专利名称：一种飞机重量获取方法
技术领域：
本发明属于无人机飞行控制领域，具体地说，是指一种应用于无人机的飞机重量 获取方法。
背景技术：
长航时无人机由于其续航时间比较长的特点，通常需要携带大量的燃油以保证任 务需要，对于此类无人机，其燃油通常占全机重量的三分之一至一半以上，如美国“全球鹰” 无人机，其燃油重量约占全机重量的56 %，“捕食者”无人机的燃油重量约占全机重量的 50%。飞机在满油和空机状态下的飞行重量差别很大，而在不同重量下对应的飞行速度也 会有较大的差别，因此，为了确保飞行安全，需要准确地测定飞机的重量。通常，只要知道飞机的剩余燃油，则根据飞机重量=空机重量+剩余燃油，就可以 获得飞机重量，空机重量是指飞机在没有装载燃油时的飞机机体及所有机载设备的总重 量，空机重量在飞机的研制试验阶段可能根据试验要求有些变化，或者即使在设计定型后， 也可能由于临时换装机载任务设备等情况而发生变化，因此针对这种情况，可通过测控地 面站的遥控指令装订获得；剩余燃油则需在飞行过程中由油量传感器实时测量得到。由于 受到温度、飞机姿态、油箱形状等诸多因素影响，油量传感器的测量精度都不高，有时可在 20kg级以上，难以满足准确得到相应飞行速度的要求。
发明内容
本发明的目的是提出一种飞机重量获取方法，针对油量传感器测量值的实时性高 但瞬时误差较大，而油量理论估计值的稳定性高但积累误差大的特点，采用优势互补的原 则，利用测量值和理论估计值进行综合比较，准确获得飞机的重量，从而得到相应的飞行速 度，确保飞机的飞行安全。本发明提供的一种飞机重量获取方法，具体包括以下几个步骤步骤一通过滤波环节，对油量采集值进行滤波；首先对油量传感器的测量值采取管道滤波的方法，这样可以避免由于其测量值跳 变造成很大的测量误差；步骤二 通过空机重量确定环节，获得空机重量；在飞机起飞前，通过地面站遥控链路装订的飞机重量以及装订重量时刻的油量滤 波值，获得空机重量；若起飞前没有装订飞机重量，则空机重量取空机缺省值；步骤三通过油量估计环节，获得油量估计值；飞机起飞后，根据飞机飞行状态和相应的耗油率，进行油量估计，获得油量估计 值；步骤四通过油量综合环节，获取油量综合值；在飞机的飞行状态满足估计条件时，计算测量值和估计值之间的绝对误差，通过 将绝对误差与预定门限进行比较，确定油量测量值是否有效，得到油量综合值；
步骤五通过飞机重量计算环节，获取飞机重量；根据空机重量和油量综合值，计算得到飞机重量；本发明提出的飞机重量获取方法的优点在于根据油量传感器测量值的实时性 高但瞬时误差较大，以及油量理论估计值的稳定性高但积累误差大的特点，采取优势互补 的原则，充分发挥了两者的优点的同时又避免了两者的缺点，能够提高油量测量的精度和 可信度，从而使得飞机重量测量更为准确，获得更精确的飞行速度，提高了飞机飞行的安全 性。
图1是本发明的飞机重量获取方法原理框图；图2是本发明的方法流程图；图3是本发明应用于某无人机的某次飞行中的油量测量值和油量估计值综合比 较曲线；
具体实施例方式下面结合附图和实例对本发明作进一步详细说明。图1是本发明的飞机重量获取方法原理框图，如图1所示，首先，滤波环节根据油 量传感器的油量采集值，即采集到的剩余油量值，进行滤波，得到滤波后的测量值，即油量 测量值；空机重量确定环节根据重量装订指令，获取该时刻的油量测量值和装订的飞机重 量，计算得到空机重量；若没有重量装订指令，则空机重量为飞机的空机重量；另一方面， 油量估计环节根据飞机飞行状态和相应的耗油率，进行油量理论估计，得到油量估计值；油 量综合环节根据油量估计值和油量测量值，按照优势互补的原则，进行综合比较，得到油量 综合值；最终，飞机重量计算环节根据空机重量和油量综合值计算得到飞机重量，至此完成 了飞机飞行过程中的飞机重量获取，为飞控计算机进行飞行控制提供重量依据。本发明提供的飞机重量获取方法，流程如图2所示，通过以下几个步骤实现步骤一通过滤波环节，对油量采集值进行滤波；(a)选取滤波时间、，根据采集周期T，计算管道长度L，如式(1)所示L = t/T ；(1)(b)采用对时间为、的数据管道内连续的L个数据取平均的方法进行滤波，采用 先进先出的原则，分两步实现1)利用第一个管道数据
和当前采集的剩余油量值，计算滤波后的油量测
量值G 油测(k+1):G 油测(k+1) = G 油测(k) + (G 原始(k)_G 管道
)/L；(2)其中:G油测(k+1)表示当前采样周期经过管道滤波后的油量滤波值，(k)表示 上一个采样周期经过管道滤波后的油量滤波值，Gm (k)表示当前采样周期油量传感器采 集的油量原始值。2)将需要滤波的数据逐个推进管道，用当前采集的剩余油量值更新最后一个管道 数据[L-1]，如式(3)、⑷所示
G管道[i] = G管道[i+1] ；(3)G 管道[L-l] = G 原始(k) ；(4)其中，i为正整数，i从0开始累加1，直到i = L-2为止；Gm [i]表示当前采样 周期的第i个油量滤波值；步骤二 通过空机重量确定环节，获得空机重量G空机；如果起飞前装订了飞机的初始重量&，则根据式(3)确定；否则，取空机 缺省值，即G5^为飞机的空机重量；G 空机=G0_G 油测 0;(5)其中，表示飞机空机重量，G^^表示装订重量时刻的油量滤波值；步骤三通过油量估计环节，获得油量估计值；飞机起飞后，开始进行油量估计，根据式(6)确定油量估计值G油估(k+1) =G_(k)-q. 6t；(6)其中，(k+1)表示当前采样周期的油量估计值；(k)表示上一个采样周期的油量估计值；G油估(0)表示初始时刻的油量估计值，G油估(0) = G浙古0 ；6 t为估计步长；q为耗油率，是针对飞机的不同飞行状态，根据发动机性能和地面台架试验，通过 理论分析和计算获得的，可根据飞机的不同飞行状态选取相应的值，本发明选取三个飞行 状态下的耗油率q，分别为爬升状态耗油率q; #、定高状态耗油率qeS、下降状态耗油率qT
降；步骤四通过油量综合环节，得到油量综合值G油；由于油量传感器进行油量测量时，受俯仰角和横滚角变化的影响很大，一般俯仰 角在3度、横滚角在0度附近时测量较准确，爬升和下降时进行油量测量误差较大，因此只 选择在飞机定高飞行时对油量传感器的测量值和估计值作综合比较，这样比较结果比较可 信；在飞机进入定高状态的t2时间后(a)若滚转角Y已持续t2时间满足绝对值小于￡度的条件，则取
(7)e = |G麵(k)_G油估(k)若e彡e给则油量传感器测量值有效，G 油(k) = G 油测(k)G 油估(k) = G 油测(k)否则油量传感器测量值超差，G 油(k) = G 油估(k)(b)t3时间后，若飞机仍持续处于定高飞行，则转至(a)；其中，t2表示滚转角Y持续满足绝对值小于￡的时间，是根据飞机从进入定高到姿态
8)) /(\ 9
(10)稳定的时间来选取，并综合考虑空中气流的影响，保留一定余量而定，一般取值为2 5分 钟；、表示飞机持续处于定高飞行的时间，t3的选取应综合考虑飞机定高的耗油情 况、计算机的计算量等因素，若耗油率大，则、应选取得小一些，以适应剩余油量的实时变 化；若耗油率小，则t3应选取得大一些，以免造成计算机的计算负担，一般取值为30 60分 钟；e表示飞机定高飞行进行油量综合比较需要满足的横滚角限制条件，是根据飞机 姿态稳定性能确定，一般选为横滚角稳定精度的2 3倍；表示油量传感器测量值有效与否的上限，是根据飞机油量传感器的误差选定， 一般取为油量传感器误差；步骤五通过飞机重量计算环节，获取飞机重量；利用油量综合值(k)和空机重量GStt，根据式(11)获得飞机重量G(k) = Gem+G fi (k)(11)实施例以下通过具体实施例数据来进一步说明本发明提供的飞机重量获取方法。本发明应用于某型无人机的飞机重量获取，该无人机装载的油量传感器误差为 20kg,该无人机的横滚角稳定精度为1度，空机重量为320kg ；根据飞机飞行性能，发动机性 能，通过发动机地面台架试验，确定飞机的三种耗油率分别是1)在飞机爬升飞行时，q爬升=10kg/h ；2)在飞机定高飞行时，q巡航=5kg/h ；3)在飞机下降飞行时，q下降=2kg/h ；图3为该无人机某次飞行中，剩余油量测量值和估计值的综合比较曲线，可以看 到在飞机定高飞行的1.8个小时中，按照￡ = G W](k)-G fift(k)彡20kg的比较条件，每 间隔30分钟重新进行一次比较，总共进行了三次油量测量值和估计值的比较，由于每次 都满足￡ < 20kg，因此油量综合的结果表明油量传感器工作正常，且油量估计值在每次比 较的时候按照油量测量值进行更新，提高了油量估计值的实时性；若出现￡ > 20kg，则认为油量传感器超差，使用油量估计值进行飞机重量的计 算，并根据油量综合比较的判别条件继续进行比较，直到满足￡ < 20kg才重新使用油量测 量值进行飞机重量的计算，这样避免了油量测量值的不稳定性引入飞机重量的计算中，提 高了飞行的安全性；实现本发明的具体步骤为步骤一通过滤波环节，对油量采集值进行滤波；(a)选取滤波时间t = 90s，根据采集周期T = 0. 08s，计算管道长度L，如式(1) 所示L = t/T = 1125 ；(1)(b)滤波采用对90s的数据管道内连续的1125个数据取平均的方法，采用先进先 出的原则，分两步实现1)利用第一个管道数据
和当前采集的剩余油量值，计算滤波后的油量测
量值G油测(k+1)
G 油测(k+1) = G 油测(k) + (G 原始(k)_G 管道
)/1125 ；(2)2)将需要滤波的数据逐个推进管道，用当前采集的剩余油量值更新最后一个管道 数据Gffjl[1124]，如式(3)、⑷所示G管道[i] = G管道[i+1] ；(3)G 管道[1124] = G 原始(k) ；(4)其中，i为正整数，i从0开始累加1，直到i = 1123为止；G _ (k+1)表示当前采 样周期经过管道滤波后的油量滤波值，G fi}1 (k)表示上一个采样周期经过管道滤波后的油 量滤波值，Gm (k)表示当前采样周期油量传感器采集的油量原始值，[i]表示当前采 样周期的第i个油量滤波值；步骤二 通过空机重量确定环节，获得空机重量G空机；如果起飞前的地面等待阶段装订了飞机的初始重量&，则根据式(3)确定；否 则，取空机缺省值320kg ；G 空机=G0_G 油测 0;(5)其中，G^^表示飞机空机重量；G ^表示装订重量时刻的油量滤波值；步骤三通过油量估计环节，获得油量估计值；飞机起飞后，开始进行油量估计，根据式(6)确定油量估计值G油估(k+1) =G_(k)-q. 6t；(6)其中，(k+1)表示当前采样周期的油量估计值；(k)表示上一个采样周期的油量估计值；G油估(0)表示初始时刻的油量估计值，G油估(0) = G浙古0 ；6 t 为估计步长，6 t = 0. 08s ；q为耗油率，本发明选取三个飞行状态下的耗油率，分别为爬升耗油率q;K#、巡航 耗油率qsft、下降耗油率qTPf ；耗油率1)在飞机爬升飞行时，q取爬升的耗油率q爬升=10kg/h ；2)在飞机定高飞行时，q取巡航的耗油率q = 5kg/h ；3)在飞机下降飞行时，q取下降的耗油率qTPf = 2kg/h ；步骤四通过油量综合环节，获取油量综合值；由于该无人机从进入定高到状态稳定的时间一般是30s 40s，考虑到空中气流 影响和保留一定余量，将t2选取为2分钟；在飞机进入定高飞行的2分钟后(a)若滚转角已持续2分钟满足绝对值小于￡ = 3度的条件，则取e = |G麵(k)_G油估(k) |，(7)若 e 彡 e 给(e 给=20kg)贝油量传感器测量值有效，G 油(k) = G _ (k)(8)G 油估(k) = G _ (k)(9)否则油量传感器测量值超差，
G 油(k)=G 油估(k)(10)(b)取t3 = 30分钟，30分钟后，若飞机仍持续处于定高段，则转至(a)；步骤五通过飞机重量计算环节，获得飞机重量；利用油量综合值G油(k)和空机重量Gs机，根据式(11)获得飞机重量G(k) = G 空机+G 油(k)(11)。
权利要求
一种飞机重量获取方法，其特征在于，所述的获取方法按照以下步骤实现步骤一通过滤波环节，对油量采集值进行滤波；(a)选取滤波时间t1，根据采集周期T，计算管道长度L，如式(1)所示L＝t1/T；(1)(b)采用对时间为t1的数据管道内连续的L个数据取平均的方法进行滤波，采用先进先出的原则，分两步实现1)利用第一个管道数据G管道
和当前采集的剩余油量值，计算滤波后的油量测量值G油测(k+1)G油测(k+1)＝G油测(k)+(G原始(k) G管道
)/L； (2)其中G油测(k+1)表示当前采样周期经过管道滤波后的油量滤波值，G油测(k)表示上一个采样周期经过管道滤波后的油量滤波值，G原始(k)表示当前采样周期油量传感器采集的油量原始值；2)将需要滤波的数据逐个推进管道，用当前采集的剩余油量值更新最后一个管道数据G管道[L 1]，如式(3)、(4)所示G管道[i]＝G管道[i+1]； (3)G管道[L 1]＝G原始(k)； (4)其中，i为正整数，i从0开始累加1，直到i＝L 2为止；G管道[i]表示当前采样周期的第i个油量滤波值；步骤二通过空机重量确定环节，获得空机重量G空机；如果起飞前装订了飞机的初始重量G0，则根据式(5)确定G空机；否则，G空机取空机缺省值，即G空机为飞机的空机重量；G空机＝G0 G油测0； (5)其中，G空机表示飞机空机重量，G油测0表示装订重量时刻的油量滤波值；步骤三通过油量估计环节，进行油量估计，获得油量估计值；飞机起飞后，开始进行油量估计，根据式(6)确定油量估计值G油估(k+1)＝G油估(k) q·δt；(6)其中，G油估(k+1)表示当前采样周期的油量估计值；G油估(k)表示上一个采样周期的油量估计值；G油估(0)表示初始时刻的油量估计值，G油估(0)＝G油估0；δt为估计步长；q为耗油率，飞机三个飞行状态下的耗油率，分别为爬升状态耗油率q爬升、定高状态耗油率q定高、下降状态耗油率q下降；步骤四通过油量综合环节，得到油量综合值G油；在飞机进入定高状态的第t2分钟后(a)若滚转角γ已持续t2分钟满足绝对值小于ε度的条件，则取e＝|G油测(k) G油估(k)| (7)若e≤e给则油量传感器测量值有效，G油(k)＝G油测(k) (8)G油估(k)＝G油测(k) (9)否则油量传感器测量值超差，G油(k)＝G油估(k) (10)(b)t3分钟后，若飞机仍持续处于定高飞行，则转至(a)；其中，t2表示滚转角γ持续满足绝对值小于ε的时间；t3表示飞机持续处于定高飞行的时间；ε表示飞机定高飞行进行油量综合比较需要满足的横滚角限制条件；e给表示油量传感器测量值有效与否的上限；步骤五通过飞机重量计算环节，获取飞机重量；利用油量综合值G油(k)和空机重量G空机，根据式(11)获得飞机重量G(k)＝G空机+G油(k) (11)
2.根据权利要求1所述的一种飞机重量获取方法，其特征在于，所述的、根据飞机 从进入定高到姿态稳定的时间来选取，并综合考虑空中气流的影响，保留一定余量，取值为 2 5分钟。
3.根据权利要求1所述的一种飞机重量获取方法，其特征在于，所述的t3的选取为，若 飞机耗油率大，则t3选取小一些；若飞机耗油率小，则t3选取大一些，取值为30 60分钟。
4.根据权利要求1所述的一种飞机重量获取方法，其特征在于，所述的ε为横滚角稳 定精度的2 3倍。
5.根据权利要求1所述的一种飞机重量获取方法，其特征在于，所述的为油量传感
全文摘要
本发明公开了一种飞机重量获取方法，该方法针对油量传感器测量值的实时性高但瞬时误差较大，而油量理论估计值的稳定性高但积累误差大的特点，采用优势互补的原则，首先对油量传感器的采集值进行滤波得到油量测量值，并进一步确定空机重量，然后根据飞机飞行状态和耗油率进行油量估计，利用测量值和理论估计值进行综合比较，准确获得飞机的重量，从而得到相应的飞行速度，确保飞机的飞行安全。
文档编号G01F1/00GK101929887SQ20101026913
公开日2010年12月29日 申请日期2010年8月31日 优先权日2010年8月31日
发明者张翠萍, 王宏伦, 王瑛, 舒婷婷, 郑丽丽, 黄建 申请人:北京航空航天大学