(wǎng)絡(luò)通訊、工業(yè)控制等領(lǐng)域都取得了一定的成果。

分布式飛行仿真系統(tǒng)由多個(gè)節(jié)點(diǎn)組成,各節(jié)點(diǎn)間需要大量數(shù)據(jù)傳輸?；诜瓷鋬?nèi)存卡的通訊網(wǎng)絡(luò),能夠很好地解決實(shí)時(shí)性問(wèn)題。本文以某型運(yùn)輸機(jī)飛行仿真模擬器為研究對(duì)象,綜合運(yùn)用分布式仿真技術(shù)、反射內(nèi)存技術(shù)、可視化技術(shù)和風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估技術(shù)等,設(shè)計(jì)開發(fā)了開放式通用結(jié)冰條件下飛行仿真模擬器,并基于分布式實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng),研究了結(jié)冰條件下飛行安全分析方法。

1 分布式飛行仿真系統(tǒng)架構(gòu)

根據(jù)仿真模型類型及其實(shí)現(xiàn)方式的不同,仿真系統(tǒng)分為數(shù)字仿真、半實(shí)物仿真和人在回路仿真。本文所構(gòu)建的飛行模擬器采用人在回路仿真。飛行器等被控對(duì)象的動(dòng)態(tài)特性通過(guò)建立數(shù)學(xué)模型在計(jì)算機(jī)上運(yùn)行,實(shí)驗(yàn)人員通過(guò)人感系統(tǒng)操縱數(shù)字化模型。人在回路的仿真必須實(shí)時(shí)進(jìn)行,對(duì)系統(tǒng)運(yùn)行的可靠性、實(shí)時(shí)性提出了很高的要求。

分布式飛行仿真各節(jié)點(diǎn)含有復(fù)雜的迭代計(jì)算,各計(jì)算節(jié)點(diǎn)間需要大量時(shí)間同步的數(shù)據(jù)交互,為滿足上述要求需要建立具有數(shù)據(jù)傳輸穩(wěn)定、傳輸效率高、糾錯(cuò)能力強(qiáng)、延遲可預(yù)測(cè)、良好兼容性等特點(diǎn)的通訊網(wǎng)絡(luò)。傳統(tǒng)網(wǎng)絡(luò)技術(shù),如以太網(wǎng)、光纖分布式數(shù)據(jù)接口(fiber distnbuted data interface,FDDI)等組網(wǎng)技術(shù)存在以下弊端:①網(wǎng)絡(luò)延遲較大,數(shù)據(jù)傳輸速率不高,尤其是對(duì)于大量的數(shù)據(jù)處理,實(shí)時(shí)性較差;②當(dāng)網(wǎng)絡(luò)負(fù)載較大時(shí),傳輸數(shù)據(jù)延遲不可預(yù)測(cè),易丟包,準(zhǔn)確性較差;③網(wǎng)絡(luò)通訊必須借助復(fù)雜的網(wǎng)絡(luò)協(xié)議,通訊效率較低。反射內(nèi)存網(wǎng)是一種高速、實(shí)時(shí)、可預(yù)測(cè)性的網(wǎng)絡(luò),可以較好地解決實(shí)時(shí)系統(tǒng)中數(shù)據(jù)傳輸?shù)膶?shí)時(shí)性問(wèn)題,已在許多實(shí)時(shí)領(lǐng)域得到應(yīng)用。傳統(tǒng)以太網(wǎng)與反射內(nèi)存網(wǎng)性能參數(shù)比較如表1所示[14]。根據(jù)分布式飛行仿真系統(tǒng)的實(shí)際需求,將系統(tǒng)的各個(gè)任務(wù)分配到節(jié)點(diǎn)仿真計(jì)算機(jī),系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖1所示。

表1 反射內(nèi)存網(wǎng)與傳統(tǒng)以太網(wǎng)比較

圖1 分布式飛行仿真結(jié)構(gòu)圖Fig.1 Distributed flight simulation architecture

系統(tǒng)主要由模型解算、可視化顯示、控制臺(tái)與存儲(chǔ)計(jì)算機(jī)組成。為滿足分布式仿真實(shí)時(shí)性的要求,模型解算分為:輸入輸出(input-output,IO)計(jì)算機(jī)、外部環(huán)境加載、氣動(dòng)力計(jì)算、飛行解算、風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估、邊界保護(hù)與節(jié)點(diǎn)計(jì)算機(jī)。7臺(tái)計(jì)算機(jī)通過(guò)多模光纖Hub互聯(lián),構(gòu)成星形拓?fù)涞姆瓷鋬?nèi)存網(wǎng)絡(luò)。IO計(jì)算機(jī)主要用于駕駛員操縱的輸入以及駕駛桿力等的輸出。外部環(huán)境計(jì)算機(jī)包括結(jié)冰、風(fēng)切邊、大氣紊流等模型解算。風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估計(jì)算機(jī)通過(guò)飛行解算數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時(shí)在線的風(fēng)險(xiǎn)預(yù)測(cè),邊界保護(hù)計(jì)算機(jī)進(jìn)行在線邊界告警?？刂婆_(tái)由一臺(tái)計(jì)算機(jī)負(fù)責(zé),用于規(guī)劃監(jiān)控整個(gè)系統(tǒng)的運(yùn)行,存儲(chǔ)計(jì)算機(jī)用于存儲(chǔ)飛行數(shù)據(jù)?？梢暬@示部分,包括一臺(tái)大型視景工作站和一臺(tái)座艙內(nèi)顯示計(jì)算機(jī),分別負(fù)責(zé)駕駛員視角外部環(huán)境顯示和駕駛艙內(nèi)電子儀表的顯示。由于控制臺(tái)、存儲(chǔ)計(jì)算機(jī)以及可視化顯示系統(tǒng)不需要模型解算與強(qiáng)實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)共享,通過(guò)以太網(wǎng)與節(jié)點(diǎn)計(jì)算機(jī)連接。

2 結(jié)冰飛行仿真實(shí)時(shí)通訊網(wǎng)絡(luò)構(gòu)建

實(shí)時(shí)通訊網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)是指在規(guī)定時(shí)間內(nèi)相互交聯(lián)的計(jì)算機(jī)能夠執(zhí)行計(jì)算等處理協(xié)同異步事件的系統(tǒng),完成規(guī)定任務(wù)的時(shí)間是評(píng)價(jià)該系統(tǒng)優(yōu)劣的決定性因素。當(dāng)前分布式實(shí)時(shí)系統(tǒng)多指硬實(shí)時(shí)系統(tǒng),即每個(gè)任務(wù)均需要在規(guī)定的截止時(shí)間完成相應(yīng)任務(wù)。實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)必須具備實(shí)時(shí)操作系統(tǒng),通訊的確定性與可預(yù)測(cè)性。若某節(jié)點(diǎn)數(shù)據(jù)傳輸超過(guò)時(shí)限,即便對(duì)應(yīng)節(jié)點(diǎn)接收到相關(guān)數(shù)據(jù),系統(tǒng)將認(rèn)為該次數(shù)據(jù)傳輸無(wú)效。

2.1 基于反射內(nèi)存技術(shù)的通訊網(wǎng)絡(luò)

反射內(nèi)存技術(shù)是通過(guò)局域網(wǎng)在互連的計(jì)算機(jī)間提供高效數(shù)據(jù)傳輸?shù)募夹g(shù)。每個(gè)反射內(nèi)存卡都有固定唯一的物理內(nèi)存地址,可以插在多種總線的主板上,如VME、PCI等?，F(xiàn)在常用的反射內(nèi)存卡為VMIC-5565。該技術(shù)的基本原理類似于分布式的共享內(nèi)存,每個(gè)計(jì)算機(jī)節(jié)點(diǎn)配置一塊反射內(nèi)存卡,構(gòu)成高速?gòu)?fù)制內(nèi)存的環(huán)狀網(wǎng)絡(luò),如圖2所示?？ㄉ项A(yù)留有雙口內(nèi)存,各層軟件均可讀、寫這些內(nèi)存。網(wǎng)絡(luò)中每臺(tái)計(jì)算機(jī)在向本地反射內(nèi)存寫入數(shù)據(jù)的同時(shí),對(duì)應(yīng)的數(shù)據(jù)和存儲(chǔ)地址通過(guò)網(wǎng)絡(luò)廣播到其他節(jié)點(diǎn)的反射內(nèi)存卡中的相應(yīng)位置,沒(méi)有總線沖突和協(xié)議耗時(shí),網(wǎng)絡(luò)中的每臺(tái)計(jì)算機(jī)均可以在幾微秒甚至納秒級(jí)別內(nèi)讀取新數(shù)據(jù)。由于反射內(nèi)存的數(shù)據(jù)更新僅依賴于硬件操作,仿真系統(tǒng)的網(wǎng)絡(luò)延遲僅取決于網(wǎng)絡(luò)節(jié)點(diǎn)個(gè)數(shù)和占用帶寬比例,網(wǎng)絡(luò)延遲的大幅縮小保證了系統(tǒng)實(shí)時(shí)性要求。

圖2 反射內(nèi)存網(wǎng)環(huán)狀結(jié)構(gòu)Fig.2 Ring structure of VMIC network

目前，反射內(nèi)存網(wǎng)的拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)主要包括環(huán)狀和星形及其變異結(jié)構(gòu)兩種。環(huán)形結(jié)構(gòu)不需要光纖Hub,節(jié)省了光纖使用量和設(shè)備,但網(wǎng)絡(luò)中每個(gè)節(jié)點(diǎn)會(huì)有一定的延遲,且串聯(lián)結(jié)構(gòu)中若一個(gè)節(jié)點(diǎn)故障將致使整個(gè)網(wǎng)絡(luò)癱瘓,不便于網(wǎng)絡(luò)重組[17];星形結(jié)構(gòu)中,每個(gè)節(jié)點(diǎn)都通過(guò)兩個(gè)分別用于發(fā)送和接收的點(diǎn)到點(diǎn)鏈路,與Hub上的自動(dòng)光纖旁路板相連,避免了單點(diǎn)失效引起的網(wǎng)絡(luò)失效,實(shí)現(xiàn)了故障隔離,延遲較小,但光纖使用量較大,Hub故障問(wèn)題不容忽視。本文采用基于星形物理拓?fù)涞倪壿媰?nèi)環(huán)反射內(nèi)存網(wǎng)結(jié)構(gòu),其中心節(jié)點(diǎn)為一個(gè)光纖旁路Hub,如圖3所示。

圖3 反射內(nèi)存網(wǎng)星狀結(jié)構(gòu)Fig.3 Star structure of VMIC network

2.2 結(jié)冰計(jì)算節(jié)點(diǎn)設(shè)計(jì)

外部惡劣環(huán)境因素包括:結(jié)冰、大氣擾動(dòng)、尾流以及風(fēng)切邊等。結(jié)冰條件由于受到飛行條件與飛行狀態(tài)的影響,其建模較為復(fù)雜。以飛機(jī)翼面結(jié)冰為例,翼面主要影響飛機(jī)流場(chǎng)特性,引起飛機(jī)氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)的變化,進(jìn)而引起氣動(dòng)力變化,影響飛行狀態(tài)?，F(xiàn)有工程簡(jiǎn)化的結(jié)冰模型為式(1),在氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)中提取氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)時(shí),可通過(guò)結(jié)冰因子進(jìn)行修正。

CA(ice)=(1+ηKice)CA

(1)

式中,CA,CA,ice分別為結(jié)冰前后飛機(jī)氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)值;Kice為結(jié)冰系數(shù),對(duì)于給定的飛機(jī)為常值,取值見文獻(xiàn)[2];η為結(jié)冰因子,表示結(jié)冰的嚴(yán)重程度,與飛機(jī)參數(shù)無(wú)關(guān)。

該模型較為簡(jiǎn)單,對(duì)于結(jié)冰的情形描述不夠精確。結(jié)冰條件的不同,導(dǎo)致最終形成的結(jié)冰幾何外形不同,進(jìn)而影響氣動(dòng)特性。以對(duì)飛機(jī)影響嚴(yán)重的明冰為例,明冰形成過(guò)程數(shù)據(jù)來(lái)源于NASA Gleen中心對(duì)NACA 23012翼型結(jié)冰風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)[18],冰形和升力系數(shù)隨結(jié)冰時(shí)間變化如圖4所示,圖中實(shí)驗(yàn)條件為飛行速度200 kts,平均液態(tài)水含量0.75 g/m3,平均水滴有效直徑15 μm,空氣溫度2.2 ℃。

圖4 NASA冰風(fēng)洞升力系數(shù)實(shí)驗(yàn)結(jié)果Fig.4 NASA lift coefficient experiment results by ice wind tunnel

依據(jù)冰風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)得到的翼型升力阻力系數(shù),估算工程所需的整機(jī)結(jié)冰氣動(dòng)系數(shù)[19]。結(jié)冰冰形隨時(shí)間的變化及氣動(dòng)影響特性構(gòu)成結(jié)冰氣動(dòng)影響數(shù)據(jù)庫(kù)。因?yàn)橥ㄟ^(guò)結(jié)冰試飛或風(fēng)洞吹風(fēng)只能得到部分典型狀態(tài)點(diǎn)的結(jié)冰氣動(dòng)導(dǎo)數(shù),故依據(jù)試驗(yàn)樣本點(diǎn)通過(guò)3次樣條插值等方法,擴(kuò)充結(jié)冰氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)[20],以滿足各個(gè)飛行狀態(tài)所需的結(jié)冰氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)。

結(jié)冰影響模型加載在外部環(huán)境節(jié)點(diǎn)計(jì)算機(jī)上。需要建立以結(jié)冰環(huán)境與結(jié)冰時(shí)間為輸入,結(jié)冰冰形,氣動(dòng)影響為輸出的結(jié)冰數(shù)據(jù)庫(kù)。結(jié)冰環(huán)境主要包括該空域云層的3個(gè)參數(shù):空氣溫度(T)、云的液態(tài)水含量(liquid water content,LWC)和平均水滴有效直徑(mean volumetric diameter,MVD)[19]。通過(guò)實(shí)時(shí)交換飛行狀態(tài)數(shù)據(jù),獲取下一時(shí)刻結(jié)冰情形及對(duì)氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)的影響,并寫入反射內(nèi)存卡,供氣動(dòng)力計(jì)算模塊調(diào)用結(jié)冰后的氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)。結(jié)冰后氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)計(jì)算關(guān)系為

CA(ice)=f((α,β,V),(T,LWC,MVD),tice)

(2)

在研究高精度結(jié)冰飛機(jī)仿真建模時(shí),需要建立高精度的結(jié)冰影響氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫(kù)模塊?，F(xiàn)有技術(shù)水平下,無(wú)論采用實(shí)驗(yàn)的手段還是計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)流場(chǎng)仿真手段,獲得飛機(jī)結(jié)冰后的氣動(dòng)特性均需要花費(fèi)大量時(shí)間,無(wú)法進(jìn)行實(shí)時(shí)飛行仿真。因而在結(jié)冰控制端設(shè)定好某次飛行情形下的結(jié)冰類型,并在仿真過(guò)程中從結(jié)冰氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù)中調(diào)取相應(yīng)氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)。其結(jié)冰模型模塊化設(shè)計(jì)如圖5所示。

圖5 結(jié)冰影響計(jì)算機(jī)的數(shù)據(jù)傳輸Fig.5 Data transmission in icing effect computer

2.3 飛控計(jì)算與飛行求解節(jié)點(diǎn)設(shè)計(jì)

根據(jù)圖1,飛控計(jì)算和飛行求解部分主要包括構(gòu)建模型、設(shè)計(jì)控制律、整合輸入輸出參數(shù)、數(shù)據(jù)模型替換和管理等。為實(shí)現(xiàn)仿真系統(tǒng)的通用性,結(jié)合分布式思想,對(duì)飛行器模型、控制律模型和輸入輸出參數(shù)整合模型進(jìn)行模塊化設(shè)計(jì),預(yù)留標(biāo)準(zhǔn)的數(shù)據(jù)接口,便于改造和替換仿真對(duì)象。

結(jié)合背景飛機(jī),將飛行器非線性數(shù)學(xué)模型、控制律模型和輸入輸出參數(shù)整合模型進(jìn)行獨(dú)立封裝?？刂坡赡Ｐ头庋b示意圖如圖6所示。

圖6 控制律計(jì)算機(jī)的數(shù)據(jù)傳輸Fig.6 Data transmission in control law computer

模型中,控制律的輸入主要包括兩部分。一是由駕駛員操縱輸入(如操縱桿等),通過(guò)操縱解算計(jì)算機(jī)解算并將數(shù)據(jù)分發(fā)至各反射內(nèi)存卡,供控制律解算讀取;二是由飛控計(jì)算和飛行求解計(jì)算機(jī)反饋的相應(yīng)參數(shù),直接廣播至反射內(nèi)存卡中。控制律模型計(jì)算機(jī)解算后的數(shù)據(jù),供飛行計(jì)算、執(zhí)行機(jī)構(gòu)、視景顯示、風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估等節(jié)點(diǎn)計(jì)算機(jī)讀取,構(gòu)成閉環(huán)回路。

飛行解算節(jié)點(diǎn)進(jìn)行結(jié)冰后全量方程的求解。通過(guò)控制律計(jì)算得到舵偏與油門大小,獲得飛行狀態(tài)變化與飛行軌跡。飛機(jī)解算方程的動(dòng)力學(xué)方程與運(yùn)動(dòng)學(xué)方程分別為

(3)

(4)

圖7 非對(duì)稱結(jié)冰飛行狀態(tài)響應(yīng)Fig.7 Flight response in asymmetric icing conditions

2.4 視景節(jié)點(diǎn)設(shè)計(jì)

視景計(jì)算機(jī)主要用來(lái)調(diào)度處理模型和地景,依據(jù)駕駛員輸入隨時(shí)改變外部環(huán)境參數(shù)、觀察視角和駕駛艙內(nèi)外顯示畫面,增加爆炸、煙霧等特殊效果。視景計(jì)算機(jī)能夠接收駕駛員操縱控制信息和飛行解算計(jì)算機(jī)的實(shí)時(shí)計(jì)算數(shù)據(jù),結(jié)合空地視景,顯示飛行器的實(shí)時(shí)飛行姿態(tài)和舵面偏轉(zhuǎn)情況,實(shí)時(shí)存儲(chǔ)數(shù)據(jù)但不必反饋。視景軟件框架如圖8所示。

圖8 視景軟件框架Fig.8 Visual software framework

3 復(fù)雜飛行仿真系統(tǒng)工作方式

實(shí)時(shí)飛行模擬器上所配置的軟件系統(tǒng)較為龐雜,既有狀態(tài)量解算等實(shí)時(shí)性要求較強(qiáng)的軟件,也包括教員控制、工程師管理等對(duì)實(shí)時(shí)性要求不高的軟件,因此在設(shè)計(jì)網(wǎng)絡(luò)通信架構(gòu)時(shí),需根據(jù)需求綜合設(shè)計(jì),建立合理的通信架構(gòu),滿足快速、靈活性要求。

根據(jù)系統(tǒng)需求,強(qiáng)實(shí)時(shí)性要求的計(jì)算機(jī)主要包括輸入輸出模型、外部環(huán)境因素影響計(jì)算、氣動(dòng)力計(jì)算、飛行狀態(tài)量解算、在線風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估與安全邊界實(shí)時(shí)解算,因此飛行仿真系統(tǒng)中進(jìn)行與此相關(guān)的解算計(jì)算機(jī)劃歸為實(shí)時(shí)環(huán)內(nèi),進(jìn)程控制的節(jié)點(diǎn)計(jì)算機(jī)也編入實(shí)時(shí)環(huán)內(nèi)。編寫嵌入式程序,將程序加載到Vxworks實(shí)時(shí)操縱系統(tǒng)的節(jié)點(diǎn)計(jì)算機(jī)上。座艙內(nèi)的平顯、視景顯示系統(tǒng)雖具有一定的實(shí)時(shí)性要求,但飛行模擬器顯示系統(tǒng)允許10 ms級(jí)的時(shí)間延遲,屬于非強(qiáng)實(shí)時(shí)性,可通過(guò)千兆子網(wǎng)絡(luò)聯(lián)接;教員控制臺(tái)、工程師管理等涉及人機(jī)交互界面的計(jì)算機(jī)允許的時(shí)間延遲較大,可在Windows操縱系統(tǒng)下運(yùn)行,普通局域網(wǎng)進(jìn)行數(shù)據(jù)交換即可滿足需求。

反射內(nèi)存網(wǎng)內(nèi)各解算模塊必須同步進(jìn)行,復(fù)雜實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)網(wǎng)絡(luò)由系統(tǒng)給流程控制計(jì)算機(jī)發(fā)送節(jié)拍指令,其同步機(jī)制:

(1) 教員控制計(jì)算節(jié)點(diǎn)打出仿真指令至流程控制節(jié)點(diǎn)計(jì)算機(jī),并在VMIC內(nèi)改寫預(yù)留標(biāo)志;

(2) 節(jié)點(diǎn)計(jì)算機(jī)通過(guò)閱讀VMIC內(nèi)的標(biāo)志判定是否開始本模塊解算,解算完畢后向VMIC保留地址標(biāo)志位寫入相應(yīng)信號(hào);

(3) 流程控制節(jié)點(diǎn)計(jì)算機(jī)綜合各環(huán)內(nèi)計(jì)算節(jié)點(diǎn)的解算情況,并與系統(tǒng)設(shè)定的任務(wù)時(shí)鐘周期比較,若各節(jié)點(diǎn)在規(guī)定周期內(nèi)完成解算任務(wù),則等待下一個(gè)規(guī)定觸發(fā)時(shí)刻,進(jìn)行下一次解算;

(4) 若計(jì)算節(jié)點(diǎn)未在規(guī)定周期內(nèi)完成解算,進(jìn)程控制節(jié)點(diǎn)計(jì)算機(jī)則等待全部解算任務(wù)完成后,再等待進(jìn)入下一次解算,并與時(shí)鐘周期對(duì)比,順延所有仿真解算任務(wù),同時(shí)在管理軟件中顯示導(dǎo)致延遲的計(jì)算節(jié)點(diǎn),便于統(tǒng)一管理與后期改進(jìn)維護(hù)。實(shí)時(shí)同步時(shí)間序列的設(shè)計(jì)方案如圖9所示。

圖9 實(shí)時(shí)同步時(shí)間序列Fig.9 Real-time synchronous time sequence

傳統(tǒng)主控計(jì)算機(jī)主要進(jìn)行飛行解算和流程控制等功能,但工程調(diào)試經(jīng)驗(yàn)表明,兩個(gè)強(qiáng)實(shí)時(shí)性解算模塊耦合在一起,不便于工程管理、軟件開發(fā)和后期維護(hù)改造等。背景飛機(jī)飛行模擬器采用分布式節(jié)點(diǎn)布置,構(gòu)建實(shí)時(shí)網(wǎng)絡(luò)數(shù)據(jù)分發(fā)架構(gòu),最大程度發(fā)揮不同功能節(jié)點(diǎn)的功效,提高仿真系統(tǒng)的通用性、靈活性。飛行狀態(tài)量解算、氣動(dòng)力計(jì)算等計(jì)算機(jī)集中資源進(jìn)行強(qiáng)實(shí)時(shí)性飛行解算;教員控制臺(tái)等流程控制模塊集中資源進(jìn)行飛行仿真評(píng)估分析和數(shù)據(jù)分發(fā)配置等。各計(jì)算機(jī)分工明確,數(shù)據(jù)流向清晰可查,便于仿真系統(tǒng)調(diào)試和維護(hù),仿真數(shù)據(jù)流向如圖10所示。

圖10 仿真數(shù)據(jù)流向Fig.10 Simulation data flow

4 結(jié)冰飛行安全分析方法

4.1 風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估

風(fēng)險(xiǎn)評(píng)估計(jì)算節(jié)點(diǎn),包括風(fēng)險(xiǎn)概率定量評(píng)估與在線安全窗風(fēng)險(xiǎn)告警。風(fēng)險(xiǎn)概率定量評(píng)估是通過(guò)分析飛行狀態(tài)極值參數(shù)統(tǒng)計(jì)特性,采用參數(shù)超限與小概率事件評(píng)估的方法對(duì)飛行風(fēng)險(xiǎn)進(jìn)行定量評(píng)估。以非對(duì)稱結(jié)冰仿真為例,選取迎角與滾轉(zhuǎn)角為評(píng)估參數(shù),分析參數(shù)極值樣本的統(tǒng)計(jì)規(guī)律。采用Copula模型對(duì)二維極值參數(shù)分布模型進(jìn)行描述,得到其風(fēng)險(xiǎn)概率密度分布圖與累計(jì)概率分布圖,如圖11所示[21],X,Y軸分別為迎角極值和滾轉(zhuǎn)角極值的概率分布函數(shù),Z軸分別為概率密度和累積概率,繼而得到風(fēng)險(xiǎn)概率。

圖11 概率密度與累積概率分布圖Fig.11 Distribution maps of probability density and cumulative probability

在線安全窗風(fēng)險(xiǎn)告警,是通過(guò)計(jì)算機(jī)模擬仿真,對(duì)飛行狀態(tài)參數(shù)數(shù)值進(jìn)行等級(jí)劃分,并用不同的顏色表示危險(xiǎn)等級(jí),得到預(yù)測(cè)時(shí)間段內(nèi)單個(gè)飛行參數(shù)的安全譜,疊加各飛行參數(shù)風(fēng)險(xiǎn)度,得到該情形下的飛行安全譜,如圖12所示。

圖12 綜合飛行情形安全譜Fig.12 Integral safety spectrum of flight situation

以遭遇對(duì)稱結(jié)冰(η=0.1)和非對(duì)稱結(jié)冰(右機(jī)翼η=0.1,左機(jī)翼η=0)為例,在三維空間中通過(guò)跟蹤俯仰角與傾斜角軌跡進(jìn)行仿真。根據(jù)飛行解算計(jì)算機(jī)計(jì)算得到的飛機(jī)狀態(tài)變量的變化曲線,將各參數(shù)劃分不同危險(xiǎn)等級(jí)。對(duì)稱結(jié)冰條件下,舵面失效明顯,安全范圍顯著縮小;非對(duì)稱結(jié)冰條件下,右側(cè)舵面被污染,安全窗口形狀畸變,但左側(cè)機(jī)翼未被污染,仍有舵面效應(yīng),因此窗口面積縮小較少,如圖13所示。此外,結(jié)冰隨時(shí)間變化氣動(dòng)影響數(shù)據(jù)庫(kù)建立后,可獲取隨結(jié)冰時(shí)間增加飛行安全窗的變化情況。不同因素之間的耦合對(duì)飛行安全的影響,同樣可用安全窗展示出來(lái),并給予駕駛員安全提示。

圖13 平飛狀態(tài)下飛行安全窗(H0=2 000 m,V0=120 m/s)Fig.13 Flight safety windows for flat flight (H0=2 000 m, V0=120 m/s)

4.2 邊界保護(hù)

飛機(jī)結(jié)冰后氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)變化,會(huì)引起飛機(jī)動(dòng)力學(xué)模型參數(shù)的改變。邊界保護(hù)節(jié)點(diǎn),依據(jù)非線性系統(tǒng)分析方法,繪制狀態(tài)參數(shù)的二維三維相圖,判斷穩(wěn)定平衡狀態(tài)。圖14中橫坐標(biāo)為迎角,縱坐標(biāo)為俯仰角速率,紅色線條是最接近不穩(wěn)定平衡點(diǎn)但趨向于穩(wěn)定平衡點(diǎn)的相軌跡,由非線性動(dòng)力學(xué)可知,該相軌跡構(gòu)成了穩(wěn)定焦點(diǎn)A和鞍點(diǎn)B的邊界。紅色邊界左下方區(qū)域的相軌跡均最終趨向于穩(wěn)定焦點(diǎn)A,構(gòu)成穩(wěn)定域;紅色邊界右上方相軌跡均趨向無(wú)窮遠(yuǎn)處[22]。因此在迎角小于失速迎角時(shí),仍然要考慮俯仰角速度的許用范圍。

圖14 飛機(jī)結(jié)冰后縱向運(yùn)動(dòng)相平面圖(α=0.254 8 rad)Fig.14 Phase plane of icing aircraft longitudinal motion (α=0.254 8 rad)

圖15為縱向運(yùn)動(dòng)中平衡點(diǎn)穩(wěn)定域隨結(jié)冰因子的變化,用于動(dòng)態(tài)評(píng)估飛機(jī)在某一平衡點(diǎn)抗擾動(dòng)的穩(wěn)定范圍。通過(guò)非線性系統(tǒng)流形法[23],可繪制基于迎角、速度、俯仰角速度構(gòu)成的三維穩(wěn)定域。穩(wěn)定域的大小表示,平衡點(diǎn)受到擾動(dòng)后,能恢復(fù)原平衡的穩(wěn)定范圍。由圖15可以看出,隨著結(jié)冰因子的增加,穩(wěn)定域逐步縮小,表明隨著結(jié)冰程度的增加,飛機(jī)抗干擾的能力越來(lái)越弱。η從0.1～0.3的變化過(guò)程中,飛機(jī)經(jīng)歷了弱結(jié)冰至強(qiáng)結(jié)冰的過(guò)程,穩(wěn)定域范圍縮減明顯;在強(qiáng)結(jié)冰后(η>0.3),穩(wěn)定域范圍已縮減嚴(yán)重,隨著η值的增加,穩(wěn)定域縮減效果逐漸降低。

圖15 飛機(jī)結(jié)冰后縱向運(yùn)動(dòng)穩(wěn)定邊界Fig.15 Stability boundary of icing aircraft longitudinal motion

5 結(jié) 論

本文主要對(duì)結(jié)冰條件下基于人機(jī)環(huán)分布式實(shí)時(shí)飛行仿真系統(tǒng)的構(gòu)建以及安全分析方法進(jìn)行了研究。構(gòu)建了以反射內(nèi)存通訊網(wǎng)絡(luò)為基礎(chǔ),結(jié)合以太網(wǎng)的分布式實(shí)時(shí)仿真系統(tǒng)。仿真系統(tǒng)采用了7個(gè)模塊化的網(wǎng)絡(luò)節(jié)點(diǎn),便于各模塊單獨(dú)開發(fā),以及后期飛行包的維護(hù)、更改和替換,拓展飛行模擬器的使用范圍。并對(duì)飛行仿真系統(tǒng)的工作方式與時(shí)間同步方法進(jìn)行研究,滿足了飛行仿真實(shí)時(shí)性的要求。

基于該仿真平臺(tái),能夠直觀地研究不同結(jié)冰條件和不同飛行狀態(tài)下的飛行安全參數(shù)變化趨勢(shì),確定結(jié)冰誘發(fā)飛行風(fēng)險(xiǎn)中的飛行動(dòng)力學(xué)原因。通過(guò)關(guān)鍵飛行安全參數(shù)風(fēng)險(xiǎn)度的綜合所構(gòu)建的飛行安全窗,與結(jié)冰后穩(wěn)定域的計(jì)算,對(duì)在線預(yù)警飛行風(fēng)險(xiǎn)、提高駕駛員的情景感知能力具有重要作用。

下一步研究中,進(jìn)一步完善結(jié)冰氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)數(shù)據(jù)庫(kù),增加氣動(dòng)導(dǎo)數(shù)的插值密度;完善多種外部環(huán)境因素疊加影響下的飛行模擬過(guò)程,對(duì)多因素耦合作用下的飛行安全分析提供平臺(tái)支撐。

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