一种飞行器多舵面高精度动态测量实时监测系统的制作方法

1.本发明属于飞行器多舵面测量技术领域，具体涉及一种飞行器多舵面高精度动态测量实时监测系统。


背景技术：

2.飞行器舵面利用偏转而产生平衡力和控制力来操纵飞行的气动翼面，是飞行器飞行的重要控制系统。飞行器(军用、民用、无人机、武器系统)在起飞之前为了确保飞行中的绝对安全，都是需要一套仔细且完整的飞行前检查流程的，特别是以民航飞机更为繁琐，而舵面检测无疑是所有测试项中最重要的检测项之一。舵面检测包含静态检测和动态检测，为确保检测的准确性，必须采用除控制机构以外的检测方法来进行对比测试。而通常采用的光学测试系统效率低，存在遮挡，而且整体性和体积、空间都受到限制。因此，亟需一套完整的舵面检测系统来高效的完成检定工作，从而在飞机设计、外场试飞以及检定维修中提高检定的效率，为安全飞行提供有力保障。传统的光学检测系统存在效率低，存在遮挡等问题。


技术实现要素：

3.有鉴于此，本发明提出了一种飞行器多舵面高精度动态测量实时监测系统，具备操作简单，偏转任意角度即可得到安装误差，可以界面显示，测量精度高，重复性好等特点。
4.具体的，本发明公开的一种飞行器多舵面高精度动态实时监测系统，包括传感器测试单元及上位机；
5.所述传感器测试单元包括传感器组件、电源模块、ad数模转换模块、通信模块和mcu单片机；所述传感器组件包括测试加速度计，陀螺仪、磁力计
6.所述测试加速度计测量载体三个方向的重力加速度；
7.所述电源模块完成电源电压的转换，将外部电源转换为惯导板内部及相应电路所需的电源；
8.所述mcu单片机完成所述测试加速度计、陀螺仪、磁力计的数据采集、信号整合、补偿及数据输出功能，将数据通过所述ad数模转换模块传输给上位机；
9.上位机具有可视化功能，完成系统的参数设置、安装误差修正、姿态角数据的接收与发布。
10.进一步的，所述上位机的软件采用c#或者labview实现交互界面设计，实时接收和显示由mcu发出的姿态角数据；具有安装误差修正功能，以修正传感器轴系与模型轴系不平行的情况；将欧拉角转换到迎角、滚转角；具有舵面偏转角、姿态角的本地采集保存、局域网udp广播以及接受现场试验管理软件试验命令的功能；
11.上位机的可视化功能包括：三维飞机模型对应三维测试角度的可视化、相对零点设置、原始测试加速度计和陀螺仪的观测、中英文的切换。
12.进一步的，所述传感器组件外壳为方型铝合金壳体，内部采用立体式正交设计，采
用无损贴装的方式贴装于飞行器各个被测舵面，通过无线或者有线的方式，实现传感器与主控界面的通信。
13.进一步的，所述通信模块包括rs485通信模块和无线通信模块。
14.进一步的，将传感器组件贴装于被测舵面指定位置，初始化上位机系统，随意旋转三个任意位置，得到安装误差，对传感器进行安装误差校正，所述校正方法具体包括：
15.传感器组件安装误差包括与被测物所在面的三个误差角，则安装误差角解算即解算三个安装误差角和对应的误差标定旋转矩阵；
16.俯仰误差角为e
θ
，横滚误差角为e
γ
，航向误差角为e
ψ
，对应的误差标定旋转矩阵分别如下：
[0017][0018][0019][0020]
若误差标定旋转矩阵为m_e，则m_e＝m_e
ψ
×
m_e
θ
×
m_e
γ
，
[0021][0022]
通过所述误差标定旋转矩阵得到被测物坐标系n系到传感器坐标系b系变换公式为：
[0023][0024]
第一次测试，被测物稳定在初始时刻，标准初始零位，即转动角度θ0＝0和γ0＝0，被测物对应坐标传感器对应坐标则得到如下等式：
[0025][0026][0027][0028]
其中，未知量为e
θ
、e
γ
和e
ψ
，由于三个等式耦合，所以取前两个有效公式；
[0029]
第二次测试，被测物绕x轴转动三次角度分别为θ1、θ2和θ3，被测物对应坐标分别为，被测物对应坐标分别为和测试加速度计读数分别为
得到如下等式：
[0030][0031][0032][0033]
其中i＝1,2,3，未知量为e
θ
、e
γ
、e
ψ
、θ1、θ2和θ3，由上式得到六个有效公式，如下：
[0034][0035][0036][0037]yb2
＝cos(e
θ
)cos(e
ψ
)sin(θ1)-sin(e
θ
)cos(θ1)
[0038]
x
b3
＝(cos(e
ψ
)sin(e
θ
)sin(e
γ
)-cos(e
γ
)sin(e
ψ
))sin(θ3)+cos(e
θ
)sin(e
γ
)cos(θ3)
[0039]yb3
＝cos(e
θ
)cos(e
ψ
)sin(θ3)-sin(e
θ
)cos(θ3)
[0040]
第三次测试，被测物绕y轴转动三次角度分别为γ1、γ2和γ3，被测物对应坐标分别为别为测试加速度计读数分别为得到如下等式：
[0041][0042][0043][0044]
其中i＝4,5，6，未知量为e
θ
、e
γ
、e
ψ
、γ1、γ2和γ3，由上式得到六个有效公式；
[0045][0046][0047][0048][0049][0050][0051]
通过上述三次测试得到14个有效公式，利用jacobi迭代法和newton迭代法解算9个未知数，得到俯仰误差角、横滚误差角和航向误差角，即可得到误差标定矩阵，通过误差标定矩阵将传感器组件对应的坐标系变换至被测物坐标系，测量出被测物角度。
[0052]
进一步的，使用自适应kalman滤波的在线标定方法实现尾翼角度精确监测，具体包括：
[0053]
对陀螺的随机漂移建立自回归滑动平均arma模型，将arma模型转化为状态空间模型的三种模式进行分析，给出模型转化方式：
[0054]
amra模型的结构式为
[0055][0056]
其中，p、q分别表示p阶自回归q阶滑动平均模型阶数，qj分别为这两部分的模型参数，表示：当k固定时，为正态分布；当k变动时，各ak之间互相独立；
[0057]
将随机漂移的arma模型转化为状态空间的模型，当arma为arma(3，2)模型时，arma的表达式为
[0058][0059]
模式一：
[0060]
设状态变量xk＝[x
k x
k-1 x
k-2
]
t
，系统噪声变量wk＝[a
k a
k-1 a
k-2
]
t
，满足如下系统状态空间表达式：
[0061]
xk＝ax
k-1
+bwk[0062]
zk＝hk[0063]
其中，h＝[1 0 0]；
[0064]
模式二：
[0065]
设状态变量xk＝[x
k x
k-1 x
k-2
]
t
，系统噪声变量wk＝ak，满足如下系统状态空间表达式：
[0066]
xk＝ax
k-1
+bwk[0067]
zk＝hk[0068]
其中，h＝[1 0 0]，g0～g2为arma(3，2)的格林函数，即：g0＝1，＝1，
[0069]
模式三：
[0070]
设状态变量xk＝[x
k x
k-1 x
k-2
]
t
，系统噪声变量wk＝ak，满足如下系统状态空间表达式：
[0071]
xk＝ax
k-1
+bwk[0072]
zk＝hk[0073]
其中，h＝[1 0 0]；
[0074]
采用概率密度模型对载体角速率建模，来适应载体机动方式的不确定性；
[0075]
考虑陀螺随机漂移的时变特性，采用虚拟噪声法来抵消由固定arma模型参数带来的标定误差；
[0076]
最后，结合三轴加速度计的已知标定误差，即可联立解算尾翼方向舵的精确角度。
[0077]
进一步的，所述虚拟噪声法为采用allan方差曲线拟合程序，程序中预设角度量化噪声、角度随机游走、零偏不稳定性、角速率随机游走、和速率斜坡5种基本误差，并设置两个马尔可夫基本过程，通过曲线拟合手工调整过程，得到仿真生成的相互独立的角度随机游走、角速率随机游走、速率斜坡和两个马尔可夫过程，共5种基本误差时间序列，将它们再次相加，作为虚拟陀螺仪漂移的仿真复现。
[0078]
本发明的有益效果如下：
[0079]
不用采用任何外部设备，仅仅转动被测舵面到三个任意静止的角度，然后进行误差运算。本发明操作简单，偏转任意角度即可得到安装误差，可以界面显示，测量精度高，重复性好。
附图说明
[0080]
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作一简单地介绍。
[0081]
图1本发明的检测系统框架图；
[0082]
图2本发明一实施例提供的一种飞行器多舵面高精度动态测量实时监测系统的流程图；
[0083]
图3基于多传输通道的舵面角度测量工装示意图；
[0084]
图4上位机界面示意图。
具体实施方式
[0085]
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
[0086]
如图1所示的定姿融合算法架构研究框图，从图中可以看到本发明提供的一种飞行器多舵面高精度动态测量实时检测系统，包括以下部分：该系统包括：测试单元和上位机；传感器测试单元包括传感器组件、电源模块、ad数模转换模块、rs485通信模块、无线通信模块和单片机(mcu)和电源。传感器组件包括测试加速度计，陀螺仪、磁力计。本发明设计并实现基于多冗余加速度计与多冗余陀螺仪的惯性导航系统架构，分别对加速度计计进行误差补偿，对陀螺仪进行零偏修正。通过冗余信息融合算法得出精度高、可靠性好的角加速度与加速度信息，并自动剔除异常数据。设计出的自适应卡尔曼算法融合加速度计与陀螺仪的数据，并以磁力计作为辅助得出姿态信息。通过设计出的扩展卡尔曼算法融合加速度计与陀螺仪的数据，并以姿态作为辅助得出位置信息；将得到的姿态量与位置量进行信息互补，以相互校正，得到高精度与高稳定性的姿态信息与位置信息。
[0087]
上述图1中的一种飞行器多舵面高精度动态测量实时检测系统可用于执行本发明的安装误差校正及动态高精度飞行姿态实时检测，并相应的达到上述本发明所达到的高精度动态实时测量的技术效果，这里不再赘述。
[0088]
参考图2，本发明的技术方案为：
[0089]
一种飞行器多舵面高精度动态实时监测系统，包括传感器测试单元及上位机；
[0090]
传感器测试单元包括测试加速度计，陀螺仪、磁力计、电源模块、ad数模转换模块、rs485通信模块和单片机(mcu)。加速度计测量载体三个方向的重力加速度。电源部分完成电源电压的转换，将外部电源转换为惯导板内部及相应电路所需的电源。电源转换部分完成各部分电路之间所需电流大小的转换。mcu部分来完成加计、陀螺、磁力计的数据采集、信号整合、补偿及数据输出等功能。最后mcu将数据通过ad数模转换模块传输给上位机；上位机具有可视化功能，完成系统的参数设置、安装误差修正、姿态角数据的接收与发布。
[0091]
在一些实施例中，其上位机软件采用c#或者labview完成交互界面设计，实时接收和显示由mcu发出的姿态角数据；具有安装误差修正功能(指传感器轴系与模型轴系不平行的情况)，并在界面设计误差修正参数输入接口；具有将欧拉角转换到迎角、滚转角的功能，并在界面设计转换选项；具有舵面偏转角、姿态角的本地采集保存、局域网udp广播以及接受现场试验管理软件试验命令的功能。此外，上位机增加了可视化的功能，如：增加了三维飞机模型对应三维测试角度；增加了相对零点设置功能；增加了原始加速度计和陀螺仪的观测窗口；可以进行中英文的切换等功能，具有操作便捷性及良好界面交互设计的优势。
[0092]
在一些实施例中，所述传感器壳体为方型壳体，内部设计采用立体式正交设计，合理利用空间。传感器体积小，外壳采用铝合金，重量轻，具有防锈、防腐蚀、易加工特性，采用无损贴装的方式贴装于飞行器各个被测舵面，通过无线或者有线的方式，实现传感器与主控界面的通信大大提高检测效率。
[0093]
在一些实施例中，测试单元的传输方式通过rs485有线传输和无线传输模块。
[0094]
在一些实施例中，采用一种隐藏式现场校准方法，将传感器贴装于被测舵面指定位置，初始化上位机系统，随意旋转三个任意位置，得到安装误差，对传感器进行安装误差校正，具体包括：
[0095]
传感器组件安装误差主要包括与被测物所在面的三个误差角，则安装误差角解算主要是解算三个安装误差角和对应的误差标定旋转矩阵。
[0096]
设俯仰误差角为e
θ
，横滚误差角为e
γ
，航向误差角为e
ψ
，对应的误差标定旋转矩阵分别如下：
[0097][0098][0099][0100]
若设误差标定旋转矩阵为m_e，则m_e＝m_e
ψ
×
m_e
θ
×
m_e
γ
，
[0101][0102]
通过误差标定矩阵得到被测物坐标系n系到传感器坐标系b系变换公式为：
[0103][0104]
第一次测试，被测物稳定在初始时刻，标准初始零位，即转动角度θ0＝0和γ0＝0，被测物对应坐标传感器对应坐标则可得到如下等式：
[0105][0106][0107][0108]
其中，未知量为e
θ
、e
γ
和e
ψ
，由于三个等式耦合，所以取前两个有效公式。
[0109]
第二次测试，被测物绕x轴转动三次角度分别为θ1、θ2和θ3，被测物对应坐标分别为，被测物对应坐标分别为和传感器加计读数分别为则可以得到如下等式：
[0110][0111][0112][0113]
其中i＝1,2,3，未知量为e
θ
、e
γ
、e
ψ
、θ1、θ2和θ3，由上式可得到六个有效公式。
[0114][0115][0116][0117]yb2
＝cos(e
θ
)cos(e
ψ
)sin(θ1)-sin(e
θ
)cos(θ1)
[0118]
x
b3
＝(cos(e
ψ
)sin(e
θ
)sin(e
γ
)-cos(e
γ
)sin(e
ψ
))sin(θ3)+cos(e
θ
)sin(e
γ
)cos(θ3)
[0119]yb3
＝cos(e
θ
)cos(e
ψ
)sin(θ3)-sin(e
θ
)cos(θ3)
[0120]
第三次测试，被测物绕y轴转动三次角度分别为γ1、γ2和γ3，被测物对应坐标分别为别为和传感器加计读数分别为则可以得到如下等式：
[0121][0122][0123]
[0124]
其中i＝4,5，6，未知量为e
θ
、e
γ
、e
ψ
、γ1、γ2和γ3，由上式可得到六个有效公式。
[0125][0126][0127][0128][0129][0130][0131]
通过上述三次测试得到14个有效公式，利用jacobi迭代法和newton迭代法解算9个未知数，得到俯仰误差角、横滚误差角和航向误差角，即可得到误差标定矩阵，通过误差标定矩阵可将传感器对应的坐标系变换至被测物坐标系，则可以有效的测量被测物角度。
[0132]
在一些实施例中，采用自适应kalman滤波的在线标定方法实现尾翼角度精确监测，具体包括：
[0133]
首先，在陀螺的随机漂移建立自回归滑动平均arma模型的基础上，从理论和试验两个方面将arma模型转化为状态空间模型的三种模式进行分析，给出适用性较强的模型转化方式；然后，采用概率密度模型对载体角速率建模，来适应载体机动方式的不确定性；最后，考虑陀螺随机漂移的时变特性，采用虚拟噪声法来抵消由固定arma模型参数带来的标定误差，结合三轴加速度计的已知标定误差，联立解算尾翼方向舵的精确角度。
[0134]
对陀螺的随机漂移建立自回归滑动平均arma模型，将arma模型转化为状态空间模型的三种模式进行分析，给出模型转化方式：
[0135]
amra模型的结构式为
[0136][0137]
其中，p、q分别表示p阶自回归q阶滑动平均模型阶数，qj分别为这两部分的模型参数，表示：当k固定时，为正态分布；当k变动时，各ak之间互相独立；
[0138]
将随机漂移的arma模型转化为状态空间的模型，当arma为arma(3,2)模型时，arma的表达式为
[0139][0140]
模式一：
[0141]
设状态变量xk＝[x
k x
k-1 x
k-2
]
t
，系统噪声变量wk＝[a
k a
k-1 a
k-2
]
t
，满足如下系统状态空间表达式：
[0142]
xk＝ax
k-1
+bwk[0143]
zk＝hk[0144]
其中，h＝[1 0 0]；
[0145]
模式二：
[0146]
设状态变量xk＝[x
k x
k-1 x
k-2
]
t
，系统噪声变量wk＝ak，满足如下系统状态空间表达式：
[0147]
xk＝ax
k-1
+bwk[0148]
zk＝hk[0149]
其中，h＝[1 0 0]，g0～g2为arma(3,2)的格林函数，即：g0＝1，＝1，
[0150]
模式三：
[0151]
设状态变量xk＝[x
k x
k-1 x
k-2
]
t
， 系统噪声变量wk＝ak，满足如下系统状态空间表达式：
[0152]
xk＝ax
k-1
+bwk[0153]
zk＝hk[0154]
其中，h＝[1 0 0]；
[0155]
采用概率密度模型对载体角速率建模，来适应载体机动方式的不确定性；
[0156]
考虑陀螺随机漂移的时变特性，采用虚拟噪声法来抵消由固定arma模型参数带来的标定误差；
[0157]
最后，结合三轴加速度计的已知标定误差，即可联立解算尾翼方向舵的精确角度。
[0158]
图3为基于多传输通道的舵面角度传感器的工装示意图，将惯性传感器贴装与飞行器的各个被测舵面上，通过无线或者有线的方式，实现传感器与主控界面的通信。极大提高了检测效率。
[0159]
图4所示为上位机界面示意图，所述上位机增加了可视化的功能，如：增加了三维飞机模型对应三维测试角度；增加了相对零点设置功能；增加了原始加速度计和陀螺仪的观测窗口；可以进行中英文的切换等功能，具有操作便捷性及良好界面交互设计的优势。
[0160]
本发明的有益效果如下：
[0161]
不用采用任何外部设备，仅仅转动被测舵面到三个任意静止的角度，然后进行误差运算。本发明操作简单，偏转任意角度即可得到安装误差，可以界面显示，测量精度高，重复性好。
[0162]
以上所描述的装置是示意性的，其中作为分离部件说明的单元可以是或者也可以不是物理上分开的，作为单元显示的部件可以是或者也可以不是物理单元，即可以位于一个地方，或者也可以分布到多个网络单元上。可以根据实际的需要选择其中的部分或者全部模块来实现本实施例方案的目的。本领域普通技术人员在不付出创造性的劳动的情况下，即可以理解并实施。
[0163]
通过以上的实施方式的描述，本领域的技术人员可以清楚地了解到各实施方式可借助软件加必需的通用硬件平台的方式来实现，也可以通过硬件。上述技术方案本质上或
者说对现有技术做出贡献的部分可以以软件产品的形式体现出来，该计算机软件产品可以存储在计算机可读存储介质中，如rom/ram、磁碟、光盘等，包括若干指令用以使得一台计算机设备(可以是个人计算机，服务器，或者网络设备等)执行各个实施例或者实施例的某些部分所述的方法。
[0164]
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。