模拟飞行范文

模拟飞行篇1

关键字： 模拟器； 飞行训练； 虚拟仿真； 逼真显示效果

中图分类号： TN964?34 文献标识码： A 文章编号： 1004?373X（2013）08?0042?03

0 引 言

虚拟现实技术又称为“灵境技术”，它最早可以追溯到20世纪80年代。虚拟现实技术是综合了计算机仿真技术、图形技术、遥感技术和传感技术等诸多领域，营造了一个逼真的三维虚拟环境，人们可以通过一系列的工具与环境中的对象进行交互，从而达到一种身临其境的感觉[1]。

如今，虚拟现实技术已经渗透到生活的各个方面，并在各大领域里发挥着重要的作用[2]。虚拟仿真技术在训练飞行员方面也大有用武之地。目前，很多国家就利用虚拟现实技术开发的飞行训练模拟器使飞行员进入VR世界来进行训练，接下来将讨论虚拟技术在飞行模拟训练中的研究和贡献。

模拟训练具有节能、安全、不受场地与天气影响、花销较低等一系列的优点，因此模拟训练被广泛地应用在军事训练当中[3]。在模拟训练中，虚拟环境的真实性和逼真性会影响到飞行员的训练效果，而人对环境的感知是通过听觉、触觉、视觉、和嗅觉等来获得的，而其中70%的感知是通过视觉来获得的，因此，虚拟环境的建立是模拟器中极为重要的组成部分[4?7]。

1 虚拟仿真平台的结构

该平台的总体方案如图1所示。

在图1中，用于仿真计算的计算机主要完成的仿真工作有：飞机动力学和飞行动力学模型、自动飞行控制系统、导航系统、地形地貌仿真等功能模块，将计算机计算得到的航迹实时显示在平面的数字地图上，并将仿真得到的飞行器的状况、方位和仪表数据等一系列的信息传递给另一台计算机，这时第二台计算机就来计算实时的实景。这台计算机利用得到的信息，使得3D的飞机模型飞行在三维空间中，2台计算机间是通过IPX协议进行通信的。

2 飞机空间运动模型的建立

在建立数据模型的过程中，要采用了气动参数进行动态插值的方法建立飞机运动模型[5]。

2.1 飞机动力学方程

飞机飞行时受到了发动机推力FT、重力g、气动侧力Y、气动升力L和气动阻力D共同作用。根据牛顿第二定律，在地面坐标系下的飞机飞行动力学方程为[5]：

[F=mdVdt=md（ui+vj+wk）dx=m（ui+vj+wk+ω×V）] （1）

[M=r×dF=vr×dVdtdV] （2）

在坐标系下展开式（1）后得到以下方程：

[V=1mRcos（φ+α）cosβ-FTcosβ+Zsinβ-g（cosαcosβsinθ-sinαcosβcosθcos?-sinβcosθsin?）][α=r-tanβ（pcosα-qsinα）+gVcosβ（sinαsinθ+ cosαcosθcos?）-1mVcosβ（Rsin（φ+α）+Y）]

式中：[α]为迎角；[β]为侧滑角； [φ]为偏航角；[θ]为俯仰角；V为飞行速度； p，q，r为飞机角速度在机体轴系中的分量。分解式（2），可以得出以下的飞机绕质心转动的方程：

[p=φ-?sinθq=θcosφ+?cosθsinφr=-θsinφ+?cosθcosφ]

2.2 飞机运动学方程

以上面得到的飞机动力学方程组为基础。在地面坐标系中的地速ue，ve，we可表示为：

[uevewe=ATuvw]

式中[AT]是从地轴系转换到机体轴系的方向余弦矩阵。

2.3 空气动力及力矩

在气动模型中，飞机是使用多维数据来表示的，在开发视景系统时以采用某型运输机飞行仿真气动数据包为基础，采用线性插值的方法得到飞行中的飞机状态的气动参数。

机体轴上的气动力及力矩为：

[FA，x=（CXsinα-CDcosα）QSFA，y=CyQSFA，z=（-CDsinα-CLcosα）QS]

[LA=（Clcosα-CDsinα）QSbwNA=（Cncosα+Clsinα）QSbwMA=CmQScw]

式中：A为空气；bw为机翼翼展；c为机翼平均空气动弦；S为机翼面积；Q为动压。从而得到飞机所受的总力及力矩（沿着机体轴x，y，z）

[Fx=FA，x+FT，x+FG，x+GxFy=FA，y+FT，y+FG，y+GyFz=FA，z+FT，z+FG，z+Gz]

[L=LA+LGM=MA+MT+MGN=NA+NT+NG]

式中：T为发动机；G为起落架（Gx，Gy，Gz为飞机所受重力在机体轴x，y，z上的分量），M，L，N分别为俯仰、滚转、偏航力矩。

3 视景仿真系统的开发

3.1 视景仿真系统的结构

场景生成可以生成地面、高山、流水以及建筑物等的地面场景；模型控制可以用来控制系统中的模型；语音技术能够模仿飞机的声音效果；特殊效果包括风霜雪雨等效果；视点变换可以改变飞行员的观察角度；字体显示可以用来显示显示器上的数据等。如图2所示。

3.2 三维场景建立

虚拟飞行模拟系统的三维场景的建立需要几个步骤：

步骤1：飞行模拟器的机体的绘制。要对飞行器内部的结构数据和外表的一些复杂的线条和面做简化后，用OpenGL对机体外形进行建模。

步骤2：飞行模拟器的实体绘制。首先，要将OpenGL 初始化；其次，计算飞行器的中心位置，并用转移矩阵进行坐标转换，使飞行器到达最佳视觉状态；再次是材质及明暗处理方式；最后是开始绘制飞行器。

步骤3：三维场景层次结构的确定和场景的绘制。在构造飞行系统的三维场景时，根据飞行器与机场景物以及天空背景的交互运动关系决定了层次结构。场景的绘制可以采用与实体绘制相类似的方法。

4 结 语

本系统在结合飞机动力学方程和空气动力学方程所建立的虚拟环境下进行虚拟操作训练，不仅大大降低了开销和危险系数，而且其可视的、三维实体的与物理原型无异，使得训练人员具有身临其境的感觉，便于培训人员考察、判断和训练飞行技能[4]。本系统打破了传统的培训飞行员的方式，给人以直观的感觉，驾驶员可以直接从显示的动画中判断飞行状况是否正常，它具有逼真的三维视觉效果，可以反复在地面进行虚拟操作训练，适应了飞行训练的发展需要。

参考文献

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模拟飞行篇2

关键词：直升机；模拟器；仿真

中图分类号：TP391 文献标识码：A 文章编号：1009-3044（2013）35-8126-02

直升机具有垂直起降、悬停等特点，在军用和民用两方面都有着重要的作用，因此，培养高素质的直升机飞行员就变得更加迫切。同时，随着虚拟现实技术的发展，飞行模拟器以其安全性和高逼真度等优势，已经成为飞行训练的重要手段。该文以某型直升机为研究对象，采用叶素法建立了直升机的有关数学模型，并在此基础上构建了直升机机身-起落架动力学模型，仿真结果证明了所建模型的正确性，给直升机模拟器的设计提供了一定参考。

1 建立数学模型

直升机主要依靠旋翼升力进行起飞和降落，与固定翼飞机相比，直升机旋翼结构复杂，飞行时绕桨毂转动的同时，桨叶还要做上下挥舞运动[1]，所以其动力学特性更为复杂。在XOY平面内用叶素法对直升机进行受力分析。

1.1 旋翼升力

2 机身-起落架动力学模型

直升机机身动力学建模是研究直升机飞行模拟器的核心技术，该文选取除去旋翼和尾桨之外的机身为研究对象，把每个轮胎看作三维线性弹簧，建立直升机机身-起落架动力学建模[3]，如图1所示。

3 仿真分析

3.1 气动特性仿真

图中，当桨叶安装角为30度时，机身速度为0，此时升力等于重力，直升机处于悬停状态。当桨叶安装角逐渐增加时，升力增大，机身速度也随之增大，直升机上升；反之如果安装角逐渐减小时，升力也减小，机身速度为负，直升机下降。

3.2 机身动力学模型仿真

为验证直升机动力学模型的正确性，对机身的滚转动作进行仿真，得到滚转角速度和滚转角随输入量的响应曲线，并与相应的实际飞行曲线进行对比，图3为滚转角速度时间响应曲线，图4为滚转角时间响应曲线。

从仿真结果可看出，在同一输入量下，仿真曲线和实际飞行曲线具有一定拟合趋势，从而验证了所建动力学模型的正确性。

4 结论

本文从直升机模拟器仿真系统实际需要出发，对某型直升机展开研究，建立了直升机动力学模型，为仿真分析提供了依据；同时把仿真结果与实际飞行数据相对比，进一步验证了研究结果的正确性，具有一定的实际意义和参考价值。

参考文献

[1] 张辽，张允昌，韩亮. 直升机旋翼系统仿真建模研究[J].系统仿真学报，2006， 18（2）： 166-171.

[2] 邱岳恒，卢京潮，刘秉. 直升机视景仿真及座舱仪表显示系统实现[J]. 测控技术，2010， 29（7）： 13-15.

模拟飞行篇3

关键词 CAN总线；飞行模拟器；座舱系统；仿真控制

中图分类号 V241 文献标识码A

The design of cabin system based on CAN-bus for Flight Simulator

WANG Shu-yunGU Shu-shanTIAN Jie-rongLIN Ya-jun

(Department of Simulating, Navy Flying Academy, Huludao 125001, China)

【Abstract 】 In this paper, the composition of Flight Simulator was explained. According to the complexity of a certain aircraft cabin simulation and controlling, the design project of cabin system based on CAN-bus for Flight Simulator was proposed. Then the functionality and overall structure of cabin system for Flight Simulator were described. The design divided the simulation cabin signals into many CAN-bus nodes by kinds and positional distributions. The design method of hardware and software was described. The practice indicates that the cabin system based on CAN-bus for Flight Simulator has strong reliability, practicability, extensibility, reduction in development time and high ratio of performance to price etc.

【Key words】CAN bus; Flight Simulator; Cabin system; Simulation and controlling

0 引言

随着飞行仿真技术的发展，现代飞行模拟训练的独特功能和巨大效益使其成为逐渐实现质量、素质建军的一种重要手段和武器装备研制的重要内容。飞机飞行训练模拟器主要由座舱系统、振动抖动系统、视景系统、仿真解算系统、评分数据库管理系统、音响系统、教员控制台系统和网络通信接口系统组成。座舱系统作为飞行模拟器的重要组成部分，由于它所采集的信号种类繁多、数量庞大，同时控制对象又比较复杂、并且各个对象、信号是并行、独立地工作，因此如果采用传统的集散式数据管理方式，就需要专门的数据采集卡和运动控制接口卡，采用多条并行信号线，布线繁琐，整套系统就会显得臃肿，设备维修、维护也相当困难，严重影响飞行模拟器的可靠性、稳定性和可扩展性等重要指标。本文所讨论的某型飞机飞行训练模拟器座舱系统采用CAN总线控制技术代替传统的集散式控制系统，实践证明：基于CAN总线系统设计具有结构简单、可靠性高、功能强大、扩展性好的突出优点。

1 引言

CAN总线是德国BOSCH公司80年代初为解决现代汽车中众多的控制与测试仪器之间的数据交换而开发的一种串行数据通信协议，它是一种多主总线，通信介质可以是双绞线、同轴电缆或光导纤维。通信速率可达1.25Mbps，波特率低于5Kbps时通信距离可长达10Km。它的出现为分布式控制系统实现各节点之间实时、可靠的数据通信提供了强有力的技术支持[1]。

在目前常用的工业现场总线中，CAN总线是最早具有国际标准的现场总线。同时在所有现场总线中，CAN总线具有实时性好、抗干扰性和可靠性高、机制灵活和易于扩充等优点。另外，由于CAN总线特有的非破坏性的总线竞争仲裁方式，使其具有比其它总线更明显的优势[2]。

2 座舱系统的模拟与设计

本文所讨论的某型飞机飞行模拟器座舱系统采用与飞机实际座舱尺寸1∶1的比例进行仿真，其设计内容主要包括以下几个方面：操纵系统、操纵负荷系统、指示系统和仪表系统。各系统的功能分别集中于一个CAN总线的控制节点上来实现，上位机是一台工业控制计算机，主要负责对各节点的控制和飞行动力学方程的解算，从而形成一个完整的控制网络[3]。系统结构框图如图1所示。

操纵系统

该型飞机操纵系统的操纵设备主要有驾驶杆、脚蹬（方向舵）、油门、刹车、变距、鱼鳞片、升降舵调整片、冷气瓶旋钮、高度预选器旋钮和相关开关、电门等。飞行员通过操纵系统可实现对飞机的操纵控制，操纵系统主要完成对模拟器内部各信号的采集工作，同时转换为计算机可识别的信号，发送到上位机。该型飞机操纵系统的操纵设备主要有驾驶杆、脚蹬（方向舵）、油门、刹车、变距、鱼鳞片、升降舵调整片、冷气瓶旋钮、高度预选器旋钮和相关开关、电门等。飞行员通过操纵系统可实现对飞机的操纵控制，操纵系统主要完成对模拟器内部各信号的采集工作，同时转换为计算机可识别的信号，发送到上位机。

根据所采集信号的类别，操纵设备又可分为模拟量操纵设备和开关量操纵设备。操纵系统设计实现是：驾驶杆俯仰、倾斜、方向舵、油门、刹车、变距选用直滑电位器；冷气瓶旋钮、应急放起落架旋钮、鱼鳞片、升降舵调整片、选用旋转电位器；高度预选器旋钮、地平仪俯仰零位选用微型电位器。飞行员的模拟操纵量（行程或转角），通过机械传动装置转换成电位器电刷行程，在经电位器电刷将电压值送到A/D模块进行模/数转换。开关量设备通过I/O模块对座舱内各各电门位置和按钮状态采样。传感器电源采用稳压电源单独供电，传输线采用屏蔽线。根据所采集信号的类别，操纵设备又可分为模拟量操纵设备和开关量操纵设备。操纵系统设计实现是：驾驶杆俯仰、倾斜、方向舵、油门、刹车、变距选用直滑电位器；冷气瓶旋钮、应急放起落架旋钮、鱼鳞片、升降舵调整片、选用旋转电位器；高度预选器旋钮、地平仪俯仰零位选用微型电位器。飞行员的模拟操纵量（行程或转角），通过机械传动装置转换成电位器电刷行程，在经电位器电刷将电压值送到A/D模块进行模/数转换。开关量设备通过I/O模块对座舱内各各电门位置和按钮状态采样。传感器电源采用稳压电源单独供电，传输线采用屏蔽线。

上位机通过飞行动力学方程及相关的数学模型解算形成各种控制信号，控制其它系统工作，完成飞行模拟仿真过程。

仪表系统

仪表系统为飞行员提供飞机的航向、姿态、速度及发动机工作状态等信息。其核心部件为多个基于CAN总线的步进电机控制器（仪表控制器），通过控制步进电机带动指针转动来模拟飞机实装仪表的指示。

本文所设计的仪表控制器最大工作频率为25KHz，每次可输入最大步长为32000步。为了实现表针上电、复位及掉电时的自动归零，我们外接了接近开关作为位置传感器。本控制器通过接收上位机的指令，实现对仪表指针转动方向、频率和角度的控制。

操纵负载系统

操纵负荷系统为飞行员提供逼真的操纵感觉。本文所研究的操纵负荷系统主要是指杆力模拟系统，为飞行员提供驾驶杆纵向和横向的操纵感觉，其核心部件为一个基于CAN总线的力矩电机控制器，可实现力梯度系数、阻尼系数和杆中立位置三个参数的控制。

指示系统

指示系统是由开关量输出控制模块和座舱仪表板上的一些指示灯、警告信号灯、数码管等设备组成，这部分设备的控制信号经上位机逻辑解算后得出，然后由单片机控制，其中数码管显示采用静态显示，指示灯和警告信号灯控制根据电压及电流特性进行驱动。

3 关键技术

仪表控制器的硬件设计

座舱系统的硬件设计主要是指模拟信号采集模块、开关信号采集模块、开关信号输出模块、力矩电机控制器和仪表控制器等CAN总线节点的硬件设计。本文仅以仪表控制器为例介绍CAN总线节点的硬件设计方法。

仪表控制器的硬件部分主要是指节点微处理器与CAN总线通信控制器之间的接口电路、CAN总线通信控制器与收发器之间的接口电路[4]以及微处理器与步进电机驱动器之间的接口电路设计。仪表控制器与总线连接框图以及仪表控制器结构电路图分别如图2和图3所示。

本文所设计的仪表控制器所采用的通信控制器为SJA1000，主要完成CAN的通讯协议，实现报文的装配和拆分、接收信息的过滤和校验等；总线收发器为PCA82C250，实现CAN控制器和通讯线路的物理连接，提高CAN总线的驱动能力和可靠性；微处理器为80C51单片机。SJA1000不直接与总线连接，是因为SJA1000的总线驱动能力有限，中间需经CAN收发器和总线连接。

采用SJA1000作为CAN通信控制器，有以下特点：SJA1000是独立CAN通信控制器，它是PHILIPS公司的PCA82C200CAN控制器的替代产品，SJA1000具有BasicCAN和PeliCAN二种工作方式，PeliCAN工作方式支持具有很多新特性的CAN2.0B协议。此外，SJA1000可连接各种微控制器接口，并具有总线访问优先权控制、强有力的错误处理能力、无损结构的逐位仲裁等特性。[5]

仪表控制器软件设计

仪表控制器的软件设计主要包括主程序（系统初始化、任务调度等）、SJA1000初始化子程序、数据发送子程序和数据接收子程序[6]、步进电机控制子程序。主程序流程图如图4所示。

SJA1000的初始化只有在复位模式下才可以进行。主要包括工作方式的设置、接收滤波方式的设置、接收屏蔽寄存器（AMR）和接收代码寄存器（ACR）的设置、波特率参数设置和中断允许寄存器（IER）的设置等。在完成SJA1000的初始化设置以后，SJA1000回到工作状态进行正常的通信任务。数据接收子程序负责节点报文的接收及处理总线脱离、错误报警、接收溢出等情况，SJA1000报文的接收采取中断控制方式。

操纵负荷系统设计

操纵负荷系统中脚蹬力矩由于在空中随速度、高度等的变化不明显，因而采用弹簧来模拟。所以，飞行员的操纵负荷感觉主要取决于操纵驾驶杆的感觉，操纵负荷系统也就变为驾驶杆力模拟系统。

驾驶杆操纵负荷模拟系统为飞行员提供驾驶杆纵向/横向操纵操纵感觉。杆力模拟系统采用力矩电机输出，通过控制器和相应的测距、限位、传动机构使作用在驾驶杆上的操纵力与飞机当前的速度、高度及飞行姿态相匹配，从而使飞行员获得飞行过程中相应的驾驶杆操纵感觉。

力矩电机的控制原理是通过CAN总线接口输出三个控制参数，一是力梯度系数，二是阻尼系数，三是调整片位置。前两个参数经过控制器输出后控制力矩电机输出力矩大小，第三个参数通过设置调整片位置来控制调整驾驶杆中立位置。在该控制器下工作的力矩电机完全能够模拟驾驶杆操纵负荷感觉。系统控制原理如图5所示。

杆力梯度主要来源于升降舵上的气动力，升降舵上的力矩与升降舵上的轴位置、升降舵面积、动压及舵偏角有关。力矩的变化主要是受到动压及舵偏角的影响，所以影响杆力的因素主要是动压及舵偏角，可用下式表示力的大小：

（1）

其中k1为杆力调整系数，q为动压, 为舵偏角量。

升降舵调整片的主要目的是为了配平杆力。在杆中立点处杆力为零，通过调整片来调整杆中立点的位置可在不改变杆位移的条件下使杆力配平为零，所以杆力梯度总表达式为：

（2）

其k2舵偏角调整系数， 为调整片偏转量。

杆的阻尼主要来自三个方面，机械间固有的摩擦，机械固件的惯性，以及升降舵上下偏转时的气动摩擦。那么阻尼表达式为：

（3）

其中 为机械间的摩擦力，k3、k4分别为惯性量及气动摩擦调整系数，t为时间量， 为飞机的速度。

将杆力梯度和阻尼的值送给力矩电机控制器，就可以控制杆力的大小。在调整时，通过调节杆力梯度和阻尼系数来适应飞行员的操纵感觉。

4 结束语

采用CAN总线技术实现飞行模拟器座舱系统，可大大简化飞行模拟器的研制工艺，也提高了系统的可靠性。同时，通过调整软件就可以适应不同机型飞行模拟器的研制需求，因而具有广泛的推广价值。应用实践证明，该系统通信可靠、性能稳定，仿真程度高，完全适合飞行训练的需要。

参考文献[参考资料]

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模拟飞行篇4

关键词： C波段无线网； 模拟飞行； 遥测传输； 双向传输

中图分类号： TN926?34 文献标识码： A 文章编号： 1004?373X（2016）09?0117?04

Abstract： To solve the current contradiction between telemetry frequency resource shortage and increasing flight test demand， the C?band wireless network technology is researched. On the basis of comparing the characteristics of IRIG 106 Telemetry Standard and iNET Telemetry Network Standard， the simulation flight video telemetry transmission technology scheme based on C?band wireless network is proposed according to iNET Telemetry Network Standard to realize the two?way transmission in C?band. The key devices of the network transceiver in C?band， LNA and power amplifier are increased to realize the two?way transmission of C?band network data， which can greatly improve the transmission rate of telemetry data， and alleviate the current situation of the telemetry frequency resource shortage.

Keywords： C?band wireless network； flight simulation； telemetry transmission； two?way transmission

0 引 言

如今，无论是在国外还是在国内，遥测在航空、航天以及军工等领域都发挥着重要的作用，它是获取试验数据、保证试验顺利进行、确保试验安全的重要手段之一。而遥测标准则是遥测设备设计和改进的准则，相同遥测标准的应用实施，可以保证不同试验设备的兼容，做到遥测频谱资源的有效利用，并且可以避免干扰。

试验模拟飞行的机载测试视频传输技术，一直是作为国内外航空飞行领域的核心技术而存在。在过去很长一段时间内，国际间的飞行试验一直都采用美国的IRIG 106遥测标准，利用S或L波段无线网进行PCM（Pulse Code Modulation）格式数据的遥测传输。经过多年的实践发现，IRIG 106遥测标准技术繁杂，实验的价格花费昂贵，并且传输速率受到极大的限制，经济性和实用性差，难以满足试验模拟飞行机载测试视频的传输发展要求。近年来，随着无线通信技术的快速发展，模拟飞行试验遥测传输网络化趋势愈发明显，“增强遥测综合网”（Integrated Network Enhanced Telemetry，iNET）概念的提出，明确了这一趋势，本文依据iNET概念及标准开展了相关研究。

1 两个遥测标准的对比

1.1 IRIG 106遥测标准

2001年，IRIG把IRIG 106遥测标准分成传统的遥测标准和遥测网络两个部分。传统的遥测标准概括了许多信息和多年的遥测标准；遥测网络则是结合目前的技术和模式变革，力图制定一个新的遥测网络领域的标准。

到了2004年，IRIG 106标准中新增了SOQPSK和CPM两种调制方式。SOQPSK调制方式是异型偏移四相相移键控调制方式，它是在OQPSK的基础上进一步升级，使其具有了特别出色的频谱效率和恒包络特性，无论在军用还是民用领域都发挥着巨大的作用，是美军标中的一种常用的高效率恒包络调制方式，并且它自身具有极好的频谱效率，带宽优于传输位速率的0.78倍，被广泛地应用于民用无线通信领域中。CPM调制方式目前还在发展中，该调制方式具有更为优秀的频谱效率，带宽则是传输位速率的0.56倍。

1.2 iNET遥测网络标准

2004年10月，美国启动了iNET项目开发计划，该项目具有明确的发展目标，致力于评估范围内和各类试验的遥测系统的升级换代，完善这些系统的网络结构，为此制定出一种可行的技术标准。

随着时间的推移，iNET项目不断取得新成果。2009年12月iNET标准的航空推荐或试用版，即V0.5版，这一版本的iNET标准包括了测试标准、系统管理标准、RF网络单元标准和元数据标准。这个项目不断发展，开始有越来越多的方面参与，其中包括了设备的用户以及供应商，符合本项目标准的遥测设备也开始井喷式出现，大有超过前标准的趋势。

随着试验环境的逐步升级以及现代航空模拟飞行试验规模的不断扩大，对遥测的标准要求越来越高，比如要规范服务质量，及时调整测试系统，对于实验进行灵活的管理，提高遥测范围和遥测通信的能力，进而使得传输活动公平合理，实验周期短且效率高，并且多个实验对象间的通信、远距离区域和实验对象的访问交流能力的提高实现了动态频谱资源共享，满足了动态遥测资源的多方面需求，加快了iNET遥测网络系统的体系结构建设。

1.3 比较

IRIG 106遥测标准是一个优秀的、成功的标准。它的传输方式是点到点的单向串行传输，具有坚实的可靠性和实时性等技术特点。IRIG 106遥测标准从提出到成熟，经历了多次的修改、不断地补充，在这一系列的完善措施下，使其在不同的时期都能适应满足不同飞行的试验需求。然而，随着科学技术的发展，遥测需求和飞行试验模式进行了巨大的发展变革，IRIG 106遥测标准的问题开始慢慢凸显出来，这些问题中比较突出的问题主要有单向性、频谱资源利用率低等，这些问题和矛盾极大地限制了IRIG 106遥测标准的进一步发展和创新。另一方面，IRIG 106遥测标准自身的机构体系繁琐，不灵活也影响了使用成熟技术、标准来降低自身成本的发展道路，使得该标准更加不能应对技术的发展和装备采购置办程序的改变。

而iNET遥测网络标准是在传统PCM遥测链路上进行了发展和创新，在链路外新增了上下行的双向无线网络链路，使得遥测系统本身兼具串行PCM下行功能和遥测数据的上下行功能，而且遥测传输是在宽带、双向RF网络基础上的一种遥测传输能力具有实时性和准确性，数据错误具有恢复能力、动态频谱资源具有管理能力的一种可动态组网的遥测网络系统，可以实现飞行试验遥测系统的网络化和空地一体化。

IRIG 106和iNET遥测网络标准主要技术属性的对比如表1所示。

2 C波段无线网的遥测传输

iNET标准是在传统的PCM遥测链路外新增上下行的双向无线网络链路，进而使遥测系统既能具有串行PCM下行功能，也可以具有遥测数据的上下行功能，实现了飞行试验遥测系统的网络化和空地一体化。本研究中通过增加C波段网络收/发器、LNA和功放等关键设备，实现C波段网络数据的双向传输，地面站C波段无线网络数据传输原理框图如图1所示。

LNA模块安装在接近馈源端口位置，减小馈源输出和功放接口间的馈缆损耗能直接降低系统的噪声系数。如果馈缆损耗由1 dB降低至0.5 dB，那么整个系统的噪声系数就变好0.5 dB，即最小接收灵敏度提高了0.5 dB，也相当于间接增大信号的覆盖范围。LNA盒安装在馈源盒顶部，并通过低损射频馈缆与C波段馈源联接，最大限度缩短该射频馈缆长度，能够提高系统灵敏度。将无线网络收发器和功放安装在天线底座内，高速数据汇流环的上方，通过高速数据汇流环实现高速网络数据的通信，可以减少电缆传输的损耗，提高宽带双向链路的灵敏度。

3 技术实现方案

机载和地面两部分组成了C波段无线网的模拟飞行视频遥测传输技术方案。机载部分由数据采集器、图像采集器、C波段无线网网桥、功放和天线等部分组成，其中数据、图像采集器具有网络输出功能；地面部分由定向的天线、无线网网桥、数据处理服务器以及各个工作站等设备组成。技术实现方案框图如图2所示。

基于C波段无线网的模拟飞行视频遥测传输技术方案的设计理念是依据PCM遥测系统，然后引入成熟的商用网络技术，进而使模拟飞行视频遥测传输系统向着网络化的方向发展，它极大地提高了遥测传输带宽。单向无线网数据传输的带宽为5 MB/s，范围为方圆200 km，可以满足模拟飞行视频遥测传输的需要，然而双向无线网则更为方便快捷，它可以让远距离的试验机和地面站实现长远范围内的双向通信，使得模拟飞行从单一实验慢慢发展为天空和地面协同一体的模式。基于C波段无线网的模拟飞行视频遥测传输技术方案在传统PCM的基础上新增加了上下行的双向无线网络链路，使得该模拟飞行视频遥测传输系统得到了进一步的发展创新，它既有串行功能，也具有遥测视频上下传输的功能。

图2所示的基于C波段无线网的模拟飞行视频遥测传输技术方案其实就是一个计算机网络系统，它与通常意义的无线网系统一样，都是简单的点到点的传输。但它与通常的无线网也有许多的不同之处，主要有三点：一是修正了协议，基于C波段无线网的模拟飞行视频遥测传输技术方案对无线网桥和UDP协议进行了修改；二是增加了一个功放，仔细观察基于C波段无线网的模拟飞行视频遥测传输技术方案可以看到，为保证传输的距离，在机载C波段无线网网桥后安装了一个功率放大器，而发射天线使用的是C波段机载遥测发射天线，地面接收部分也更换成C波段无线网高增益的定向天线；三是工作频段使用C波段无线网。

图2所示方案与IRIG 106遥测传输系统从遥测系统的角度来看，最显著的差别在于：数据没有使用PCM格式，因而数据和图像采集器就不需要进行PCM编码的输出，地面接收和地面站也不需要安装价格昂贵的PCM前端设备，降低了成本，模拟飞行视频遥测数据格式符合网络标准，仅仅使用通用的计算机网络和一些专用数据处理软件，就能实现模拟飞行视频数据和多路视频图像的远距离传输和处理。

4 关键技术

要实现试验机高速飞行时与地面站的无线网数据传输，必须解决以下关键技术：

（1） 带宽问题。双向的无线网络设备可以采用扩频通信技术，采取直序扩频调制技术，把频带分成许多的通信信道，每一个信道带宽为22 MHz。进行硬件优化瘦身，除去现有产品中适应多种无线网协议的功能，提升射频模块自身的选频功能，把有限的硬件资源充分地发挥在协议上。另一方面，要提升软件的控制功能，例如网络数据包长度控制和信标帧间隔控制等。

（2） 天线跟踪问题。双向无线网工作频段选择的是C波段，IRIG 106遥测标准选择的是S波段，这两者之间是可以兼容的。因此，可以把双向无线网接收天线安装在PCM遥测跟踪天线上，进而利用PCM遥测跟踪伺服系统实现地面无线网天线对试验机的跟踪。

（3） 双向传输问题。由于C波段无线网是双向的，接收端在UDP方式下要向发送端提交发送数据请求和收到数据的情况信息，因此也是双向的。但是在物理链路上不支持双向传输情况，要真正实现双向传输，就必须对UDP协议进行相应的改变和修改。在UDP协议进行修改后的试验和测试表明，其可以真正地实现双向传输。

5 结 论

综上所述，基于C波段无线网的模拟飞行视频遥测传输技术，通过在地面的多次试验和多次空中模拟飞行，证实其在技术上是可行的，而且该模拟飞行视频遥测传输方案的传输速率和距离等主要技术指标也完全可以达到实用的技术要求，另外，在工程化的应用中发现的技术壁垒也可以解决。

基于C波段无线网的模拟飞行视频遥测传输技术为模拟飞行机载测试数据和视频图像的远距离传输的发展起到了巨大的推动作用，具有里程碑式的意义。和传统的PCM遥测传输技术方案相比，基于C波段无线网的模拟飞行视频遥测传输方案的设备可以大大的“瘦身”，从而极大地降低了试验的成本，这样可以更加有力于模拟飞行试验的展开，尤其对一些大型运输机和机上已经配备了网络数据系统的飞机模拟飞行试验机载测试数据和图像的传输更加有利，为其提供了更为便捷的服务。同时，更加振奋人心的是同频点、多点到一点的传输方式在试验中已经证实是可以实现的，这让单频点、实现多架飞机试飞数据的同时传输看到了希望的曙光。笔者相信，随着基于C波段无线网的模拟飞行视频遥测传输技术的进一步工程化，将有利于推动新的飞行试验遥测传输体系和标准的诞生，为未来新机模拟飞行试验提供全新的频段，这一套技术方案具有广阔的应用前景，也必将为未来的新机产生带来巨大的经济与社会效益。

另外，网络技术在各个领域都起着关键的主导作用，同样对于新机的模拟飞行试验也是如此。

在地面，实现了遥测数据处理系统的网络化，机载测试系统也一定会朝着这一网络化趋势去发展，网络化是机载测试数据和视频图像到地面传输的必然要求，是大势所趋，是科技发展的必然要求。随着近年来经济的快速发展，人们的需求也快速扩张，遥测频率资源被占用是发展的必然结果，这些情况虽然对科研试飞任务带来了不利影响，但也是提高技术效率、提升频率资源利用率的一个关键时期。投入力量来重新的规范遥测系统资源，自主研发遥测系统的技术设备，改进原有系统的不足，并实现系统设备的国产化替代，为提高测试能力提供支持。

参考文献

[1] Telemetry Group Range Commanders Council. Document 106?09 part I： telemetry standard： IRIG 106?09 [S]. New Mexico： Range Commanders Council， 2009.

[2] Telemetry Group Range Commanders Council. Document 106?07 part II： telemetry networks： IRIG 106?07 [S]. New Mexico： Range Commanders Council， 2007.

[3] 宋政斌，王伟，权永刚.无线网在飞行试验遥测传输中的研究与应用[J].计算机测量与控制，2012，20（1）：153?154.

[4] 张俊民，袁炳南，白效贤.iNET的技术框架和应用前景[J].测控技术，2010，29（11）：15?17.

[5] 国防科学技术工业委员会.GJB 21.1B?2006 遥测标准第1部分：无线电信道[S].北京：国防科学技术工业委员会，2007.

[6] 中国人民总装备部军事训练教材编辑工作委员会.无线电遥测遥控（上册）[M].北京：国防工业出版社，2001.

[7] 袁炳南，霍朝晖，白效贤.新一代遥测网络系统：TmNS[J].测控技术，2010，29（11）：18?21.

模拟飞行篇5

关键词 培训；仿真；可视化；平台

中图分类号：V217 文献标识码：A 文章编号：1671-7597（2014）07-0055-03

1 基本概述

近年来，随着我国综合国力的提升，在世界多极格局中扮演着越来越重要的角色。建设现代化军队，首当其冲的就是各军兵种装备和人才能力的提升，其中试飞员和指挥员的培训任务更是为重中之重。因此开展针对某型飞机的飞行模拟技术开展研究，具有非常重要的意义。

某型机飞行试验模拟系统建设主要满足试飞员和指挥员的培训任务、试飞关键技术研究和演示验证以及仿真模型验证等方面。其中，试飞培训主要针对该型机试飞员、指挥员和试飞工程师的培训，以提高参试人员的理论、技术水准和技术熟练度，增强试飞信心和试飞安全；试飞关键技术研究与验证主要针对该型机飞行试验所特有的困难和风险进行研究，以提高飞行试验的效率，减小试飞风险，加快试飞进度；仿真模型的验证将是以后空、海军试飞员地面模拟训练的重要保障。

2 模拟仿真系统组建原理

2.1 模拟仿真系统组建基本构架

该型机的飞行仿真系统主要包括：指挥引导仿真平台、飞行仿真器、实时网络与信息处理等。由于以上各部分内容算法复杂，因此将其分为子模块，通过光纤与主仿真器进行数据交互。具体示意图如图1所示。

图1 某型机模拟器结构示意图

2.2 其他关键仿真系统组成

在一个逼真的仿真系统环境中，还需要其他关键仿真模块的组成，主要包括模拟座舱模块、人感操纵系统模块、仿真视景模块等[1]。这些仿真模块的好坏，直接决定着整个仿真系统的逼真程度。因此，对每个模块都有着较高的指标要求。

例如人感操纵系统模块主要实现主操纵系统（纵向、横向、航向的三通道操纵）的操纵力/位移特性，采用电动人感系统实现，由三信道电动人感系统、配套杆系和操纵加载系统软件组成。结合目前国内通用模拟器使用要求，具体实现指标如下。

1）提供光滑、平稳的力感觉。

2）可进行操纵系统启动力、死区、阻尼比、摩擦力、最大操纵力、最大操纵速度、最大操纵位移的调节，调节范围满足飞机操纵系统的技术指针要求。

3）频率响应：50 Hz～100 Hz。

4）最大时间延迟不大于60 ms。

5）噪声幅值不大于20 dB。

6）系统精度：小于1%满量程。

3 模拟器组建方法

如图1所示，该型机模拟仿真系统的组建包括指挥引导仿真平台、飞行仿真器、实时网络与信息交互系统三部分构成，而指挥引导仿真平台包括着陆指挥员模拟系统、起飞指挥模拟系统、塔台飞行指挥模拟系统。

3.1 指挥引导仿真平台的组建

作为某型飞机整个飞行全过程来说，起飞和着陆阶段是风险率最高的，因此该飞机的起飞和着陆的指挥过程训练和引导方法的模拟验证也是模拟仿真系统的重要组成部分[2]。

3.1.1 起飞指挥模拟系统

起飞指挥模拟系统主要服务于起飞指挥员，同时兼顾起飞指挥员助理、起飞观察员、机械师等现场人员操纵流程显示。起飞指挥视景模拟同时以动画形式实现相应的机务活动、勤务保障、引导员手势、轮挡收放等内容。起飞指挥模拟系统主要包括以下方面。

1）起飞指挥视景模拟系统。起飞指挥视景模拟采用两信道大屏幕显示方式实现。显示内容主要为起飞指挥员处的目视起降环境，同时也根据需求切换成指挥员关心的视角。

2）起飞指挥控制台。主要实现起飞指挥员处的信息显示和操纵环境，以及起飞过程的程序设置、指令控制等。

3）起飞指挥信息观察和控制软件。软件模拟起飞指挥处的显示接口和指挥操纵逻辑过程。

3.1.2 着陆指挥模拟系统

着陆指挥模拟系统主要包括逼真的视景模拟系统、仿真的着陆指挥控制台以及相应的观察和控制软件。

1）着陆指挥视景模拟系统。着陆指挥视景模拟采用两信道大屏幕显示方式实现，显示内容为跑道端头处的目视起降环境。

2）着陆指挥控制台。该控制台主要实现与真实着陆指挥员一致的信息显示和操纵环境。

3）着陆指挥官信息观察和控制软件。使用软件编程模拟着陆指挥官的显示接口和指挥操纵逻辑过程，该软件要求能够使着陆指挥官至少能够从3视角观测飞机着陆状态，以更好的评判飞机的着陆姿态。

3.1.3 塔台飞行指挥模拟系统

在一个全系统的飞行仿真模拟系统中，塔台的飞行模拟主要用于塔台主指挥员、副指挥员、领航员的模拟操纵[3]。塔台飞行指挥模拟系统主要包括以下方面。

1）塔台飞行指挥视景模拟系统。塔台飞行指挥视景模拟采用两信道大屏幕显示方式实现。显示内容为塔台指挥员处的目视起降环境，采用平面地图技术模拟800千米*800千米，150：1的机场骤变平面地图。

2）塔台飞行指挥控制台。主要实现飞行指挥员和领航员席位的信息显示和操纵环境，包括塔台飞行指挥控制台体，飞行指挥员和领航员控制台电脑、信息显示设备、控制和转换设备等。

3）塔台飞行指挥员/领航员信息观察和控制软件。软件模拟塔台飞行指挥员/领航员的显示接口和指挥操纵逻辑过程。

3.2 飞行仿真器的组建

飞行仿真器的组建主要包括：运动台体的组建、视景仿真系统、飞行仿真软件等。

3.2.1 运动台体的组建

为了整个飞行仿真系统的逼真性，运动台体采用了六自由度的电动运动平台。运动系统的控制主要在控制台上进行，控制指令首先通过反射内存网发送给运动系统通讯软件，再由该计算机通过以太网发送给运动系统内部的实时控制计算机。值得一提的是，在座舱左操纵台后部设有系统应急切断开关，供试飞员在紧急情况下使系统停止运动并安全落下[4]。

另外，六自由度运动系统一般需要根据该型机的座舱和视景系统等的不同，设计和加装内部运动系统，保证各模拟系统的结构不变形。

3.2.2 视景仿真系统

视景仿真系统是飞行仿真系统面对试飞员最直接的窗口，各系统地优劣、故障，都将在第一时间通过视景系统传输给试飞员。因此视景仿真系统地逼真与否，直接影响到该仿真系统的成败。

视景仿真系统由虚像显示系统、图像生成系统、投影系统、视景数据库及视景开发软件等几部分组成[5]。由于视景仿真系统的搭建在业内来说技术都是通用的，篇幅所限不再赘述各部分的组成。具体视景仿真系统的指标如下。

1）视场角：水平不小于170°，垂直不小于45°（上视25°、下视20°）。

2）图像：亮度5000 ANSI lumens（+/-10%）；覆盖整个屏幕的90%亮度一致。

3）对比度：450-600：1 ANSI，1600-2000：1全视域。

4）分辨率和刷新率：真实的SXGA分辨率，不小于1280×1024。

5）球面镜半径：3000 mm。

6）成像距离：>8500 mm。

7）显示信道：3通道。

3.2.3 飞行仿真软件

飞行仿真软件是整个仿真系统的核心，模拟器除开硬件要素外，飞行仿真软件设计的优劣直接影响到整个模拟器的操纵品质。飞行仿真软件主要包括：动力装置仿真系统；飞控仿真系统；综合航电仿真系统；机电功能仿真系统；特情仿真系统。以上系统的实现均以特定飞行模型为基础，采用数学计算模拟，通过C/C++编程形成软件，对特定系统进行模拟[6]。例如动力装置仿真系统，其中一项功能便是根据油门杆位置和当前飞行状态，实时计算出发动机的推力、转速、喷口温度及发动机工作状态等飞机全包线内的数据。

3.3 计算机网络通信模块

随着网络通讯技术的高速发展，国内外实现网络通讯的方法有很多。在综合性能、成本、排故难度等多方面因素后，在此提出以以太网和反射内存网共组网路的方法。该方法在满足模拟系统延迟小于80ms的基础上，还具有搭建简单、成本低廉、故障定位迅速等优点。现简单介绍其原理：

1）在主计算机和主要节点计算机（航电、接口、视景主机等）之间采用实时反射内存网进行通讯，其余计算机之间采用以太网进行通讯。

2）除反射内存网外，所有计算机还通过以太网连接在一起。以太网主要用于系统控制管理、维护、监控以及档的传输与共享，同时也用于视景节点与视景IG计算机之间的数据通讯。

3）网络通讯和调度软件充分考虑各节点的具体情况，自动适应各节点的要求，如相互依赖关系，运行次序等。网络通讯软件统一定义反射内存网上传输的数据结构，并规定各数据结构的地址，网络通讯软件提供通用的数据读写接口函数。网络通讯软件为系统控制节点提供反射内存网自检、节点运行状态等监控信息，同时还提供指令发送接口函数，实现系统控制软件对整个系统的运行控制。

4 模拟仿真系统的验证

1）仿真器验证方法。为保证仿真系统逼真度，确保飞行模拟训练的有效性，仿真器测试主要依据我国国军标模拟器相关条例、并参考GB/T 15025-94、CCAR60部、IATA（国际航空运输协会）等仿真器鉴定标准展开，验证流程如图2所示。

图2 试飞仿真器试飞验证流程

2）飞行仿真模型的飞行校验。仿真器的飞行仿真模型的试飞校验过程如图3所示。

3）飞行模拟的效验结果。仿真器模拟的是否逼真，主要是通过同条件下的试飞校验来考核的，经过飞行的数次迭代后，最终仿真器的模拟达到了设计指标。由于篇幅所限，在此只给出飞行控制系统模型偏航信道、俯仰信道和滚转信道控制律的校验结果。

从图4、5、6中可以看出，仿真模型数据和试飞数据基本吻合，且在2°容差范围内，具有较好的模拟性。

5 结束语

目前该型模拟器已经应用于试飞员的模拟飞行、指挥员的

模拟操纵培训等方面，对试飞员的培训业务起到了极大的推动作用，获得了个方面的一致好评。但由于本文篇幅所限，部分关键技术的原理、仿真数学模型的建立过程没有列举。同时，该型模拟器虽然已经有了实际工程应用，但与国外的先进模拟器还存在一定的差距，这也是笔者后续继续研究的方向。

图3 飞行仿真模型试飞校核、验证过程

图4 偏航通道的试飞校验结果

图5 俯仰通道的试飞校验结果

图6 滚转通道的试飞校验结果

参考文献

[1]王黎静，袁修王.飞机座舱设计人机工效评价探讨[J].中国安全科学学报，2002（02）.

[2]Schnell，T.Ellis， K.Etherington，T.Flight simulator evaluation of an integrated synthetic and enhanced vision system for terrain avoidance， Digital Avionics Systems Conference， 2005. DASC 2005. The 24th， Volume 1，Issue，30 Oct.-3 Nov.2005 Page（s）：4.E.4-41-18 Vol.1.

[3]叶文，姜文志，马登武，刘博.航路规划关键技术研究[J].烟台大学学报，2006（19）.

[4]王睿，庄达民.基于动力学模型的飞行员舒适操作域研究[J].计算机仿真，2006（08）.

[5]Huss R E，Weber J W.Route Finding Using Digital Terrain Map.5th DASC，1983.

模拟飞行篇6

关键词：飞机维修；模拟训练器；维修模拟训练；培训

0 引言

飞机维修模拟训练，是指飞机维修训练是在模拟训练器/系统上进行。模拟训练装备包括模拟训练器材、模拟训练软件以及虚拟现实训练系统等。 维修模拟训练以安全、经济、可控、可多次重复、无风险、不受气候条件和场地空间限制，既能常规操作训练，又能培训处理各种事故（包括灾难性事故）的应变能力，具有训练的效率高、成本低等独特优势，一直受到各国民航维修企业的高度重视，特别是面对当前既要提高机务维修人员的维修能力又要降低培训成本的今天，世界各国民航维修企业和学校均将模拟训练视为维修训练必不可少的甚至是唯一安全、经济而有效的工具和手段，加以重点发展。

1 综合性飞机维修模拟器分类

1.1 3D 飞机维护/飞行训练器

3D 飞机维护/飞行训练器使用高分辨率的触摸屏实现飞机驾驶舱各部件的控制和显示，同时使用数据显示器显示教学数据和系统原理图，辅助学员以更为有效的方式进行学习。配备飞机设备仿真件遮光罩、侧杆、油门杆和多功能控制显示组件（MCDU）。

图1 维护/飞行训练器效果图

维护/飞行训练器能够模拟飞机的故障现象，真实反映飞机系统在正常和非正常操作条件下的驾驶舱效应。维护/飞行训练器主要由仿真软件系统、飞机设备仿真件、人机界面系统、数据显示系统、教员台系统和计算机系统组成。

1.2 基于桌面的2D 的飞机维修虚拟训练器

基于桌面的2D 的飞机维修虚拟训练器一般由一台电脑和3台显示器组成。2D 的飞机维修虚拟训练器是基于三维数字模型技术、飞机系统仿真技术、虚拟现实技术和动画交互技术，实现飞机维修训练平台。2D 的飞机维修虚拟训练器能够进行飞机功能测试、操作检查、故障分析和排除、部件识别与拆装等训练，让学员以一种安全、经济、有效的方式积极参与到课堂教学中，激发学员的学习积极性，提高教学效率。

2D 的飞机维修虚拟训练器软件部分包括虚拟驾驶舱、虚拟三维飞机、动态原理图及飞机手册加载模块，各模块之间相互交联构成统一的整体。

图2 数字化维修教学系统效果图

2 综合性飞机维修模拟器的应用现状

目前，发达国家在机务人员的培训中，已经利用高度集成的机电一体化信息通信和仿真技术，将传统的上机实际操作训练部分移植到维修模拟训练设备上来完成。采用以计算机仿真及虚拟现实技术为支撑的维护/飞行训练器、数字化维修教学系统等飞机维修模拟训练设备进行飞机维修训练，已经成为世界民用飞机维修培训发展趋势。

在国内，南方航空、中国北京空客的华欧培训中心，北京飞机维修公司和厦门的太古航空有限公司、西安飞机制造公司、中国商用飞机有限责任公司等都已经采用了上述产品用于机务人员的训练。航空院校中，中国民航大学、中国民航飞行学院、南京航空航天大学也早已购买飞机维护训练器进行维护训练。利用飞机维修模拟训练设备进行维护训练的突出优点是与现役机型同步、培训效率高、培训成本低，而且还可以很方便的模拟在真实飞机不容易做到的故障现象。

在国外，主要有加拿大Aerosim-Mechtronix、CAE 以及法国Faros三家公司生产此类维修模拟训练设备。在国内，北京蓝天航空科技有限责任公司以、天津华翼蓝天科技有限公司等企业和一些科研院校可以生产飞行训练器、维护训练器等训练器。

3 飞机维修模拟训练作用和意义

3.1 满足现役机型培训教学的需要

但目前，航空企业在机型培训中教师只能靠维护手册、图片等方式来开展，难以在学员头脑中形成生动的实物模型与维修场景，教学效果事倍功半。引入模拟训练器将虚拟驾驶舱、虚拟三维飞机、动态原理图及飞机手册展现在课堂上，相当于将飞机直接搬到课堂上。学员根据教学内容随时随地进行飞机系统功能测试、操作检查、故障分析和排除、部件识别与拆装等训练，让学员以一种安全、经济、有效的方式积极参与到课堂教学中，激发学员的学习积极性，提高教学效率。

3.2 是更新实训课程内容，提高实训实效，节约实训成本的需要

在现役飞机上开展维修训练是不现实的。维修训练只能在已经退役飞机上进行或者干脆只做课堂讲解。引入维护/飞行训练器可以大大的改变现有的实训条件。首先，实现了实训机型与现役机型同步；其次，实训可以增加测试、故障隔离等真正有用的内容。可见，使用模拟训练器可以克服当前训练教学组织困难、风险高、效果差的缺点，使长期困扰航空维修企业机务人员培训中诸如机型培训针对性差、实战性不强的老毛病得到彻底的改观。同时，由于不需要实际使用真实设备，可以大大降低实训成本。

3.3 是实现以工作过程为导向培训教学模式的需要

引进机务维修模拟训练器，模拟出飞机系统测试、发动机试车、系统状态监测和故障隔离等真实的机务维修工作场景，提高学员实际工作能力，使学员能自主的发现问题，解决问题，提高培训质量，为今后的维修一线工作打下良好的基础。

参考文献

[1]广州民航职业技术学院飞机维修训练器购置项目代可研报告 2011年7月

模拟飞行篇7

RTDynamics是Real-Time Dynamics公司的简称，成立于2004年，总部位于德国。公司主要专注机的实时动力学模型的开发，产品被广泛应用行器实时仿真、飞行训练模拟器和战术训练模拟器。

RTDynamics公司开发的同名、实时交互式飞行动力学软件，主要用于模拟高保真的、简单易用的飞行模拟器。该软件主要包括固定翼飞机静态链接库和旋转翼飞行动力学库（图1和图2）。

1.固定翼飞机数据库

FDM（flight dynamics model）是为飞行训练装备和模拟器开发的一种实时的基于C++的飞机飞行动力学软件模型。它包括各种可重构的总成模型，如机翼、机身、发动机、地面、飞行仪器、起落架及增稳系统模型。飞行状态有滑行、着陆、起飞和爬升等正常状态及有风状态的实时模拟。FDM可以在宽泛的刷新频率下运行，为了获取稳定的模拟状态，一般可达到最高100H z的刷新频率。为了获得更好的保真效果，使用较高性能的计算机可以达到1000H z的刷新频率。如果可以的话，FDM还能在实时计算机系统上运行。地面模型可借助W G S84获得完整的地形应用在固定翼数据库上。

2.旋转翼飞机数据库

这个库包含了完整的直升机飞行动力学模型，并且允许用户和开发人员根据需要重新配置飞行动力学模型，来仿真不同形式的直升机。RTDynamics公司开发了这一实时交互式、简单易用的飞行动力学软件，主要用来进行飞行训练和工程仿真。

旋转翼飞行动力学模型FDM（flight dynamics model）是一种实时直升机飞行动力学模型，用来进行飞行设备的培训和模拟器的开发。

二、飞行动力学模型（FDM）

1.固定翼飞机FDM

FDM的架构组成基于许多数学模型集合而成，如机翼、机身、发动机和着陆系统数学模型等。并且具有方便拓展功能的接口，如可方便地集成已有的增稳系统控制总成等。

FDM支持基行控制系统架构的构成，在这种架构下，不同的总成通过彼此串联起来，一个总成的输出就是另一个总成的输入。通过调整开/闭（当总成没有激活时，仅仅传递数值而不对数值进行变化）和改变配置参数，开发人员可进行不同增稳系统和自动驾驶模式的运行。默认情况下，转动阻尼器和自动配平控制器供用户使用。飞行动力学模型的配置参数定义为XML文件，通过调整配置文件用户可模拟指定飞机类型的状态。

固定翼FDM通过修改XML参数可用来模拟大型商用班机以及小型或者灵敏的喷气式战斗机，如图3。如果现有的数学模型不足以模拟飞机模型，用户可添加新的或者换掉已有的数学模型。如用户可开发一种全新的发动机模型，并替换掉默认的发动机模型。

配置文件部分内容节选如下：

Iyy=”394068.00”

Izz=”5456747.0”/>

-180.0 0.4

-175.0 0.681

-170.0 0.881

-

2.旋转翼飞机FDM

旋转翼FDM具有完整的组成架构，里面有许多数学模型彼此相互作用。如转子动量理论模型、机身模型、稳定器模型、基于起落架的刚体动力学模型、控制系统模型（如稳定升推系统）、仪表模型和陆地模型等，如图4。

旋转翼FDM转子模型使用了动量理论和简化的叶片单元理论的综合方法，模型不仅生成力和力矩还包括相关的诱导速度和风轮尾流等信息，可用在其他模型上，如机身模型来模拟干扰效果，转子模型还考虑了风和地面的效应。

机身和稳定器模型可以使用风洞实验数据。这两种模型可以和主翼及尾翼或者其他模型综合仿真干扰效果。因为旋转翼的存在，在仿真过程中必须考虑风的影响。

旋转翼FDM具有默认的发动机模型，用来模拟带有调速器的通用发动机。这就是说，为了保持恒定的转速，发动机的油门需要根据变动的载荷自动调节。当然，大部分现代直升机都装配了调速系统，另外，程序也留有相关接口，用户可以使用不同的发动机，比如油门由飞行员控制。

旋转翼FDM有一套飞行控制架构，这一结构允许各种不同总成在同一级中彼此关联，这样，一个总成的输出是另一个总成的输入。通过开/关（当某个总成没有激活时，其只进行输入量的传递而不进行任何改变，再传往其他总成）控制及配置文件修改，开发人员可进行不同升稳系统及自动驾驶模式的开发。默认情况下，还提供转动阻尼器和自动俯仰角控制器。

旋转翼FDM飞行动力学模型目前已经过UH-60和CH-53飞行数据的测试与验证（图5）。不同种类直升机的建模可以通过修改X M L格式的参数化配置文件来实现，这样不需要C++编程知识也能完成用户化的直升机建模工作。对于用户想创建自定义直升机模型来说，通过查看Data＼RotorLibFDM文件夹下的Example-GenHeli500-DesktopSim文件是一个重要的起点。

下面是部分内容节选：

Iyy=”6316”

Izz=”49888”/>

CoPY=”0.1397”

四、产品特性总结

1.计算机生成兵力库――CGF（Computer Generate Force）

主要用于无人直升机的实时动力学模型；

飞行状态的保存和加载；

确定状态模拟；

无人机高级飞行特技命令；

无人机低级飞行特技命令；

地形轮廓跟踪能力；

模型和控制系统采用可修改二进制格式保存（XML）；

用户自定义飞行动作；

开放灵活的C++ API。

2.飞行动力学模型库――FDM（FlightDynamics Model）

主要用行设备训练、模拟器开发以及工程仿真；

高度逼真的直升机仿真模型；

模型和控制系统采用可修改二进制格式保存（XML）；

高度真实的起落架模型（刚度阻尼、转向、制动）；

飞行状态的保存和加载；

确定状态模拟；

基于动量理论的主、副旋转翼模型；

不同组件之间的气动干扰模拟；

开放灵活的C++ API。

3.RotorLibFDM for Matlab/Simulink

旋转翼FDM具有完整的组成架构，里面有许多数学模型彼此相互作用。

转子动量理论模型；

机身模型；

稳定器模型；

基于起落架的刚体动力学模型；

控制系统模型（如稳定升推系统）；

仪表模型；

陆地模型。

4.RotorLib for VR-Force

在VR-Force环境能够实现：

兼容RotorLib CGF；

兼容RotorLib FDM；

兼容VR-Force中燃料消耗和损伤模型。

5.FixedWing CGF for VR-Force

在VR-Force环境能够实现：

战略、战术仿真；

编队、依地形飞行；

逼真的地面滑行、起飞、着落；

空战飞行特技动作；

垂直起降飞机的起飞、着落、盘旋。

bat Maneuvers Library

支持近距离空中支援，包含丰富的空战特技动作。

7.主要模块

高级飞行动力学模型库（旋转翼直升机和固定翼飞机）；

驾驶员操作动力学模型库；

两大类的C++A P I程序库，分别是飞行动力学模型

库――FDM（Flight Dynamics Model）和计算机生成兵力

库――CGF（Computer Generate Force）。

五、产品应用范围

FDM具有广泛的应用范围，因为其在保真度、计算性能和飞行难度方面有很大的灵活性，因此FDM可根据不同的配置内容应用到许多不同的仿真情形中。

（1）飞行员训练。

桌面训练器；

操作程序和训练制度训练器；

有屏幕的仿真器；

任务演练；

部分任务训练；

整体飞行训练；

无人机（UAV）操作训练；

仪表飞行规则（IFR）训练；

驾驶员座舱熟悉练习。

（2）工程模拟器。

飞机系统开发；

学术研究；

无人机系统开发。

（3）娱乐应用。

娱乐模拟器；

游戏。

（4）可以仿真绝大部分通用机型。

（5）军事应用于攻击机和货物运输机。

（6）轻型、中型和重型民用机型。

模拟飞行篇8

关键词：机组告警系统 飞行模拟器 人为因素

中图分类号：V243 文献标识码：A 文章编号：1674-098X（2016）06（a）-0006-03

Abstract：The purpose of crew alerting system on civil aircraft is to attract the attention of the flight crew， to inform them of specific non-normal airplane and airplane system conditions or certain nonnormal operational events that require their awareness. Design and Verification of Crew Alerting System highly depends on human factor consideration and pilots evaluation， which can be effectively evaluated by flight simulator. The article gives research and provides advices on research on simulator verification test of crew alerting system for civil aircraft.

Key Words：Crew alerting system； Flight simulator； Human factor

民用运输类飞机应安装有机组告警系统。飞行机组告警系统的目的是吸引飞行机组的注意力，提供需要注意的特定的非正常飞机系统状态，或者特殊的非正常运行事件。飞行机组告警系统的设计依赖于系统监控的设计、以及人为因素。

该文分析了采用飞行模拟器试验方法对机组告警系统的设计进行验证的方法。首先阐述了民用飞机机组告警系统的设计考虑；其次分析了机组告警系统的验证范围和要求；然后给出了采用模拟器验证试验（MOC8）的方法，包括验证思路、故障模拟方法、验证和评估内容以及验证方法；最后给出了该研究的意义和今后的工作方向。

1 机组告警系统的设计考虑

1.1 机组告警的目的和意义

由行机组最终负责飞机的运行，在出现非正常机组操作或飞机系统非正常状态时，必须向飞行机组提供告警，以帮助飞行机组确认紧急和非正常状态，并及时正确地做出响应。以前，飞机的设计使用独立的告警灯提供告警功能，而现在告警功能已能够被集成在其他的系统，包括电子显示系统、音响或语音生成系统以及振动警告系统。

根据中国民用航空规章CCAR25§1309的要求，必须提供警告信息，向机组指出系统的不安全工作情况并能使机组采取适当的纠正动作。系统、控制器件和有关的监控与警告装置的设计必须尽量减少可能增加危险的机组失误[1]。

机载飞行机组告警的目的是吸引飞行机组的注意力，通知他们需要注意的特定的非正常飞机系统状态，或者特殊的非正常运行事件。另外，在现代告警系统中，向机组建议针对这些情况的可能的措施。

一个告警能够完成其目的的能力取决于整个告警功能的设计。这包含传感器和触发告警所需的传感条件，以及对该信息进行何种处理，包括紧急程度和分配的优先级，以及如何选择告警要素以表达分配的紧急程度。无需机组注意的条件不应生成一个告警。

1.2 机组告警的设计要素

在设计机组告警系统时，应考虑以下概念和要素[2]。

仅需要机组注意的非正常飞机系统状态和运行事件才应当作为一个告警，机组需要注意这些系统状态和运行事件用于支持机组决策并确定适当的机组响应。然而，需要提供告警的状态也取决于特定的系统和飞机设计。例如，在一个多传感器系统中的单一传感器的失效可能不会导致一个需要飞行员注意的告警状态。然而，对于一个单套传感器系统，这样的一个失效应当导致一个告警状态，并向飞行机组提供能够保证持续安全飞行和着陆的信息。

所有呈现给飞行机组的告警，必向飞行机组提供能够确定非正常运行或飞机系统状态并决定纠正措施的信息。适当的飞行机组纠正措施通常由飞机操作程序（例如，飞行手册）定义，也是飞行机组培训课程的一部分，或是基本的飞行技术。

告警系统的设计应考虑适当的要素组合，使其能够在特定的情形下有效地吸引机组的注意力，典型的要素包括：主视觉告警、视觉告警信息（包括机组告警信息和故障旗指示）、音响告警（包括语音和独特的音调）、振动或触觉信息。

其中机组告警信息的要素包括信息文本、信息等级和信息逻辑等。

使用基于逻辑的综合告警系统，以保证告警系统要素得以在时序上同步，并按照每个告警等级提供适当的告警。例如，主视觉告警的触发通常应当与主语音告警同时发生。如果使用的语音告警带有多种含义，应提供相应的视觉、振动或触觉告警，以避免任何告警状态及含义的不确定性。

应为每个告警条件确定紧急程度或优先级（警告、警戒和提示）。如果某个告警的紧急程度和优先级会由机状态、飞行阶段、系统构型等不同而不同，那么应在告警系统的设计中加以确认。

应设计一套通用的告警表现形式（例如，告警功能的布局、告警组合（音响、视觉、振动）、告警信息提供的信息和标准化的颜色和图形），并明确告警的实现形式（例如，告警信息的结构和时序）以支持告警功能。

2 机组告警系统的验证范围和要求

根据民用航空规章的要求，民用飞机机载系统需要进行适航审定，以表明对于适航规章的符合性。由于不同项目中告警功能或系统的复杂性、综合程度以及系统细节的不同，所需的适航审定可能是不同的。美国联邦航空局（FAA）建议制定审定计划以确定如何表明对规章的符合性，并建议在民用飞机项目研制早期讨论的任何机组告警设计理念和要求的可接受性，以及需要向机组提供告警的条件[3]。

FAA提出，应根据适航合格审定计划开展对告警系统的验证和评估。验证和评估应当包括对预定功能的可接受性能，如人-机接口，以及告警系统失效情况的可接受性。这些情况应反映系统预期的运行使用，验证和评估中所应包含的特定方面有[4]如下几个。

（1）告警的视觉、语音、以及触觉。

（2）从人-机集成角度满足预定功能的有效性，包括工作负荷，潜在的飞行机组错误和混淆。

（3）正常和紧急状态下的抑制逻辑，以及相关控制的可接受性。

（4）与其他系统的有效集成，可能要求测试每个特定的告警，并验证已提供了适当的程序。

（5）验证在故障模式下操作的可接受性。

（6）与其他显示和控制的兼容性，包括多个警告。

（7）保证告警系统自身不会产生虚警，或对其他系统造成干扰。

（8）针对特定的飞行阶段（例如：起飞和着陆）以及特定的飞机构型（例如：非正常襟翼和起落架）抑制告警。

根据上述验证范围要求，应对机组告警系统进行技术分析、试验室试验、模拟器验证试验和飞行试验，以表明对于适航规章的符合性。

3 机组告警系统模拟器验证试验（MOC8）方法

根据机组告警系统的验证范围和要求，可以通过适当的飞行阶段和机组来评估单个或多个告警，包括具有代表性的环境和运行条件。机组告警功能作为一个整体，其设计要素与人为因素和人机接口密切相关，因此适合在一个具有代表性的驾驶舱环境中进行评估，典型的模拟器可以用于完成对某些人为因素和工作负荷研究的评估。

3.1 验证思路

机组告警系统的验证应选用能够代表飞机真实座舱设计和功能的模拟器，应评估其逼真程度，确保与适航要求相一致，并得到适航审查方的确认。机组告警的验证范围应包括第2节中的机组告警系统设计要素、机组操作和工作负荷。对机组告警系统的验证和评估应该由具有多种背景和经验的具有代表性的飞行员团队完成。

3.2 故障模拟方法

中国民航CCAR-60飞行模拟设备的鉴定和使用规则要求[5]，飞机飞行模拟机的驾驶舱一般构型、模拟机编程、教员台、运动系统、声音系统和视景系统的功能和性能应与其所模拟的飞机具有一定的相似程度并满足飞机飞行模拟机一般要求。飞行模拟机主要部分通常包括仿真驾驶舱，提供驾驶舱真实环境和仪器操纵；计算机系统进行模型运算提供飞行数据；视景系统根据飞行数据提供真实的驾驶舱外视景，包括跑道、机场、大气环境等；运动系统控制模拟机平台的姿态，给飞行员提供姿态和加速度感受；声音系统给模拟机提供飞行中各种情况下的驾驶舱声音。

对于机组告警系统的模拟机验证试验，告警状态和条件均来源于模拟机模拟的飞机系统输入，因此飞行模拟机应可以控制所需的全部系统变量，将必需的全部紧急和非正常条件输入到模拟机，同时也可以通过控制台设定风速和风向以及地面和空中危险情况的功能。图1说明了通过模拟机控制台模拟飞机系统状态，以替代使用真实飞机系统的原理。

3.3 验证方法

机组告警系统模拟器验证和评估内容以及验证方法见表1所示。

4 研究的意义和今后的工作方向

民用飞机机组告警系统是重要的机载系统，与飞行机组的操作和航线运行安全密切相关。该文对民用飞机机组告警系统的设计考虑和适航符合性验证方法进行了分析和研究，初步阐述了通过飞行模拟器对机组告警系统进行验证的方法，为民用飞机机组告警系统的设计验证提供了有效途径。

参考文献

[1] CCAR-25-R4，运输类飞机适航标准[S].北京：中国民用航空局，2011.

[2] 姚新斌.民用飞机机组告警系统设计研究[J].科技创新导报，2012（27）：14-15.

[3] Michelle Yeh， Young Jin Jo， Colleen Donovan， et al. Human Factors Considerations in the Design and Evaluation of Flight Deck Displays and Controls [R].Washington：FAA，2013.

[4] AC25.1322-1， FLIGHT CREW ALERTING [S]. Washington：FAA，2010.