一种机载气动参数辨识系统技术方案

一种机载气动参数辨识系统，涉及飞行器机载设备。设有数据采集存储模块、激励诸元模块和在线辨识模块；数据采集存储模块的数据输出一端接其他两模块；三模块通过CAN总线与飞行控制器通信；数据采集存储模块设有至少2组传感器、抗混叠模拟滤波器、信号调节器、采样保持器以及量化器；传感器包括但不限于三轴速率传感器等，传感器的输出端接各自的抗混叠模拟滤波器，抗混叠模拟滤波器的输出端通过信号调节器连接采样保持器的输入端，同步采样控制器的输出端连接采样保持器控制端，采样保持器输出端连接量化器，量化器的输出端连接编码器输入端，编码器的输出端连接记录仪并通过CAN总线与激励诸元模块、在线辨识模块和飞行控制器连接。

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】一种机载气动参数辨识系统，涉及飞行器机载设备。设有数据采集存储模块、激励诸元模块和在线辨识模块；数据采集存储模块的数据输出一端接其他两模块；三模块通过CAN总线与飞行控制器通信；数据采集存储模块设有至少2组传感器、抗混叠模拟滤波器、信号调节器、采样保持器以及量化器；传感器包括但不限于三轴速率传感器等，传感器的输出端接各自的抗混叠模拟滤波器，抗混叠模拟滤波器的输出端通过信号调节器连接采样保持器的输入端，同步采样控制器的输出端连接采样保持器控制端，采样保持器输出端连接量化器，量化器的输出端连接编码器输入端，编码器的输出端连接记录仪并通过CAN总线与激励诸元模块、在线辨识模块和飞行控制器连接。【专利说明】
本专利技术涉及飞行器机载设备，尤其是涉及一种机载气动参数辨识系统。 一种机载气动参数辨识系统
技术介绍
飞行器的气动参数是飞行器研制的基础。气动参数可以分析飞行器的飞行性能和 飞行品质，验证总体布局的正确性，进而对总体设计提出反馈意见。气动参数可以评估飞行 器的稳定性和操纵性，是飞行器控制律设计的基础。气动参数搭建高置信度的飞行仿真平 台，验证飞行控制律的正确性和有效性，降低试飞风险。 目前气动参数只能通过三个渠道获得：风洞试验、流体动力学计算和飞行气动参 数辨识试验。风洞实验的气动参数精度较高，需要大量的资金投入；流体动力学计算需要专 业人员和服务器进行大规模计算，技术服务费较高，相比风洞实验误差较大；气动参数辨识 试验的性价比高，可广泛应用于中小型飞行器、大型飞行器研制。 对于中小型飞行器，风洞实验投入太大，流体动力学计算误差较大，动力学模型的 获取一直是困扰已久的问题。中小型无人机即使成功试飞，也无法获得较为准确的动力学 模型，无法给出准确的飞行性能和飞行品质指标，这对飞行器控制律设计和市场营销都造 成困难。从经济性和准确性角度，气动参数辨识非常适合中小型飞行器研制。 对于大型飞行器，主要依靠风洞实验，同时结合流体动力学计算。但风洞试验和流 体动力学计算都具有一定局限性，气动数据存在一定天地差异，还是需要利用真实试飞数 据进行气动参数辨识，进而修正风洞实验和流体动力学计算的气动数据库。另外，大型飞行 器研制环节有缩比模型的自由飞试验，利用气动参数辨识技术可以获得缩比模型的气动特 性，为飞行器设计提供参考。 气动参数辨识属于控制理论与控制工程学科的系统辨识方向。系统辨识包括模型 辨识和参数估计。在飞行器外形确定的情况下，待辨识模型结构往往确定，主要问题是参 数估计。气动参数辨识通过试飞过程采集的输入（气动舵面偏转角度、油门）和输出数据 (三轴角速率、三轴姿态、三轴加速度、空速/迎角/侧滑），利用辨识算法估计关键气动参 数。为提高输入输出数据的有效信息，需要主动激励激发飞行器固有运动模态。激励设计 很大程度上影响辨识效果，也是气动参数辨识的关键。 在国内外参数辨识系统研究中，大部分设计的采集系统都是依靠高频处理芯片 实施分时复用的方式进行多路数模转换，同时激励程序直接写入控制系统中，并且通常不 会有在线辨识功能。（参考：王军强，朱章华.基于DSP的无人飞行器数据采集系统 的设计.计算机测量与控制，2009, 17(2) :434-436 ; 程秀芹，李永红，王恩怀， 等.飞行器气动参数测试系统的设计.自动化与仪表，2010, 25(010) :42-45 ; Basic principles of flight test instrumentation engineering. AGARD, 1974.) 上述辨识方案存在以下缺点：1)所采集的飞行数据往往无法满足辨识的要求，相 比气动参数辨识飞行控制对传感器精度、频率要求较低，更关键的是基于飞行控制的采集 系统无法从硬件上解决各数据间的时延问题。2)为开展气动参数辨识，需要对飞行控制系 统的硬软件进行修改，容易产生安全隐患，造成飞行事故。
技术实现思路
本专利技术的目的在于提供一种机载气动参数辨识系统。 本专利技术设有数据采集存储模块、激励诸元模块和在线辨识模块； 所述数据采集存储模块的数据输出一端接激励诸元模块和在线辨识模块；数据采 集存储模块、激励诸元模块和在线辨识模块通过CAN总线与飞行控制器相互通信； 所述数据采集存储模块设有至少2组传感器、抗混叠模拟滤波器、信号调节器、采 样保持器以及量化器；所述传感器包括但不限于三轴速率传感器、三轴过载传感器、舵面传 感器、迎角传感器、侧滑角传感器和空速传感器等，传感器的输出端接各自的抗混叠模拟滤 波器，抗混叠模拟滤波器的输出端通过信号调节器连接采样保持器的输入端，同步采样控 制器的输出端连接采样保持器控制端并控制采样保持器定时采样，采样保持器输出端连接 量化器，量化器的输出端连接编码器输入端，编码器的输出端连接记录仪，并且通过CAN总 线分别与激励诸元模块、在线辨识模块和飞行控制器连接。 所述激励诸元模块，可采用一个编程MPC5534芯片，CAN总线数据输出端连接 MPC5534芯片，MPC5534芯片输出连接CAN总线。 所述在线辨识模块，可设有输入串口、输出串口、第1RAM、ROM、卡尔曼滤波器和第 2RAM，CAN总线连接输入串口，输入串口输出连接第1RAM，第1RAM输出连接卡尔曼滤波器， ROM内储存初始设置，ROM输出连接卡尔曼滤波器，卡尔曼滤波器输出连接到第2RAM，第 2RAM输出连接到输出串口，输出串口连接系统CAN总线。 本专利技术将飞行器的辨识软硬件从飞行控制系统中剥离，不仅确保飞行控制的安 全，而且能提供激励信号和解决各传感器采集不同的的问题；机载辨识系统模块化，使得安 装和卸载更加方便，可为多类型多型号飞行器提供高精度辨识数据和在线气动模型数据。 本专利技术是飞行器气动参数辨识的机载专用设备，其功能是：激励飞行器的运动模 态，实时测量并采集飞行器输入数据（各气动舵面、发动机）、输出数据（角运动、线运动、迎 角/侧滑），调用气动参数辨识算法解算动力学模型，进而获得飞行器的气动参数。 本专利技术主要应用于无人飞行器动力学模型确定、飞行器的缩比模型自由飞试验， 以及有人机气动参数的天地差异修正。适用于多类型固定翼、旋翼飞行器，有人、无人飞行 器。 本专利技术按照气动参数辨识要求设计功能完备、相对独立的辨识系统，使用时只需 要将其数据接口和飞行控制系统连接，飞行控制系统硬件无需修改，软件仅增加一个成熟 的功能模块。 本专利技术是一种独立于飞行控制系统的机载辨识系统，辨识过程对原系统影响更 小；具有更好的数据同步性，保证测量精度满足辨识要求；集成判断辨识所需的激励设计 诸元程序，以及相配套的触发时机和安全终止判断；集成气动参数在线辨识功能，为控制策 略选择提供更多方案。 本专利技术根据设定的采样频率，控制器通过程序控制各保持器同时采集对应通道的 电压信号。 诸元软件和在线辨识是在嵌入式中编程可以实现。诸元软件通过接收采集系统数 据，判断飞行器姿态信息，计算激励信号的脉宽和幅值，当飞行器角速率和过载信号稳定在 一个阈值内时开启激励；激励过程中判断飞行器角速率和过载信号大于设定极限值时终止 激励本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种机载气动参数辨识系统，其特征在于设有数据采集存储模块、激励诸元模块和在线辨识模块；所述数据采集存储模块的数据输出一端接激励诸元模块和在线辨识模块；数据采集存储模块、激励诸元模块和在线辨识模块通过CAN总线与飞行控制器相互通信；所述数据采集存储模块设有至少2组传感器、抗混叠模拟滤波器、信号调节器、采样保持器以及量化器；所述传感器包括但不限于三轴速率传感器、三轴过载传感器、舵面传感器、迎角传感器、侧滑角传感器和空速传感器，传感器的输出端接各自的抗混叠模拟滤波器，抗混叠模拟滤波器的输出端通过信号调节器连接采样保持器的输入端，同步采样控制器的输出端连接采样保持器控制端并控制采样保持器定时采样，采样保持器输出端连接量化器，量化器的输出端连接编码器输入端，编码器的输出端连接记录仪，并且通过CAN总线分别与激励诸元模块、在线辨识模块和飞行控制器连接。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：吴了泥，豆修鑫，李超，程晓倩，罗洋，周圣禄，张德进，
申请(专利权)人：厦门大学，
类型：发明
国别省市：福建;35