iAircraft飛機仿真模型軟件包

1、iAircraft飛機仿真模型iAircraft是一個飛機仿真模型包，該模型被設計針對用于飛機測試實驗室的如“鐵鳥”仿真機以及基于仿真的飛控、航電集成測試實驗室。iAircraft可以通過調整參數(shù)來代表一大類的固定翼飛機，如直升機、無人機。iAircraft由一系列Simulink模型組成，可以在Simulink仿真軟件中運行，也可以在ADI的實時仿真計算機系統(tǒng)(rtX, rtX-V, RTS)中運行。iAircraft是按照這樣的架構開發(fā)的，即允許在純仿真模式下進行飛機仿真，同時可以容易的連接真實的飛機LRU來進行飛機硬件在回路測試，集成以及飛控驗證活動。下圖展示了iAircraft Sim

2、ulink模型的頂層仿真框圖。1. iAircraft 6自由度運動方程模型飛機6自由度運動方程模型參考旋轉的球形大地，是基于Robert M. Howe 在其名為“Airframe Equations of Motion and Transfer Operators”的論文中所作的工作。飛機6自由度運動方程模型具有以下特點:l 飛機被當作一個剛體進行建模；l 采用運動與動力學方程表示飛機運動；l 包含飛機質量特性，具備飛機的質量、慣性力矩等參數(shù)。 飛機6自由度運動方程模型2. iAircraft氣動力學模型iAircraft氣動力學模型包含風速、動力裝置的力和力矩、氣動力和力矩、地球軸向力、

3、平移方程、旋轉方程和四元數(shù)方程。這個氣動力學模型的逼真度及細節(jié)的豐富程度足夠支持進行飛機飛控系統(tǒng)的設計以及需要高逼真度的工程飛行仿真機，例如鐵鳥仿真機和基于仿真的集成測試實驗室。飛機氣動力學具有以下特點：l 根據(jù)飛行條件以及控制面的偏轉，l 空氣動力學模型計算氣動力和力矩；l 模型采用查找表方式獲取飛機的氣動系數(shù)。 iAircraft氣動力學模型3. iAircraft作動器模型iAircraft作動器模型包含以下兩種模型：l 二階伺服作動器模型，用于驅動升降舵、方位舵以及副翼。這是一個比例微分反饋二階系統(tǒng)，代表了液壓型作動器的特性，因此也屬于液壓系統(tǒng)模型。l 高升力后沿槽與前緣縫翼襟翼系統(tǒng)驅

4、動器。 iAircraft作動器模型4. iAircraft起落架模型iAircraft起落架模型是基于對波音公司和NASA Ames 研究中心工作的結合。起落架模型包括前起落架和左、右主起落架。左右主起落架通過采用一個“等價起落架”方式進行計算，能夠代表大多數(shù)的主起落架配置。iAircraft起落架配置iAircraft起落架模型降落行為曲線iAircraft起落架模型具有以下功能：l 起落架模型接收來自飛行動力學模型提供的位置和方向，并由此決定起落架的力和力矩；l 起落架模型也提供轉向和剎車控制輸入。 iAircraft起落架模型5. iAircraft大氣模型根據(jù)1976年美國標準大氣，

5、設計了大氣模型。根據(jù)設定的海拔高度，模型可以計算出預期的環(huán)境壓力、溫度、空氣密度以及聲速。 iAircraft大氣模型6. iAircraft自動駕駛模型iAircraft自動駕駛模型包括了一系列的強大功能。iAircraft包括了一個全功能的自動駕駛組件，為自動起飛和降落提供全套支持。l 仰角保持l 航線角度保持l 速度保持l 阻尼控制l 傾斜角保持l 指向保持l 截獲&跟蹤 iAircraft自動駕駛模型7. iAircraft渦扇發(fā)動機模型iAircraft渦扇發(fā)動機模型提供一個合理精度的模型可用于許多飛行仿真任務，并可以讓iAircraft模型在沒有獲得詳細的發(fā)動機階段數(shù)據(jù)情況

6、下運行。iAircraft渦扇發(fā)動機模型給模型根據(jù)飛行員駕駛桿油門輸入、飛機馬赫數(shù)、飛機高度和周圍氣壓來計算發(fā)動機壓力比和推力。反推力也被包含進了模型中。模型提供有限的瞬態(tài)細節(jié)和逼真度。這個逼真度模型的開發(fā)是基于波音和NASA之前的飛行仿真工作。渦扇發(fā)動機模型具有以下功能：l 該模型根據(jù)油門桿輸入以及飛行條件，決定發(fā)動機壓力比以及凈推力；l 渦扇發(fā)動機模型采用查找表方式，決定發(fā)動機提供的凈推力；l 該模型可以支持反向推力命令（負油門桿角度輸入），并提供在發(fā)動機關閉時風車阻力的估計值；l 推力控制是通過油門桿角度輸入進行控制的；l 油門桿角度輸入范圍為-11040度；l 發(fā)動機的推力能力是可以通

7、過修改“推力等級”參數(shù)進行調整。 8. iAircraft環(huán)控系統(tǒng)模型iAircraft環(huán)控系統(tǒng)模型是是固定翼飛機的關鍵子系統(tǒng)。環(huán)控系統(tǒng)模型通過控制空氣壓力和溫度實現(xiàn)飛機在飛行或地面過程的溫控、通風、除濕等功能。環(huán)控系統(tǒng)模型還為機務人員和乘客提供了可呼吸的空氣。iAircraft環(huán)控系統(tǒng)模型有以下部分組成：l 歧管模型l 客艙區(qū)域模型l 防冰模型l 航電設備臺架模型l 閥流量模型l 節(jié)流孔模型l 熱交換器模型l 空氣循環(huán)機渦扇模型l 空氣循環(huán)機壓縮機模型l 空氣循環(huán)機轉軸動態(tài)模型l 空氣循環(huán)機單獨的熱交換器模型l 空氣循環(huán)機風扇模型8.1 歧管模型歧管模型具有3個質量流量入口與3個質量流量出口

8、，因此可以連接到3個獨立的流量輸入與3個獨立的流量輸出上。歧管內的溫度被假設是均勻的混合物。進出歧管的流速由外部控制。歧管的溫度微分方程是基于能量守恒定律，是輸入與輸出流動焓率的函數(shù)。比熱是溫度的函數(shù)，通過查找表方式進行計算。歧管壓力是根據(jù)歧管內的質量，采用理想氣體定律進行計算。而歧管內的質量是基于質量守恒定律進行計算的。歧管模型8.2 客艙區(qū)域模型客艙區(qū)域模型代表了一段飛機客艙的壓力和溫度條件?？团搮^(qū)域溫度是根據(jù)乘客產(chǎn)生的熱量、溫度與調節(jié)空氣的流速以及通過機身傳遞到外部空氣的熱量，進行計算的。此外還有一個熱速率輸入端口，用于接收來自其它地方的熱，例如航電設備艙。客艙區(qū)域模型8.3 防冰模型根

9、據(jù)從短笛管流向機翼防冰外殼的引氣速率以及來自機翼周圍的熱傳遞，防冰模型計算機翼外殼的溫度。防冰模型8.4 航電設備臺架模型航電設備臺架模型用于計算在航電設備臺架里的空氣溫度。這個計算是根據(jù)有航電設備產(chǎn)生的熱量、進入臺架的空氣流速以及臺架與外部環(huán)境的熱交換來實施的。航電設備臺架8.5 閥流量模型閥流量模型用于計算流過打開的蝶形閥的質量流速。有效面積是通過一個閥直徑與閥位置的函數(shù)進行計算的。排放系數(shù)代表了流量損失補償（流量不是熵流）。閥流量方程式取決于上游與下游壓力比。如果壓力比小于臨界壓力比，那么通過閥門開度的質量流量阻塞，并且不依賴于下游的壓力。閥流量模型8.6 節(jié)流孔模型節(jié)流孔模型用于計算通

10、過一個節(jié)流孔的質量流速。節(jié)流孔模型8.7 熱交換器模型熱交換器模型代表了一個具有混合流的橫向流配置。該模型采用查找表方式，確定以主要流體及冷卻劑的流速為函數(shù)的熱傳遞效率。熱傳遞效率是以主要流體流速與冷卻劑流速為函數(shù)，進行計算。熱交換器模型8.8 空氣循環(huán)機渦扇模型該模型計算渦扇出口溫度、流速、效率以及功率。渦扇的特性參數(shù)，例如流量矯正與效率，是由用戶提供的查找表函數(shù)。渦扇模型根據(jù)入口與出口流量，計算在渦扇入口出的壓力與溫度。渦扇模型8.9 空氣循環(huán)機壓縮機模型該模型計算壓縮機的出口溫度、流速、效率以及功率。壓縮機的特性參數(shù)，例如流量矯正與效率，是由用戶提供的查找表函數(shù)。壓縮機模型8.10 空氣循環(huán)機轉軸動態(tài)模型轉軸被視為慣量，進行建模。在渦扇與任何負載之間的功率差，被用于