飞机舵面偏转角度的确定方法、装置、设备及介质与流程

1.本发明实施例涉及飞机装配制造技术领域，尤其涉及一种飞机舵面偏转角度的确定方法、装置、设备及介质。


背景技术：

2.在飞机的装配制造中，精确测量舵面偏转角度，是飞机日常维护中的一个重要项目，并且，舵面的偏转角度是飞行性能的一项重要参数，偏转角度的精确测量对于保证飞机从起飞到着陆的各个阶段的姿态调整有着重要作用。
3.目前，关于飞机舵面偏转角度的测量数据，主要有以下两种方式：第一，通过传统测量方式确定，如附图1a所示，通过飞机舵面尖端处的位移量，计算出飞机舵面的偏转角度，根据三角函数关系计算确定舵面偏转角度，这种方式计算得到的偏转角度存在较大误差，测量精度低；第二，通过高精度数字角度仪确定偏转角度，如附图1b所示，这种方式的测量精度较高、可靠性好且操作简单，但是在实际测量过程中，需要保证高精度数字角度仪的测量轴与舵面转轴平行，安装不方便且易产生测量误差。因此，如何简化飞机舵面偏转角度的测量操作，并提高飞机舵面偏转角度的测量精度，是亟待解决的问题。


技术实现要素：

4.本发明实施例提供一种飞机舵面偏转角度的确定方法、装置、设备及介质，以简化飞机舵面偏转角度的测量操作，提高飞机舵面偏转角度的测量精度。
5.第一方面，本发明实施例提供了一种飞机舵面偏转角度的确定方法，包括：
6.实时获取安装在飞机舵面上的陀螺仪针对飞机飞行姿态的各组测量数据；
7.根据测量时间相邻的每两组测量数据，分别确定飞机舵面偏转角度。
8.第二方面，本发明实施例还提供了一种飞机舵面偏转角度的确定装置，包括：
9.测量数据获取模块，用于实时获取安装在飞机舵面上的陀螺仪针对飞机飞行姿态的各组测量数据；
10.飞机舵面偏转角度确定模块，用于根据测量时间相邻的每两组测量数据，分别确定飞机舵面偏转角度。
11.第三方面，本发明实施例还提供了一种计算机设备，包括存储器、处理器及存储在存储器上并可在处理器上运行的计算机程序，所述处理器执行所述程序时实现如本发明任意实施例所述的飞机舵面偏转角度的确定方法。
12.第四方面，本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现如本发明任意实施例所述的飞机舵面偏转角度的确定方法。
13.本发明实施例提供的技术方案中，实时获取安装在飞机舵面上的陀螺仪针对飞机飞行姿态的各组测量数据，根据测量时间相邻的每两组测量数据，分别确定飞机舵面偏转角度，通过陀螺仪得到的测量数据即可确定飞机舵面偏转角度，在安装陀螺仪时无需要求
陀螺仪的测量轴与飞机舵面转轴平行，陀螺仪的安装过程简单，通过陀螺仪测量数据确定的飞机舵面偏转角度的精确度也高。
附图说明
14.图1a是现有技术中的采用传统测量方式进行偏转角度测量的示意图；
15.图1b是现有技术中的采用高精度数字角度仪进行偏转角度测量的示意图；
16.图2是本发明实施例一中的一种飞机舵面偏转角度的确定方法的流程示意图；
17.图3a是本发明实施例二中的一种飞机舵面偏转角度的示意图；
18.图3b是本发明实施例二中的一种飞机舵面偏转角度的示意图；
19.图3c是本发明实施例二中的一种确定飞机舵面偏转角度的应用示意图；
20.图4a是本发明实施例三中的一种确定飞机舵面偏转角度的应用示意图；
21.图4b是本发明实施例三中的一种飞机舵面偏转角度变化曲线的示意图；
22.图5a是本发明实施例四中的一种飞机舵面偏转角度的示意图；
23.图5b是本发明实施例四中的一种飞机舵面偏转角度的示意图；
24.图5c是本发明实施例四中的一种确定飞机舵面偏转角度的应用示意图；
25.图5d是本发明实施例四中的一种飞机舵面偏转角度变化曲线的示意图；
26.图6是本发明实施例五中的一种飞机舵面偏转角度的确定装置的结构示意图；
27.图7是本发明实施例六中的一种计算机设备的硬件结构示意图。
具体实施方式
28.下面结合附图和实施例对本发明作进一步的详细说明。可以理解的是，此处所描述的具体实施例仅仅用于解释本发明，而非对本发明的限定。另外还需要说明的是，为了便于描述，附图中仅示出了与本发明相关的部分而非全部结构。
29.在更加详细地讨论示例性实施例之前应当提到的是，一些示例性实施例被描述成作为流程图描绘的处理或方法。虽然流程图将各项操作(或步骤)描述成顺序的处理，但是其中的许多操作可以被并行地、并发地或者同时实施。此外，各项操作的顺序可以被重新安排。当其操作完成时所述处理可以被终止，但是还可以具有未包括在附图中的附加步骤。处理可以对应于方法、函数、规程、子例程、子程序等等。
30.实施例一
31.图2是本发明实施例一提供的一种飞机舵面偏转角度的确定方法的流程图，本发明实施例可适用于在具有水平转轴的飞机舵面上的任意角度位置进行偏转角度的确定的情况，该方法可以由本发明实施例提供的飞机舵面偏转角度的确定装置来执行，该装置可采用软件和/或硬件的方式实现，并一般可集成在计算机设备中。
32.如图2所示，本实施例提供的一种飞机舵面偏转角度的确定方法，具体包括：
33.s110、实时获取安装在飞机舵面上的陀螺仪针对飞机飞行姿态的各组测量数据。
34.飞机舵面，指的是飞机的主控制面，例如飞机的副翼、升降舵及地面扰流板等。其中，飞机舵面也可以称作飞机翼面或飞机活动面，本发明实实例对此不做作具体限定。
35.陀螺仪，安装在任意一个飞机舵面上，用于实时测量飞机舵面的姿态数据。飞机舵面发生转动时，陀螺仪随着舵面同步转动，其内部的半导体产生应变，从而产生电气特性的
变化，陀螺仪根据该变化量测量得到飞机舵面的测量数据。在本发明实施例中，陀螺仪可以选用型号为adis16362的六自由度陀螺仪。
36.测量数据，指的是通过陀螺仪测量得到的与飞机飞行姿态相关的数据。其中，陀螺仪类型不同，输出的测量数据的形式也不一定相同，例如，测量数据可以是飞机舵面相对于水平面的旋转角度。
37.将陀螺仪安装至飞机舵面的任意位置，通过陀螺仪进行飞机舵面角度的实时测量，生成针对飞机飞行姿态的各组测量数据，然后可以通过数据采集器实时获取各组测量数据，从而进行飞机舵面偏转角度的计算。
38.s120、根据测量时间相邻的每两组测量数据，分别确定飞机舵面偏转角度。
39.测量时间，指的是陀螺仪输出测量数据的时间，或者是陀螺仪的测量数据被采集的时间。
40.飞机舵面偏转角度，指的是飞机舵面的翻转角度。
41.根据与任意相邻的两个测量时间对应的两组测量数据，均可计算得到一个飞机舵面偏转角度。实时根据陀螺仪连续输出的多组测量数据，即可得到飞机舵面偏转角度在一段时间内的变化情况。
42.可选的，在根据相邻的每两组测量数据，分别确定飞机舵面偏转角度之前，还可以包括：对实时获取的各组测量数据进行滤波；在滤波后的测量数据中按照预设时间间隔筛选出多组测量数据。
43.进而，可以根据筛选后的多组测量数据进行飞机舵面偏转角度的计算。
44.预设时间间隔，指的是预先设定的一个时间长度，例如，预设时间间隔可以为0.1秒。
45.在实时获取各组测量数据后，可以对各组测量数据进行滤波，然后按照预设时间间隔，从滤波后的测量数据中筛选出多组用于计算飞机舵面的偏转角度的测量数据。其中，对各组测量数据进行滤波，可以采用现有技术中的任一种滤波方法，例如加权递推平均滤波法，本发明实施例对此不做具体限定。
46.可选的，在根据相邻的每两组测量数据，分别确定飞机舵面偏转角度之后，还可以包括：根据确定的多个飞机舵面偏转角度，生成飞机舵面偏转角度变化曲线。
47.飞机舵面偏转角度变化曲线，用于反映飞机舵面偏转角度的变化趋势。
48.在确定飞机舵面偏转角度后，可以生成飞机舵面偏转角度变化曲线，并通过用户界面进行可视化显示。示例性的，可以将生成的飞机舵面偏转角度变化曲线发送至手持终端，通过手持终端的用户界面进行可视化显示。
49.进一步的，在根据确定的多个飞机舵面偏转角度，生成飞机舵面偏转角度变化曲线之前，还可以包括：对确定的多个飞机舵面偏转角度进行滤波和补充校准。
50.为了提高生成的飞机舵面偏转角度变化曲线的精准度，还可以对确定的多个飞机舵面偏转角度进行滤波以及补充校准处理，从而使飞机舵面偏转角度变化曲线能够正确反映飞机舵面的偏转角度变化趋势。
51.本发明实施例提供的技术方案，实时获取安装在飞机舵面上的陀螺仪针对飞机飞行姿态的各组测量数据，根据测量时间相邻的每两组测量数据，分别确定飞机舵面偏转角度，通过陀螺仪得到的测量数据即可确定飞机舵面偏转角度，在安装陀螺仪时无需要求陀
螺仪的测量轴与飞机舵面转轴平行，陀螺仪的安装过程简单，通过陀螺仪测量数据确定的飞机舵面偏转角度的精确度也高。
52.实施例二
53.本实施例在上述实施例的基础上进行具体化，其中，若测量数据的类型为轴旋转角度，则根据测量时间相邻的每两组测量数据，分别确定飞机舵面偏转角度，可以包括：
54.在测量时间相邻的两组测量数据中，若与前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向平行，则根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0055][0056]
其中，α表示后一组测量数据在大地坐标系中的x轴旋转角度，β表示后一组测量数据在大地坐标系中的y轴旋转角度；
[0057]
若与前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向不平行，则根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0058][0059]
其中，α1表示前一组测量数据在大地坐标系中的x轴旋转角度，α2表示后一组测量数据在大地坐标系中的x轴旋转角度，β1表示前一组测量数据在大地坐标系中的y轴旋转角度，β2表示后一组测量数据在大地坐标系中的y轴旋转角度。
[0060]
本实施例提供的一种飞机舵面偏转角度的确定方法，具体包括：
[0061]
s210、实时获取安装在飞机舵面上的陀螺仪针对飞机飞行姿态的各组测量数据。
[0062]
s220、若测量数据的类型为轴旋转角度，则在测量时间相邻的两组测量数据中，判断与前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向是否平行，若是，则执行s230，否则执行s240。
[0063]
轴旋转角度，指的是飞机舵面转轴在大地坐标系中x轴方向和y轴方向的旋转角度。可以理解的是，飞机舵面发生转动时，其转动角度即为飞机舵面转轴的旋转角度，由于陀螺仪安装在飞机舵面上，且与飞机舵面同步转动，故陀螺仪转轴的旋转角度与飞机舵面转轴的旋转角度相等。
[0064]
当测量数据为轴旋转角度时，则判断相邻两组测量数据中的前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量，是否与大地坐标系中大地高方向平行，其中，大地坐标系中大地高方向即为大地坐标系中的z轴，若陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向平行，则可以直接根据相邻两组测量数据中的后一组测量数据，计算飞机舵面偏转角度；若陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向不平行，则根据相邻两组测量数据计算飞机舵面偏转角度。
[0065]
s230、根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0066][0067]
其中，α表示后一组测量数据在大地坐标系中的x轴旋转角度，β表示后一组测量数据在大地坐标系中的y轴旋转角度。
[0068]
当陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向平行时，如图3a所示，其中，a表示陀螺仪重量矢量，飞机舵面转轴发生转动时，陀螺仪同步发生转动，陀螺仪重量矢量a的变
化角度即为飞机舵面偏转角度，也就是说，飞机舵面偏转角度等于陀螺仪重力矢量a与大地坐标系中z轴的夹角θ，故可以直接根据测量时间相邻的两组测量数据中的后一组测量数据计算飞机舵面偏转角度。
[0069]
飞机舵面转轴发生转动时，假设陀螺仪重力矢量a的大小为1，飞机舵面转动使大地坐标系中的x轴旋转α角度，大地坐标系中的y轴旋转β角度，则平面xoz绕x轴旋转α角度后得到平面xoz’，平面yoz绕y轴旋转β角度后得到平面yoz’，转动后的陀螺仪重量矢量a既落在平面xoz’上，又落在平面yoz’上，其中：
[0070]
平面xoz’的方程为：y＝z
·
cotα；
[0071]
平面yoz’的方程为：x＝z
·
tanβ；
[0072]
则陀螺仪重力矢量a可以表示为：因此，当陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向平行时，飞机舵面偏转角度θ可以表示为：
[0073]
s240、根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0074][0075]
其中，α1表示前一组测量数据在大地坐标系中的x轴旋转角度，α2表示后一组测量数据在大地坐标系中的x轴旋转角度，β1表示前一组测量数据在大地坐标系中的y轴旋转角度，β2表示后一组测量数据在大地坐标系中的y轴旋转角度。
[0076]
当飞机舵面不为水平面时，陀螺仪重力矢量一般不与大地坐标系中大地高方向平行，如图3b所示，其中，a1表示相邻两组测量数据中前一组测量数据对应的陀螺仪重量矢量(相当于陀螺仪重量矢量在测量时间内的初始位置)，a2表示相邻两组测量数据中后一组测量数据对应的陀螺仪重量矢量(相当于陀螺仪重量矢量在测量时间内的转动位置)，飞机舵面转轴发生转动时，陀螺仪同步发生转动，陀螺仪重量矢量从a1到a2所对应的变化角度即为飞机舵面偏转角度，也就是说，飞机舵面偏转角度等于陀螺仪重力矢量a1与a2之间的夹角θ，故可以根据测量时间相邻的两组测量数据计算飞机舵面偏转角度。
[0077]
飞机舵面转轴发生转动时，假设陀螺仪重力矢量a的大小为1，在相邻的两组测量数据中，前一组测量数据对应的陀螺仪重量矢量a1使大地坐标系中的x轴旋转α1角度，大地坐标系中的y轴旋转β1角度，飞机舵面发生转动后，后一组测量数据对应的陀螺仪重量矢量a2使大地坐标系中的x轴旋转α2角度，大地坐标系中的y轴旋转β2角度，则陀螺仪重力矢量a1可以表示为：可以表示为：陀螺仪重力矢量a2可以表示为：因此，当陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向不平行时，飞机舵面偏转角度θ可以表示为：
[0078]
可以理解的是，在实际应用中，当陀螺仪安装在飞机舵面的任意位置后，可以对计算机设备发出清零指令，开始记录陀螺仪重力矢量的初始位置对应的旋转角度，当飞机舵面发生转动后，实时获取到的陀螺仪重力矢量的转动位置对应的旋转角度，并基于公式
实时确定飞机舵面偏转角度。
[0079]
作为一种具体的实施方式，图3c提供了一种确定飞机舵面偏转角度的具体应用场景，其中包括上位机和下位机，下位机可以通过安装在飞机舵面上的陀螺仪实时测量飞机舵面的轴旋转角度，再通过数据采集模块获取各组轴旋转角度，并通过数据发射模块，基于wifi(wireless fidelity，无线连接)技术将采集到的各组轴旋转角度发送至上位机，上位机通过数据接收模块接收各组轴旋转角度，并将各组轴旋转角度发送至上位机中的测量模块进行飞机舵面偏转角度的计算，具体为：对接收到的各组轴旋转角度进行滤波，在滤波后的轴旋转角度中按照预设时间间隔筛选出多组轴旋转角度，根据相邻的每两组轴旋转角度，分别确定飞机舵面偏转角度，然后对确定的多个飞机舵面偏转角度进行滤波和补充校准，再根据确定的多个飞机舵面偏转角度，生成飞机舵面偏转角度变化曲线，并可以发送至手持终端，将飞机舵面偏转角度变化曲线可视化展示给用户。其中，上位机可以采用型号为研华ipc-610的计算机，手持终端可以采用型号为cf-19的笔记本计算机。
[0080]
本实施例未尽详细解释之处请参见前述实施例，在此不再赘述。
[0081]
上述技术方案，当实时获取的各组测量数据的类型为轴旋转角度时，可以根据在测量时间相邻的两组测量数据中，与前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向是否平行，选择匹配的公式计算飞机舵面偏转角度，无需平行安装陀螺仪便可精确测量飞机舵面偏转角度，陀螺仪的安装过程简单，并且可以根据陀螺仪测量得到的轴旋转角度，计算得到飞机舵面偏转角度，提高了飞机舵面偏转角度的精确度。
[0082]
实施例三
[0083]
本实施例在上述实施例的基础上进行具体化，其中，若测量数据的类型为角加速度，则根据测量时间相邻的每两组测量数据，分别确定飞机舵面偏转角度，可以包括：
[0084]
对每组测量数据进行二次积分，确定与测量数据对应的轴旋转角度；
[0085]
在测量时间相邻的两组测量数据中，若与前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向平行，则根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0086][0087]
若与前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向不平行，则根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0088][0089]
本实施例提供的一种飞机舵面偏转角度的确定方法，具体包括：
[0090]
s310、实时获取安装在飞机舵面上的陀螺仪针对飞机飞行姿态的各组测量数据。
[0091]
s320、若测量数据的类型为角加速度，则每组测量数据进行二次积分，确定与测量数据对应的轴旋转角度。
[0092]
其中，角加速度为飞机舵面转轴在大地坐标系中x轴方向和y轴方向的角加速度。可以理解的是，飞机舵面发生转动时，其角加速度即为飞机舵面转轴的角加速度，由于陀螺仪安装在飞机舵面上，且与飞机舵面同步转动，故陀螺仪转轴的角加速度与飞机舵面转轴的角加速度相等。
[0093]
当测量数据为角加速度时，需要对其进行二次积分，利用积分后得到的轴旋转角度计算飞机舵面偏转角度。
[0094]
示例性的，当测量数据为大地坐标系中的x轴角加速度α
″
以及y轴角加速度β
″
时，可以通过对角加速度进行二次积分的方式，确定与之对应的轴旋转角度，即，测量数据在大地坐标系中的x轴旋转角度α可以表示为α＝∫∫α
″
dt，在大地坐标系中的y轴旋转角度β可以表示为β＝∫∫β
″
dt。
[0095]
s330、在测量时间相邻的两组测量数据中，判断与前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向是否平行，若是，则执行s340，否则执行s350。
[0096]
若陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向平行，则可以直接根据相邻两组测量数据中的后一组测量数据积分后得到的轴旋转角度，计算飞机舵面偏转角度；若螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向不平行，则根据相邻两组测量数据积分后得到的轴旋转角度，计算飞机舵面偏转角度。
[0097]
s340、根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0098][0099]
其中，α表示后一组测量数据在大地坐标系中的x轴旋转角度，β表示后一组测量数据在大地坐标系中的y轴旋转角度。
[0100]
s350、根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0101][0102]
其中，α1表示前一组测量数据在大地坐标系中的x轴旋转角度，α2表示后一组测量数据在大地坐标系中的x轴旋转角度，β1表示前一组测量数据在大地坐标系中的y轴旋转角度，β2表示后一组测量数据在大地坐标系中的y轴旋转角度。
[0103]
作为一种具体的实施方式，图4a提供了一种确定飞机舵面偏转角度的具体应用场景，其中包括上位机和下位机，下位机可以通过安装在飞机舵面上的陀螺仪实时测量飞机舵面的角加速度，再通过数据采集模块获取各组角加速度，并通过数据发射模块，基于wifi技术将采集到的各组角加速度发送至上位机，上位机通过数据接收模块接收各组角加速度，并将各组角加速度发送至上位机中的测量模块进行飞机舵面偏转角度的计算，具体为：对接收到的各组角加速度进行二次积分，确定与角加速度对应的轴旋转角度，然后对积分后得到的轴旋转角度进行滤波，在滤波后的轴旋转角度中按照预设时间间隔筛选出多组轴旋转角度，根据相邻的每两组轴旋转角度，分别确定飞机舵面偏转角度，然后对确定的多个飞机舵面偏转角度进行滤波和补充校准，再根据确定的多个飞机舵面偏转角度，生成飞机舵面偏转角度变化曲线，并可以发送至手持终端，将飞机舵面偏转角度变化曲线可视化展示给用户。
[0104]
示例性的，图4b提供了一种飞机舵面偏转角度变化曲线的示意图，其中，飞机舵面为左地面扰流板。当预设时间间隔为0.1秒时，将滤波后的轴旋转角度中按照0.1秒时间间隔筛选出多组轴旋转角度，根据公式计算飞机舵面偏转角度，并对确定的多个飞机舵面偏转角度进行滤波和补充校准，再根据
确定的多个飞机舵面偏转角度，生成图4b所示的飞机舵面偏转角度变化曲线。
[0105]
需要说明的是，当测量数据的类型为角加速度时，可以先对各组角加速度进行二次积分，确定与角加速度对应的轴旋转角度，再对二次积分后得到的轴旋转角度进行滤波，也可以先对各组角加速度进行滤波，然后对滤波后的各组角加速度进行二次积分，确定与角加速度对应的轴旋转角度，本发明实施例对此不做具体限定。
[0106]
本实施例未尽详细解释之处请参见前述实施例，在此不再赘述。
[0107]
上述技术方案，当实时获取的各组测量数据的类型为角加速度时，需要对每组测量数据进行二次积分，确定与测量数据对应的轴旋转角度，然后再根据测量时间相邻的每两组测量数据，确定飞机舵面偏转角度，无需平行安装陀螺仪便可精确测量飞机舵面偏转角度，陀螺仪的安装过程简单，并且可以根据陀螺仪测量得到的角加速度，计算得到飞机舵面偏转角度，提高了飞机舵面偏转角度的精确度。
[0108]
实施例四
[0109]
本实施例在上述实施例的基础上进行具体化，其中，测量数据包括线加速度；
[0110]
根据相邻的每两组测量数据，分别确定飞机舵面偏转角度，可以包括：
[0111]
在相邻的两组测量数据中，若与前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向平行，则根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0112][0113]
其中，a
x
、ay及az分别表示后一组测量数据在大地坐标系中的x轴、y轴及z轴上的投影；
[0114]
若与前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向不平行，则根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0115][0116]
其中，a表示陀螺仪的重量大小，a
x1
、a
y1
及a
z1
分别表示前一组测量数据在大地坐标系中的x轴、y轴及z轴上的投影，a
x2
、a
y2
及a
z2
分别表示后一组测量数据在大地坐标系中的x轴、y轴及z轴上的投影。
[0117]
本实施例提供的一种飞机舵面偏转角度的确定方法，具体包括：
[0118]
s410、实时获取安装在飞机舵面上的陀螺仪针对飞机飞行姿态的各组测量数据。
[0119]
其中，测量数据包括线加速度。
[0120]
线加速度，指的是飞机舵面转轴在大地坐标系中的x轴、y轴以及z轴三个方向上的线加速度。
[0121]
可以理解的是，对于一些型号的陀螺仪，不仅能够测量旋转的角度或角加速度，还可以测量在大地坐标系中的x轴、y轴以及z轴三个方向上的线加速度。在静态或准静态的情况下，大地坐标系中的x轴、y轴以及z轴三个方向上的线加速度即为陀螺仪重力矢量在这三个方向上的投影，因此，还可以根据安装在飞机舵面上的陀螺仪测量得到的线加速度，确定陀螺仪重力矢量的空间位置，进而确定飞机舵面的偏转角度。
[0122]
s420、在相邻的两组测量数据中，判断与前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量
与大地坐标系中大地高方向是否平行，若是，则执行s430，否则执行s440。
[0123]
若陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向平行，则可以直接根据相邻两组测量数据中的后一组测量数据在大地坐标系中的x轴、y轴及z轴上的投影，计算飞机舵面偏转角度；若螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向不平行，则根据相邻两组测量数据在大地坐标系中的x轴、y轴及z轴上的投影，计算飞机舵面偏转角度。
[0124]
s430、根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0125][0126]
其中，a
x
、ay及az分别表示后一组测量数据在大地坐标系中的x轴、y轴及z轴上的投影。
[0127]
当陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向平行时，如图5a所示，其中，a表示陀螺仪重量矢量，飞机舵面转轴发生转动时，陀螺仪同步发生转动，陀螺仪重量矢量a的变化角度即为飞机舵面偏转角度，也就是说，飞机舵面偏转角度等于陀螺仪重力矢量a与大地坐标系中z轴的夹角θ，故可以直接根据测量时间相邻的两组测量数据中的后一组测量数据在大地坐标系中的x轴、y轴及z轴上的投影，计算飞机舵面偏转角度。
[0128]
飞机舵面转轴发生转动时，陀螺仪重力矢量a的值为a＝(a
x
，ay，az)，则陀螺仪重力矢量与大地坐标系中z轴的夹角θ可以表示为：通过该公式即可确定飞机舵面偏转角度。
[0129]
s440、根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0130][0131]
其中，a表示陀螺仪的重量大小，a
x1
、a
y1
及a
z1
分别表示前一组测量数据在大地坐标系中的x轴、y轴及z轴上的投影，a
x2
、a
y2
及a
z2
分别表示后一组测量数据在大地坐标系中的x轴、y轴及z轴上的投影。
[0132]
当飞机舵面不为水平面时，陀螺仪重力矢量一般不与大地坐标系中大地高方向平行，如图5b所示，其中，a1表示相邻两组测量数据中前一组测量数据对应的陀螺仪重量矢量(相当于陀螺仪重量矢量在测量时间内的初始位置)，a2表示相邻两组测量数据中后一组测量数据对应的陀螺仪重量矢量(相当于陀螺仪重量矢量在测量时间内的转动位置)，飞机舵面转轴发生转动时，陀螺仪同步发生转动，陀螺仪重量矢量从a1到a2所对应的变化角度即为飞机舵面偏转角度，也就是说，飞机舵面偏转角度等于陀螺仪重力矢量a1与a2之间的夹角θ，故可以根据测量时间相邻的两组测量数据计算飞机舵面偏转角度。
[0133]
飞机舵面转轴发生转动时，假设陀螺仪重力矢量a的重量大小为a(a为一个常数)，在相邻的两组测量数据中，前一组测量数据对应的陀螺仪重量矢量a1的值为a1＝(a
x1
，a
y1
，a
z1
)，飞机舵面发生转动后，后一组测量数据对应的陀螺仪重量矢量a2的值为a2＝(a
x2
，a
y2
，az2
)，则飞机舵面偏转角度θ可以表示为：由于陀螺仪重力矢量a1和陀螺仪重力矢量a2的重量大小均为a，故因此，当陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向不平行时，飞机舵面偏转角度θ可以表示为
[0134]
作为一种具体的实施方式，图5c提供了一种确定飞机舵面偏转角度的具体应用场景，其中包括上位机和下位机，下位机可以通过安装在飞机舵面上的陀螺仪实时测量飞机舵面的线加速度，再通过数据采集模块获取各组线加速度，并通过数据发射模块，基于wifi技术将采集到的各组线加速度发送至上位机，上位机通过数据接收模块接收各组线加速度，并将各组线加速度发送至上位机中的测量模块进行飞机舵面偏转角度的计算，具体为：对接收到的各组线加速度进行滤波，在滤波后的线加速度中按照预设时间间隔筛选出多组线加速度，根据相邻的每两组线加速度，分别确定飞机舵面偏转角度，然后对确定的多个飞机舵面偏转角度进行滤波和补充校准，再根据确定的多个飞机舵面偏转角度，生成飞机舵面偏转角度变化曲线，并可以发送至手持终端，将飞机舵面偏转角度变化曲线可视化展示给用户。
[0135]
示例性的，图5d提供了一种飞机舵面偏转角度变化曲线的示意图，其中，飞机舵面为左副翼。当预设时间间隔为0.1秒时，将滤波后的线加速度按照0.1秒时间间隔筛选出多组线加速度，根据公式计算飞机舵面偏转角度，并对确定的多个飞机舵面偏转角度进行滤波和补充校准，再根据确定的多个飞机舵面偏转角度，生成图5d所示的飞机舵面偏转角度变化曲线。
[0136]
本实施例未尽详细解释之处请参见前述实施例，在此不再赘述。
[0137]
上述技术方案，当实时获取的各组测量数据为线加速度时，可以根据在测量时间相邻的两组测量数据中，与前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向是否平行，选择匹配的公式计算飞机舵面偏转角度，无需平行安装陀螺仪便可精确测量飞机舵面偏转角度，陀螺仪的安装过程简单，并且可以根据陀螺仪测量得到的线加速度，计算得到飞机舵面偏转角度，提高了飞机舵面偏转角度的精确度，此外，相比于基于角度计算飞机舵面偏转角度的方法，基于线加速度计算飞机舵面偏转角度的方法更为简便，提高了飞机舵面偏转角度的测量效率。
[0138]
实施例五
[0139]
图6是本发明实施例五提供的一种飞机舵面偏转角度的确定装置的结构示意图，本发明实施例可适用于在具有水平转轴的飞机舵面上的任意角度位置进行偏转角度的确定的情况，该装置可采用软件和/或硬件的方式实现，并一般可集成在计算机设备中。
[0140]
如图6所示，该飞机舵面偏转角度的确定装置具体包括：测量数据获取模块210以及飞机舵面偏转角度确定模块220。其中，
[0141]
测量数据获取模块210，用于实时获取安装在飞机舵面上的陀螺仪针对飞机飞行姿态的各组测量数据；
[0142]
飞机舵面偏转角度确定模块220，用于根据测量时间相邻的每两组测量数据，分别确定飞机舵面偏转角度。
[0143]
本发明实施例提供的技术方案，实时获取安装在飞机舵面上的陀螺仪针对飞机飞行姿态的各组测量数据，根据测量时间相邻的每两组测量数据，分别确定飞机舵面偏转角度，通过陀螺仪得到的测量数据即可确定飞机舵面偏转角度，在安装陀螺仪时无需要求陀螺仪的测量轴与飞机舵面转轴平行，陀螺仪的安装过程简单，通过陀螺仪测量数据确定的飞机舵面偏转角度的精确度也高。
[0144]
作为一种可选的实施方式，飞机舵面偏转角度确定模块220，具体用于若所述测量数据的类型为轴旋转角度，则在测量时间相邻的两组测量数据中，若与前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向平行，则根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0145][0146]
其中，α表示后一组测量数据在大地坐标系中的x轴旋转角度，β表示后一组测量数据在大地坐标系中的y轴旋转角度；
[0147]
若与前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向不平行，则根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0148][0149]
其中，α1表示前一组测量数据在大地坐标系中的x轴旋转角度，α2表示后一组测量数据在大地坐标系中的x轴旋转角度，β1表示前一组测量数据在大地坐标系中的y轴旋转角度，β2表示后一组测量数据在大地坐标系中的y轴旋转角度。
[0150]
作为一种可选的实施方式，飞机舵面偏转角度确定模块220，具体用于若所述测量数据的类型为角加速度，则对每组测量数据进行二次积分，确定与所述测量数据对应的轴旋转角度；
[0151]
在测量时间相邻的两组测量数据中，若与前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向平行，则根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0152][0153]
若与前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向不平行，则根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0154][0155]
作为一种可选的实施方式，所述测量数据包括线加速度；
[0156]
飞机舵面偏转角度确定模块220，具体用于在相邻的两组测量数据中，若与前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向平行，则根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0157][0158]
其中，a
x
、ay及az分别表示后一组测量数据在大地坐标系中的x轴、y轴及z轴上的投影；
[0159]
若与前一组测量数据对应的陀螺仪重力矢量与大地坐标系中大地高方向不平行，则根据如下公式计算飞机舵面偏转角度θ：
[0160][0161]
其中，a表示所述陀螺仪的重量大小，a
x1
、a
y1
及a
z1
分别表示前一组测量数据在大地坐标系中的x轴、y轴及z轴上的投影，a
x2
、a
y2
及a
z2
分别表示后一组测量数据在大地坐标系中的x轴、y轴及z轴上的投影。
[0162]
可选的，上述装置还包括：测量数据筛选模块，其中，测量数据筛选模块，用于在根据相邻的每两组测量数据，分别确定飞机舵面偏转角度之前，对实时获取的各组测量数据进行滤波；
[0163]
在滤波后的测量数据中按照预设时间间隔筛选出多组测量数据。
[0164]
可选的，上述装置还包括：飞机舵面偏转角度变化曲线生成模块，其中，飞机舵面偏转角度变化曲线生成模块，用于在根据相邻的每两组测量数据，分别确定飞机舵面偏转角度之后，根据确定的多个飞机舵面偏转角度，生成飞机舵面偏转角度变化曲线。
[0165]
进一步的，上述装置还包括：飞机舵面偏转角度处理模块，其中，飞机舵面偏转角度处理模块，用于在根据确定的多个飞机舵面偏转角度，生成飞机舵面偏转角度变化曲线之前，对确定的多个飞机舵面偏转角度进行滤波和补充校准。
[0166]
上述飞机舵面偏转角度的确定装置可执行本发明任意实施例所提供的飞机舵面偏转角度的确定方法，具备执行飞机舵面偏转角度的确定方法相应的功能模块和有益效果。
[0167]
实施例六
[0168]
图7为本发明实施例六提供的一种计算机设备的硬件结构示意图。图7示出了适于用来实现本发明实施方式的示例性计算机设备12的框图。图7显示的计算机设备12仅仅是一个示例，不应对本发明实施例的功能和使用范围带来任何限制。
[0169]
如图7所示，计算机设备12以通用计算设备的形式表现。计算机设备12的组件可以包括但不限于：一个或者多个处理器或者处理单元16，系统存储器28，连接不同系统组件(包括系统存储器28和处理单元16)的总线18。
[0170]
总线18表示几类总线结构中的一种或多种，包括存储器总线或者存储器控制器，外围总线，图形加速端口，处理器或者使用多种总线结构中的任意总线结构的局域总线。举例来说，这些体系结构包括但不限于工业标准体系结构(isa)总线，微通道体系结构(mac)总线，增强型isa总线、视频电子标准协会(vesa)局域总线以及外围组件互连(pci)总线。
[0171]
计算机设备12典型地包括多种计算机系统可读介质。这些介质可以是任何能够被计算机设备12访问的可用介质，包括易失性和非易失性介质，可移动的和不可移动的介质。
[0172]
系统存储器28可以包括易失性存储器形式的计算机系统可读介质，例如随机存取
存储器(ram)30和/或高速缓存存储器32。计算机设备12可以进一步包括其它可移动/不可移动的、易失性/非易失性计算机系统存储介质。仅作为举例，存储系统34可以用于读写不可移动的、非易失性磁介质(图7未显示，通常称为“硬盘驱动器”)。尽管图7中未示出，可以提供用于对可移动非易失性磁盘(例如“软盘”)读写的磁盘驱动器，以及对可移动非易失性光盘(例如cd-rom，dvd-rom或者其它光介质)读写的光盘驱动器。在这些情况下，每个驱动器可以通过一个或者多个数据介质接口与总线18相连。系统存储器28可以包括至少一个程序产品，该程序产品具有一组(例如至少一个)程序模块，这些程序模块被配置以执行本发明各实施例的功能。
[0173]
具有一组(至少一个)程序模块42的程序/实用工具40，可以存储在例如系统存储器28中，这样的程序模块42包括但不限于操作系统、一个或者多个应用程序、其它程序模块以及程序数据，这些示例中的每一个或某种组合中可能包括网络环境的实现。程序模块42通常执行本发明所描述的实施例中的功能和/或方法。
[0174]
计算机设备12也可以与一个或多个外部设备14(例如键盘、指向设备、显示器24等)通信，还可与一个或者多个使得用户能与该计算机设备12交互的设备通信，和/或与使得该计算机设备12能与一个或多个其它计算设备进行通信的任何设备(例如网卡，调制解调器等等)通信。这种通信可以通过输入/输出(i/o)接口22进行。并且，计算机设备12还可以通过网络适配器20与一个或者多个网络(例如局域网(lan)，广域网(wan)和/或公共网络，例如因特网)通信。如图所示，网络适配器20通过总线18与计算机设备12的其它模块通信。应当明白，尽管图7中未示出，可以结合计算机设备12使用其它硬件和/或软件模块，包括但不限于：微代码、设备驱动器、冗余处理单元、外部磁盘驱动阵列、raid系统、磁带驱动器以及数据备份存储系统等。
[0175]
处理单元16通过运行存储在系统存储器28中的程序，从而执行各种功能应用以及数据处理，例如实现本发明实施例所提供的一种飞机舵面偏转角度的确定方法。也即，所述处理单元执行所述程序时实现：
[0176]
实时获取安装在飞机舵面上的陀螺仪针对飞机飞行姿态的各组测量数据；
[0177]
根据测量时间相邻的每两组测量数据，分别确定飞机舵面偏转角度。
[0178]
实施例七
[0179]
本发明实施例七提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，该程序被处理器执行时实现如本技术所有发明实施例提供的一种飞机舵面偏转角度的确定方法：也即，该程序被处理器执行时实现：
[0180]
实时获取安装在飞机舵面上的陀螺仪针对飞机飞行姿态的各组测量数据；
[0181]
根据测量时间相邻的每两组测量数据，分别确定飞机舵面偏转角度。
[0182]
可以采用一个或多个计算机可读的介质的任意组合。计算机可读介质可以是计算机可读信号介质或者计算机可读存储介质。计算机可读存储介质例如可以是但不限于电、磁、光、电磁、红外线、或半导体的系统、装置或器件，或者任意以上的组合。计算机可读存储介质的更具体的例子(非穷举的列表)包括：具有一个或多个导线的电连接、便携式计算机磁盘、硬盘、随机存取存储器(ram)、只读存储器(rom)、可擦式可编程只读存储器(eprom或闪存)、光纤、便携式紧凑磁盘只读存储器(cd-rom)、光存储器件、磁存储器件、或者上述的任意合适的组合。在本文件中，计算机可读存储介质可以是任何包含或存储程序的有形介
质，该程序可以被指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用。
[0183]
计算机可读的信号介质可以包括在基带中或者作为载波一部分传播的数据信号，其中承载了计算机可读的程序代码。这种传播的数据信号可以采用多种形式，包括但不限于电磁信号、光信号或上述的任意合适的组合。计算机可读的信号介质还可以是计算机可读存储介质以外的任何计算机可读介质，该计算机可读介质可以发送、传播或者传输用于由指令执行系统、装置或者器件使用或者与其结合使用的程序。
[0184]
计算机可读介质上包含的程序代码可以用任何适当的介质传输，包括但不限于无线、电线、光缆、rf等等，或者上述的任意合适的组合。
[0185]
可以以一种或多种程序设计语言或其组合来编写用于执行本发明操作的计算机程序代码，所述程序设计语言包括面向对象的程序设计语言(诸如java、smalltalk、c++)，还包括常规的过程式程序设计语言(诸如“c”语言或类似的程序设计语言)。程序代码可以完全地在用户计算机上执行、部分地在用户计算机上执行、作为一个独立的软件包执行、部分在用户计算机上部分在远程计算机上执行、或者完全在远程计算机或服务器上执行。在涉及远程计算机的情形中，远程计算机可以通过任意种类的网络(包括局域网(lan)或广域网(wan))，连接到用户计算机，或者，可以连接到外部计算机(例如利用因特网服务提供商来通过因特网连接)。
[0186]
注意，上述仅为本发明的较佳实施例及所运用技术原理。本领域技术人员会理解，本发明不限于这里所述的特定实施例，对本领域技术人员来说能够进行各种明显的变化、重新调整和替代而不会脱离本发明的保护范围。因此，虽然通过以上实施例对本发明进行了较为详细的说明，但是本发明不仅仅限于以上实施例，在不脱离本发明构思的情况下，还可以包括更多其他等效实施例，而本发明的范围由所附的权利要求范围决定。