《T_SZUAVIA 003-2023 多旋翼无人机飞行控制系统半实物仿真测试方法.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《T_SZUAVIA 003-2023 多旋翼无人机飞行控制系统半实物仿真测试方法.docx（11页珍藏版）》请在taowenge.com淘文阁网|工程机械CAD图纸|机械工程制图|CAD装配图下载|SolidWorks_CaTia_CAD_UG_PROE_设计图分享下载上搜索。
1、ICS33.200CCSV00/09SZUAVIA团体标准T/SZUAVIA0032023多旋翼无人机飞行控制系统半实物仿真测试方法Semi-physicalsimulationtestmethodfortheflightcontrolsystemofmulti-rotorunmanedaircraft2023-06-02发布2023-10-01实施深圳市无人机行业协会发布T/SZUAVIA0032023目次前言.II1范围.12规范性引用文件.13术语和定义.14通用要求.1测试条件和要求.15试验方法.2测试项目.2功能性能测试.2故障注入.3通信中断故障.5附录A（资料性）无人机半实物仿
2、真系统组成与工作过程.7附录B（资料性）无人机飞控半实物仿真测试记录表格.8图A.1无人机半物理仿真整体结构图.7表1试验项目表.2表2故障注入分类表.3IT/SZUAVIA0032023前言本文件按照GB/T1.12020标准化工作导则第1部分：标准化文件的结构和起草规则的规定起草。请注意本文件的某些内容可能涉及专利。本文件的发布机构不承担识别专利的责任。本文件由深圳市无人机行业协会提出并归口。本文件起草单位：工业和信息化部电子第五研究所、深圳市无人机行业协会、广州极飞科技股份有限公司、深圳市科卫泰实业发展有限公司、广州中科云图智能科技有限公司、广州天海翔航空科技有限公司、沈阳锐取科技有限公
3、司、广西科技大学、深圳市优飞迪科技有限公司、广东中科瑞泰智能科技有限公司、广州市华科尔科技股份有限公司、广东汇天航空航天科技有限公司、武汉市安全技术防范行业协会。本文件主要起草人：吴和龙、杨金才、杨剑锋、王达、孙立军、陈世印、王远航、纪春阳、李捷、刘正坤、刘民生、魏雅丹、陈艳青、吴其琦、焦万中、夏烨、李建生、蔡茗茜、刘文威、林森才、宋健伟、陈虎、陈柏霖。IIT/SZUAVIA0032023(1)多旋翼无人机飞行控制系统半实物仿真测试方法1范围本文件提供了多旋翼无人机飞行控制系统半实物仿真测试的方法。本文件适用于多旋翼飞行控制系统的半实物仿真测试。2规范性引用文件下列文件中的内容通过文中的规范性
4、引用而构成本文件必不可少的条款。其中，注日期的引用文件，仅该日期对应的版本适用于本文件；不注日期的引用文件，其最新版本（包括所有的修改单）适用于本文件。GB/T35018-2018民用无人驾驶航空器系统分类及分级GB/T38152-2019无人驾驶航空器系统术语GB/T38058-2019民用多旋翼无人机系统试验方法GB/T38931-2020民用轻小型无人机系统安全性通用要求GB/T38997-2020轻小型多旋翼无人机飞行控制与导航系统通用要求GB/T38996-2020民用轻小型固定翼无人机飞行控制系统通用要求3术语和定义3.1术语和定义GB/T38152-2019和GB/T35018-
5、2018界定的以及下列术语和定义适用于本文件。3.1.1无人机本体模型UAVOntologyModel无人机数学模型，包含运动学、动力学和传感器模型，可代替实际无人机被飞控操控，可提供飞控程序运行所需的陀螺仪、加速度计、磁力计、GNSS和气压计等数据。3.1.2数据接口模块datainterfacemodel用于建立飞控被试品与无人机本体模型之间的数据通信的模块，可将本体模型输出的陀螺仪、加速度计、磁力计、GNSS和气压计等数据传递至飞控被试品。3.2缩略语下列缩略语适用于本文件。飞控：飞行控制系统（FlightControlSystem）GNSS：全球导航卫星系统（GlobalNavigat
6、ionSatelliteSystem）IMU：惯性测量单元（InertialMeasurementUnit）本体模型：无人机本体模型（UAVOntologyModel）4通用要求测试条件和要求4.1.1测试样品要求a)待测飞控样品制造商可向用户开放飞控的传感器接口，能够接收外部的传感器数据激励；1序号试验类别试验项目章条号01功能性能检查硬件在环起飞与着陆5.2.102硬件在环控制模式切换5.2.203硬件在环飞行控制测试5.2.304一键返航与自主降落5.2.405故障注入陀螺仪故障注入5.3.106加速度计故障注入5.3.207磁力计故障注入5.3.308电机故障注入5.3.409通信中断
7、传感器通信中断5.4.110电机通信中断5.4.211遥控器通信中断5.4.3T/SZUAVIA0032023b)待测飞控厂商根据飞控传感器硬件接口封装，接口信号制作线缆，把传感器信号接入至数据接口模块；c)待测飞控厂商提供所用传感器型号和传感器通信协议，数据接口模块将调用传感器库文件，模拟传感器功能；d)将飞控按厂家规定进行配置，所需的供电设备安装、调试完毕，飞控达到可解锁起飞状态。4.1.2测试场地要求半实物仿真测试在实验室环境下进行，需向测试设备和飞控提供稳定的电源。4.1.3测试设备要求用于飞控样品检验的仪器设备（包括专用设备）应经检定或校准并在有效期内，陪试设备应检验合格。半实物仿真
8、测试所需的仿真测试平台，应包含无人机本体模型、数据接口模块、三维视景模型和三维GIS地图，数据接口模块可建立飞控样品和本体模型之间的数据通信，三维视景模型和三维GIS地图可显示本体模型的运动状态。此外，仿真平台应具备故障注入功能，可完成飞控在故障模式下的可靠性与安全性测试，半实物仿真测试平台的组成和工作过程见附录A。三轴仿真转台作为可选设备，用于模拟无人机本体模型实时仿真的姿态角。4.1.4人员要求试验人员应能熟练操作飞控被试品、仿真测试设备，熟练使用飞控地面站配置飞控被试品参数、下载飞控固件。4.1.5试验技术文件a)试验相关设计文件、技术规范或试验大纲、设备使用说明书等。b)产品规格确认表
9、、产品说明书或操作手册。5试验方法测试项目表1试验项目表功能性能测试5.2.1硬件在环起飞与着陆将飞控样品接入半实物仿真测试系统，飞控上电，建立遥控器与飞控之间的通信，飞控自检完毕后，使用遥控器解锁飞控并将油门杆缓慢推至中位，观察仿真系统的三维视景界面，多旋翼模型是否正常起飞，到一定高度后保持悬停，同时观察参数界面，多旋翼本体模型的输出值是否正确，保持30s后，将油门杆缓慢拉至最低，观察多旋翼模型是否能正常着陆。2故障传感器故障描述是否时变作用形式作用参数1尺度因子和常值偏差发生变化否𝑥𝑚𝑖𝑛𝑥𝑥&
10、#119898;𝑎𝑥变化范围2数据冲激是f(t)=𝑥0+𝑣𝑑𝑡作用时间点、冲激强度3随机游走噪声方差是方差变化时间点、作用时间、方差强度4尺度因子误差否𝑥𝑚𝑖𝑛𝑥𝑥𝑚𝑎𝑥变化范围5数据冲激是f(t)=𝑥0+𝑣𝑑𝑡作用时间点、冲激强度6随机游走噪声方差是方差变化时间点、作用时间、方差强度7尺度因子
11、误差否𝑥𝑚𝑖𝑛𝑥𝑥𝑚𝑎𝑥变化范围8外部磁场干扰是𝑥𝑚𝑖𝑛𝑥𝑥𝑚𝑎𝑥外部磁场干扰作用时间点、作用时间、T/SZUAVIA00320235.2.2硬件在环控制模式切换将飞控样品接入半实物仿真测试系统，飞控上电，建立遥控器与飞控之间的通信，飞控自检完毕后，使用遥控器解锁飞控并将油门杆缓慢推至中位，待多旋翼模型保持悬停
12、状态后，拨动遥控器的模式切换开关，在手动模式、自稳模式、高度模式位置模式等自由切换，观察多旋翼模型飞行是否平滑切换，是否出现坠落、偏飞等失控现象。5.2.3硬件在环飞行控制测试将飞控样品接入半实物仿真测试系统，飞控上电，建立遥控器与飞控之间的通信，飞控自检完毕后，进行如下操作：a)向上拨遥控器油门杆，使多旋翼起飞到一定高度，然后上下拨动油门杆，确认多旋翼的上下运动控制功能；b)左右拨动遥控器偏航杆，确认多旋翼的偏航方向转动控制功能；c)上下拨动遥控器俯仰杆，控制多旋翼俯仰角大小，确认多旋翼的前后运动控制功能；d)左右拨动遥控器滚转杆，控制多旋翼的滚转角大小，确认实现多旋翼的左右运动；e)最后向
13、下拨遥控器油门杆，使多旋翼降落在地面。5.2.4一键返航与自主降落将飞控样品接入半实物仿真测试系统，飞控上电，建立遥控器与飞控之间的通信，飞控自检完毕后，进行如下操作：a)向上拨遥控器油门杆，使多旋翼起飞到一定高度并保持悬停；b)设定返航点，控制多旋翼模型朝某一方向飞行一段距离；c)通过遥控给飞控发送返航指令，观察多旋翼模型是否立即响应，是否出现翻转、坠落和偏飞等失控现象，是否平稳飞行至返航点；d)待多旋翼模型飞至返航点保持悬停时，通过遥控器给飞控发送自主降落指令，观察多旋翼模型是否立即响应、平稳降落至地面。故障注入飞行控制系统故障主要分为两类，一类是通信故障，一类是数据故障。其中通信故障包括
14、传感器供电异常、通信中断、GNSS搜星失败。数据故障包括IMU数据冲激、IMU随机游走方差增大、转动惯量变化、磁力计尺度因子和常值偏移变化、磁场干扰、GNSS上电数据未收敛。为便于故障生成器设计，将上述故障整理如表2所示。表2故障注入分类表3故障传感器故障描述是否时变作用形式作用参数磁场强度9电机转速异常是f(t)=𝑥0+𝑣𝑑𝑡作用时间点、作用时间、转速变换范围10电机动态响应时间故障否𝑡𝑚𝑖𝑛t𝑡𝑚𝑎𝑥
15、变化范围11GNSS通信中断否触发信号/12IMU通信中断否触发信号/T/SZUAVIA0032023表2中的故障最终以数学表达式的形式在无人机本体模型中体现，故障类型可以抽象成随机常值故障和初始值随机的线性变化故障两种，触发的方式采用在指定的时间触发指定的时长。故障的统一表现形式用一次函数表示，即f(t)=𝑥0+𝑣𝑑𝑡，那么对每个异常区间需要的参数为：故障参数的初始值𝑥0,异常作用的时间𝑑𝑡,异常参数的变化率𝑣。𝑥为可能出现故障的参数，⻖
16、9;的整个作用周期分为正常阶段和故障阶段，故障阶段的𝑥值由故障函数决定。常见的故障有突变，渐变。基于飞控传感器都有多种同类型传感器以增加测量冗余度的事实，在数据接口模块中须同时模拟多类型，多组传感器。在注入故障时，分别对各组传感器，考察飞控对传感器失效时的处理情况。5.3.1陀螺仪故障注入陀螺仪的故障分为尺度因子和常值偏差、数据冲激和随机游走噪声方差，陀螺仪的误差函数为：𝜔𝑑=𝛫𝜔(𝑘𝜔(𝜔𝑚+c𝜔)+n𝜔)(2)式中：
17、𝜔𝑑测量值；𝜔𝑚输出值；𝛫𝜔数据冲激系数；𝑘𝜔尺度因子偏差；c𝜔常值偏差；n𝜔随机游走噪声方差。尺度因子偏差和常值偏差是非时变的，可以通过设定常数的形式进行故障注入，数据冲激系数和随机游走噪声方差是时变的，可通过使用5.3中的故障函数在指定的时间触发指定的时长。将飞控样品接入半实物仿真测试系统中，给飞控上电，建立遥控器与飞控之间的通信，飞控自检完毕后，向上拨油门杆使多旋翼起飞到一定高度至空中悬停，然后使用上位机软件进行陀螺仪各参数的故障
18、注入，通过参数显示界面和三维视景界面观察多旋翼模型的控制参数和飞行状态，验证飞行控制系统在陀螺仪故障时的表现。5.3.2加速度计故障注入加速度计的故障分为尺度因子和常值偏差、数据冲激和随机游走噪声方差，加速度计的误差函数为：𝑎𝑑=𝛫𝑎(𝑘𝑎(𝑎𝑚+c𝑎)+n𝑎)(3)式中：𝑎𝑚测量值；𝑎𝑑输出值；𝛫𝑎数据冲激系数；𝑘w
19、886;尺度因子偏差；c𝑎常值偏差；n𝑎随机游走噪声方差。尺度因子偏差和常值偏差是非时变的，可以通过设定常数的形式进行故障注入，数据冲激系数和随机游走噪声方差是时变的，可通过使用5.3中的故障函数在指定的时间触发指定的时长。将飞控样品接入半实物仿真测试系统中，给飞控上电，建立遥控器与飞控之间的通信，飞控自检完毕后，向上拨油门杆使多旋翼起飞到一定高度至空中悬停，然后使用上位机软件进行加速度计各参数的4T/SZUAVIA0032023故障注入，通过参数显示界面和三维视景界面观察多旋翼模型的控制参数和飞行状态，验证飞行控制系统在加速度计故障时的表现。5.3.3磁力计故
20、障注入磁力计的故障分为尺度因子和常值偏差、数据冲激和随机游走噪声方差，磁力计的误差函数为：𝐻𝑑=𝐾𝐻𝑚+𝛽(4)式中：𝐻𝑚测量值；𝐻𝑑输出值；𝛽外部磁场干扰；𝐾尺度因子偏差。尺度因子偏差是非时变的，可以通过设定常数的形式进行故障注入，外部磁场干扰是时变的，可通过使用5.3中的故障函数在指定的时间触发指定的时长。将飞控样品接入半实物仿真测试系统中，给飞控上电，建立遥控器与飞控之间的通信，飞控自检完毕后，向上
21、拨油门杆使多旋翼起飞到一定高度至空中悬停，然后使用上位机软件进行磁力计各参数的故障注入，通过参数显示界面和三维视景界面观察多旋翼模型的控制参数和飞行状态，验证飞行控制系统在磁力计故障时的表现。5.3.4电机故障注入电机的故障分为电机转速异常和电机动态响应时间故障，电机的模型函数为：𝑅𝑑=𝑘𝜔𝑘𝑇𝑇𝑠+1𝑅𝑚(5)式中：𝑅𝑚测量值；𝑅𝑑输出值；𝑘⼛
22、6;电机转速故障系数；𝑘𝑇电机动态响应时间变化。电机动态响应为非时变的，可以通过设定常数的形式进行故障注入，电机转速故障是时变的，可通过使用5.3中的故障函数在指定的时间触发指定的时长。将飞控样品接入半实物仿真测试系统中，给飞控上电，建立遥控器与飞控之间的通信，飞控自检完毕后，向上拨油门杆使使多旋翼起飞到一定高度至空中悬停，然后使用上位机软件进行电机各参数的故障注入，通过参数显示界面和三维视景界面观察多旋翼模型的控制参数和飞行状态，验证飞行控制系统在电机出现故障时的表现。通信中断故障5.4.1传感器通信中断将飞控样品接入半实物仿真测试系统中，给飞控上电，建立遥控
23、器与飞控之间的通信，飞控自检完毕后，向上拨遥控器油门杆，使多旋翼模型起飞到一定高度，然后在空中悬停，分别进行陀螺仪、加速度计、磁力计和GNSS进行信号中断或手动断线操作，通过参数显示界面和三维视景界面观察多旋翼模型的控制参数和飞行状态，验证飞行控制系统在传感器通信故障时的表现。5.4.2电机通信中断将飞控样品接入半实物仿真测试系统中，给飞控上电，建立遥控器与飞控之间的通信，飞控自检完毕后，向上拨遥控器油门杆，使多旋翼模型起飞到一定高度，在空中悬停，使一个或多个电机在空中停转，通过参数显示界面和三维视景界面观察多旋翼模型的控制参数和飞行状态，验证飞行控制系统在电机停转时的容错能力。5.4.3遥控
24、器通信中断5T/SZUAVIA0032023将飞控样品接入半实物仿真测试系统中，给飞控上电，建立遥控器与飞控之间的通信，飞控自检完毕后，向上拨遥控器油门杆，使多旋翼模型起飞到一定高度，并在空中保持悬停，然后关闭遥控器，使飞控和遥控器失去连接，通过参数显示界面和三维视景界面观察多旋翼模型的反应，验证飞控的遥控器失联保护功能。6T/SZUAVIA0032023AA附录A（资料性）无人机半实物仿真系统组成与工作过程无人机半物理仿真整体结构图如图A.1所示，由飞行控制器、无人机本体模型、FlightGear三维视景模型和数据交互单元组成，以开源飞控系统Pixhawk为例，无人机半实物仿真系统首先是将M
25、atlab/Simulink中建立的控制器模型和无人机的模型通过代码转换工具转换成相应的代码，并移植到设计的飞行控制器硬件中和仿真计算机中。将控制输入指令传送到飞行控制系统的控制器当中，控制器通过输出PWM信号将控制指令传送到数据交换单元的数据转换模块中，将PWM信号转换为转速控制信号，然后通过MAVLink通信协议将转速信号发送到仿真计算机的无人机模型中，对虚拟无人机的电机进行控制，然后将虚拟无人机的飞行位置、姿态等信息发送给视景窗口，在视景窗口中显示虚拟无人机模拟飞行的实时画面，同时将虚拟无人机飞行的位姿数据发送给数据交互单元，通过MAVLink通信协议将相关数据传送给虚拟IMU软件，通过
26、虚拟IMU软件中的传感器对位姿数据进行分析，将位姿数据转换为传感器数据，然后通过传感器总线将相关的传感器数据发送到控制器中，控制器对这些数据进行观测和控制，从而形成闭环控制回路，这便构成了无人机半物理仿真系统。无人机半物理仿真系统具有真实的故障注入功能，通过仿真计算机向数据交互单元中的故障注入模块输入相关的故障，然后通过故障注入模块去干扰虚拟IMU中的传感器，模拟无人机在飞行时遇到的故障，将能达到更真实的仿真效果。通过设计虚拟的IMU软件，可以使仿真效果更加真实，同时可以根据试验的需求选用不同型号的IMU，使得无人机半物理仿真系统适应面增广，灵活性提高。图A.1无人机半物理仿真整体结构图当整个
27、半物理仿真系统的功能和安全性验证成功之后，可以将设计的IMU可分离式飞行控制器中的控制器通过总线开关从虚拟IMU切换到真实的IMU，然后将设计的飞行控制器安装到真实的四旋翼无人机中进行实际飞行测试。7序号试验类别试验项目合格判据试验结果01功能性能检查硬件在环起飞与着陆多旋翼模型可正常执行遥控器发出的起飞、悬停和着陆指令。02硬件在环控制模式切换遥控器控制多旋翼模型保持悬停状态后，拨动遥控器的模式切换开关，在手动模式、自稳模式、高度模式位置模式等自由切换，观察多旋翼模型飞行是否平滑切换，且不出现坠落、偏飞等失控现象。03硬件在环飞行控制测试遥控器控制多旋翼模型保持悬停状态后，拨动遥控器摇杆，控
28、制多旋翼模型上下、左右、前后飞行，多旋翼模型可正确响应遥控器指令，飞行状态平缓无跳变，不出现偏飞和坠落现象。04一键返航与自主降落使多旋翼起飞到一定高度并保持悬停；设定返航点，控制多旋翼模型朝某一方向飞行一段距离；通过遥控给飞控发送返航指令，目视多旋翼模型是否立即响应，且无翻转、不出现坠落和偏飞等失控现象，平稳飞行至返航点；待多旋翼模型飞至返航点保持悬停时，通过遥控器给飞控发送自主降落指令，多旋翼模型应立即响应、平稳降落至地面。05故障注入陀螺仪故障注入向上拨油门杆使多旋翼起飞到一定高度至空中悬停，然后使用上位机软件进行加速度计各参数的故障注入，通过参数显示界面和三维视景界面观察多旋翼模型的控
29、制参数和飞行状态，验证飞行控制系统在陀螺仪出现故障时不应出现失控和坠机等现象，并在试验结果中描述试验现象。06加速度计故障注入件进行加速度计各参数的故障注入，通过参数显示界面和三维视景界面向上拨油门杆使多旋翼起飞到一定高度至空中悬停，然后使用上位机软观察多旋翼模型的控制参数和飞行状态，验证飞行控制系统在加速度计故障时不应出现失控和坠机等现象，并在试验结果中描述试验现象。07磁力计故障注入向上拨油门杆使多旋翼起飞到一定高度至空中悬停，然后使用上位机软件进行磁力计各参数的故障注入，通过参数显示界面和三维视景界面观察多旋翼模型的控制参数和飞行状态，验证飞行控制系统在磁力计故障时不应出现失控和坠机等现
30、象，并在试验结果中描述试验现象。08电机故障注入向上拨油门杆使使多旋翼起飞到一定高度至空中悬停，然后使用上位机软件进行电机各参数的故障注入，通过参数显示界面和三维视景界面观察多旋翼模型的控制参数和飞行状态，验证飞行控制系统在电机出现故障时不应出现失控和坠机等现象，并在试验结果中描述试验现象。09通信中断传感器通信中断向上拨遥控器油门杆，使多旋翼模型起飞到一定高度，然后在空中悬停，分别进行陀螺仪、加速度计、磁力计和GNSS进行信号中断或手动断线操作，通过参数显示界面和三维视景界面观察多旋翼模型的控制参数和飞行状态，验证飞行控制系统在传感器通信故障时的表现，并在试验结果中描述试验现象。10电机通信中断向上拨遥控器油门杆，使多旋翼模型起飞到一定高度，在空中悬停，使一个或多个电机在空中停转，通过参数显示界面和三维视景界面观察多旋翼模型的控制参数和飞行状态，验证飞行控制系统在电机停转时的容错能力，并在试验结果中描述试验现象。11遥控器通信中断向上拨遥控器油门杆，使多旋翼模型起飞到一定高度，并在空中保持悬停，然后关闭遥控器，使飞控和遥控器失去连接，通过参数显示界面和三维视景界面观察多旋翼模型的反应，验证飞控的遥控器失联保护功能，并在试验结果中描述试验现象。T/SZUAVIA0032023BB附录B（资料性）无人机飞控半实物仿真测试记录表格8