摘  要： 飛行模擬器的分系統(tǒng)建模不同于真實機載系統(tǒng)建模，它以地面件為載體，僅對座艙可見設(shè)備做實物仿真，目標是能夠覆蓋地面及空中的飛行科目和訓(xùn)練任務(wù)。因此，對于大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)必須從原理上進行建模，才可滿足與飛行模擬器其他分系統(tǒng)的數(shù)據(jù)交互，逼真地呈現(xiàn)故障、特情等現(xiàn)象。通過闡述飛行模擬器系統(tǒng)框架，了解大氣數(shù)據(jù)仿真系統(tǒng)軟件駐留及硬件驅(qū)動原理。以系統(tǒng)輸入和輸出的交聯(lián)關(guān)系整理出軟件運行流程，最后通過系統(tǒng)建模及設(shè)計實例和仿真輸出證明該仿真方法的實用性。該方法已通用于多型號的不同等級模擬器中，功能可覆蓋模擬飛行訓(xùn)練全任務(wù)要求。

　　關(guān)鍵詞： 大氣數(shù)據(jù)計算機；ADC；飛行模擬器；飛行訓(xùn)練

0 引言

　　在飛行模擬訓(xùn)練仿真領(lǐng)域，大氣數(shù)據(jù)仿真分系統(tǒng)的仿真任務(wù)是在僅有座艙可見硬件設(shè)備的仿真前提下，模擬飛機在空中的各種飛行姿態(tài)，并模擬在相應(yīng)飛行姿態(tài)下傳感器的量，并將上述模擬傳感器的量輸入給相應(yīng)的航空電子系統(tǒng)。使整個航空電子系統(tǒng)在地面實現(xiàn)“在空中”的工作。

　　該系統(tǒng)作為飛行器的主要系統(tǒng)之一，與發(fā)動機、自動控制、導(dǎo)航、火控、空中管制、顯示控制及告警系統(tǒng)等系統(tǒng)進行數(shù)據(jù)交互。其響應(yīng)特性直接影響飛行模擬訓(xùn)練設(shè)備的仿真度水準。而該系統(tǒng)作為仿真系統(tǒng)與真實機載系統(tǒng)最大的不同點就是需要通過軟件模型仿真出傳感器特性參數(shù)。因此，本文結(jié)合某飛行模擬訓(xùn)練系統(tǒng)對ADC系統(tǒng)的精細化建模過程進行描述并給予準確性論證。

1 系統(tǒng)組成

　　1.1 仿真系統(tǒng)架構(gòu)

　　通常情況下，大氣數(shù)據(jù)計算機（Atmosphere Data Computer）就是在獲得全靜壓受感器、總溫傳感器和其他參數(shù)（如迎角傳感器）輸入后，經(jīng)解算后輸出大量的大氣數(shù)據(jù)信息提供給航電火控、飛行控制等系統(tǒng)，因此通常被稱為ADC。

　　以某型飛行模擬仿真訓(xùn)練設(shè)備為例，飛行運動學(xué)、動力學(xué)、飛行控制、電源、燃油、液壓等系統(tǒng)仿真軟件與ADC系統(tǒng)同時運行在同一臺計算機中，即圖1所示模擬器主機中，并同時接受主控實時系統(tǒng)調(diào)度運行；各系統(tǒng)輸入輸出數(shù)據(jù)即主機數(shù)據(jù)通過以太網(wǎng)或內(nèi)存反射方式與接口系統(tǒng)交聯(lián)。接口計算機再通過RS422串行總線激勵機載座艙設(shè)備，完成控制、驅(qū)動及顯示。

　　1.2 信號交聯(lián)

　　空速管、總溫傳感器及攻角傳感器是大氣數(shù)據(jù)計算機的激勵數(shù)據(jù)，作為大氣計算機的原始參數(shù)傳感器輸入信息，仍需要大氣數(shù)據(jù)仿真軟件實現(xiàn)模型內(nèi)容的仿真。該系統(tǒng)與各機載仿真分系統(tǒng)交互關(guān)系如圖2所示。

　　ADC輸出的信息主要包括：氣壓高度（Hp）、相對氣壓高度（Hc）、馬赫數(shù)（M）、大氣靜溫（Ts）、校正空速（Vc）、真空速（Vt）、升降速度（Vp）、壓力比（ρr）、真攻角（?琢t）、總溫（Tt）及大氣密度比（ρ/ρ0）、ADC狀態(tài)、速壓（qc）、失速告警等。

2 仿真軟件設(shè)計實現(xiàn)

　　2.1 軟件結(jié)構(gòu)

　　依據(jù)圖2的ADC總體結(jié)構(gòu)框圖信息，軟件算法流程圖如圖3所示。

　　2.2 傳感器數(shù)據(jù)仿真模型

　　以國際標準大氣的基準數(shù)據(jù)為基礎(chǔ)，在高度32 km以內(nèi)、標準大氣條件下，上述模擬傳感器數(shù)據(jù)具體獲取方法如下：

　?。?）溫度T（K），壓強p（N/m2）和密度ρ（kg/m3）對于Hp≤11 000的情況下：

　　T=288.15-0.006 5Hp（1）

　　p=1.013 25×105（1-0.225 557×10-4Hp）5.255 88（2）

　　ρ=1.225 0（1-0.225 577×10-4Hp）4.255 88（3）

　　對于11 000 m<Hp≤20 000 m情況下：

　　T=216.65（4）

　　p=2.263 204×104exp[-1.576 885×10-4（Hp-11 000）]（5）

　　ρ=0.363 917 6exp[-1.576 885×10-4（Hp-11 000）]（6）

　　對于20 000 m<Hp≤32 000 m情況下：

　　p=5.474 879×103[1+4.615 74×10-6（Hp-20 000）]-34.163 22（7）

　　T=216.65+0.001（Hp-20 000）（8）

　　ρ=8.803 471×10-2[1+4.615 740×10-6（Hp-20 000）]-35.163 22（9）

　?。?）高度小于32 000 m的其他參數(shù)：

　　靜壓ps=p（12）

　　2.3 大氣計算機解算模型

　　在獲取到上述傳感器參數(shù)后，進入大氣計算機，進行如圖4所示的解算流程。

　　流程中各參數(shù)解算可查閱資料獲得。例如：

　　音速

　　其中，R為氣體常數(shù)。

　　可獲得馬赫。（14）

3 應(yīng)用示例

　　在項目實施過程，ADC系統(tǒng)運行在模擬器主機中，主調(diào)用程序以100 Hz為運行周期進行調(diào)用，即時間常數(shù)τ=0.01 s，依據(jù)上述仿真設(shè)計方法應(yīng)用于該實時仿真系統(tǒng)，示例如圖5所示。

　　依據(jù)上述大氣計算機獲取氣壓高度和升降速度的方法，截取在包含側(cè)風(fēng)等氣象環(huán)境下，操作某型號飛行模擬器，完成一個起降過程的高度數(shù)據(jù)信息仿真，得到如圖6~圖8所示結(jié)果。

4 結(jié)束語

　　該大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)仿真設(shè)計方法已應(yīng)用于一些型號全任務(wù)飛行模擬器和高等級模擬器中。大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)建模方法及仿真思路著眼于工程實踐及應(yīng)用，具備嚴謹性的同時完成了“空中”飛行參數(shù)的生成，包括傳感器特性的儀表驅(qū)動顯示，能滿足各等級模擬器的飛行任務(wù)訓(xùn)練要求，并達到較為逼真的人機交互顯示效果。

參考文獻

　　[1] 史國慶，張建東，高曉光，等．大氣數(shù)據(jù)計算機仿真系統(tǒng)可信度評估[J]．西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報，2011，29（4）：295－299．

　　[2] 袁梅，鮑鵬宇，董韶鵬，等．大氣數(shù)據(jù)實驗系統(tǒng)設(shè)計與實

　　現(xiàn)[J]．實驗技術(shù)與管理，2009，26（2）：62－66．

　　[3] 姜華南．大氣數(shù)據(jù)計算機仿真系統(tǒng)設(shè)計與仿真可信度的評估[D]．西安：西北工業(yè)大學(xué)，2007．

　　[4] 馬娟．?dāng)?shù)字式大氣數(shù)據(jù)計算機的軟件設(shè)計與實現(xiàn)[D]．西安：西安電子科技大學(xué)，2012．

　　[5] 李昕．大氣數(shù)據(jù)模擬器設(shè)計研究[J]．北京聯(lián)合大學(xué)學(xué)報，2009（5）：35-38．