一种飞行器迎角信号的建模方法技术

本发明专利技术公开了一种飞行器迎角信号的建模方法，包括飞行器迎角的信号流模型和信号流中各环节的数学模型。其中，信号流模型描述了从飞行器真实迎角到飞行控制使用迎角信号之间的物理过程和处理环节，包括飞行器俯仰转动对迎角的影响、飞行器流场干扰对迎角测量的影响、迎角传感器的动态响应、传感器信号测量转换、输入信号的平滑滤波、传感器位置误差修正、输出信号的平滑滤波、和各环节中的传输延迟。各环节的数学模型给出了信号流中各个环节的典型数学模型形式，可对各个环节的物理过程和信号处理进行数学描述和模拟仿真。本发明专利技术可实现对飞行器迎角信号的高精度模拟，提高飞行控制算法设计的效率和可信度，在航空、航天行业中有较高的应用价值。

Modeling method of aircraft angle of attack signal

The invention discloses a method for modeling an angle of attack signal of an aircraft, comprising a signal flow model of an angle of attack of an aircraft and a mathematical model of each link in a signal flow. The signal flow model is described from the angle of attack to the real aircraft flight control using physical processes and processing links between angle signal, including pitch rotation angle of attack aircraft, the influence of flow interference on the angle of attack on the measurement of angle of attack, dynamic response of the sensor, sensor signal measurement and conversion of the input signal, smoothing filter the position sensor, the output signal of the error correction, smoothing filter, and each link of the transmission delay. The mathematical model of each link gives the typical mathematical model of each link in the signal flow. It can describe and simulate the physical process and signal processing of each link. The invention can realize the high-precision simulation of the angle of attack signal of an aircraft, improve the efficiency and reliability of the design of a flight control algorithm, and has high application value in the aviation and aerospace industry.

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器迎角信号的建模方法
本专利技术属于飞行控制
，涉及一种可对飞行器迎角信号实现高精度模拟的建模方法。
技术介绍
迎角，即攻角，是飞行器机体纵轴与空速方向的夹角。迎角直接决定了飞行器的升力、俯仰/滚转/偏航稳定性和三轴操纵效能，迎角过大时可能导致飞行器失速、失控。因而，在飞行控制中，迎角是最重要的信号之一，不仅用于飞行器的稳定性增强，还用于失速告警、迎角保护等安全关键功能。对迎角信号的高精度模拟是在飞行控制设计中实现以上功能的基础。当前，国内飞行控制设计中主要使用二阶动态环节代表迎角传感器动态，并使用纯延迟环节反映迎角信号测量的时间延迟，忽略传感器电压滤波、输出信号滤波等其它环节。但随着现代大气数据计算机的性能提升和功能复杂化，大气数据计算机中对迎角信号的滤波、解算环节也更多、更复杂，这些滤波环节导致迎角信号出现大的相位滞后，影响飞行控制中相关功能的设计精度，降低设计效率；严重时甚至导致系统稳定性降低，影响飞行安全。飞行控制系统设计必须保证安全要求，同时应尽量提高设计精度和效率。这就需要在设计中使用更高精度的迎角信号模型。从信号建模的角度来看，应在设计初期就对迎角信号中的滤波、解算等环节予以系统考虑和评估。
技术实现思路
本专利技术的目的是：提供一种迎角信号的建模方法，对传统方法中未考虑，而在现代飞行控制系统设计中非常重要的滤波、解算等真实环节予以考虑，提高对飞行器迎角信号的模拟精度。本专利技术的技术方案是：一种飞行器迎角信号的建模方法，其特征在于：包括以下步骤：第一步、建立迎角的信号流模型，包括：飞行器俯仰转动对迎角的影响、飞行器流场干扰对迎角测量的影响、迎角传感器的动态响应、传感器信号测量转换、输入信号的平滑滤波、传感器位置误差修正、输出信号的平滑滤波、和各环节中的传输延迟；第二步、对第一步中信号流模型中的各个环节，建立其数学模型，具体包括：a)环节1，为俯仰转动对飞行器迎角的影响，设迎角传感器相对重心的力臂为X，飞行器空速为VT，俯仰角速率为q，则角速率引起的传感器处来流迎角增量为：Δα＝arctan(Vq/VT)≈Vq/VT＝-X·q/VT；b)环节2，为飞行器流场干扰对迎角测量的影响，在各个马赫数(Ma)、飞行器构型(Conf)下，风标处的局部气流迎角α1与来流迎角αq呈良好线性关系，可表达为：α1＝kαq+b，其中系数k和b均为Ma和Conf的函数；c)环节3，为迎角传感器的动态响应，对最常用的风标式迎角传感器，在局部气流迎角αs作用下，其偏角δs的动态响应可用典型二阶环节表示为：其中ωn为迎角风标的自然频率，ξ为迎角风标的阻尼比；d)环节4，为迎角传感器偏角到电位计输出电压的测量转换，设传感器偏角为δαs，电位计输出电压为U，则该过程数学模型为：U＝k·δαs，其中，k为电位计偏角到输出电压的转换系数；e)环节5，为大气数据计算机的模拟/数字转换，转换过程用纯延迟环节表达，数学模型为：其中τ为延迟时间常数；f)环节6，为大气数据计算机对电位计输出电压的平滑滤波，一阶平滑滤波算法模型为：y(n)＝C0·x(n)+C1·y(n-1)；其中，y(n)为当前拍输出，x(n)为当前拍输入，y(n-1)为前一拍输出，C0和C1为当前拍和前一拍所占的权重系数，要求二者之和为1；二阶平滑滤波算法模型为：y(n)＝C0·x(n)+C1·x(n-1)+C2·y(n-1)+C3·y(n-2)；其中，y(n)为当前拍输出，x(n)为当前拍输入，x(n-1)为前一拍输入，y(n-1)为前一拍输出，y(n-2)为前两拍输出，C0、C1、C2、C3为以上各项所占的权重系数，要求四个系数之和为1；g)环节7，为电位计电压到偏角的转换，转换关系为：h)环节8，为迎角传感器的位置误差修正，设传感器测得的局部气流迎角为α1，飞行器真迎角为α，修正关系为：α＝kα1+b；其中，系数k和b均为Ma和Conf的函数；i)环节9，为真迎角信号的平滑滤波，一阶平滑滤波算法模型为：y(n)＝C0·x(n)+C1·y(n-1)，其中各参数定义同环节6；j)环节10，为数据总线的传输过程，用纯延迟环节表达，数学模型为：其中τ为延迟时间常数；第三步、将以上各环节的输入、输出关系按环节编号依次串联，得到从飞行器真实迎角到飞行控制使用迎角信号的总数学模型，用于飞行控制设计。本专利技术所产生的有益效果：本专利技术一种迎角信号的建模方法，建立了飞行器迎角的信号流模型，对飞行器真实迎角到飞行控制使用迎角的物理过程给出了系统的描述。对信号流中的各个环节，根据其物理原理，建立了其典型数学模型。二者结合，提高了迎角信号建模的全面性，可实现对飞行器迎角信号的高精度模拟，有助于提高飞行控制设计的精度、效率和安全性，在航空、航天行业中有较高的应用价值。附图说明图1是本专利技术的信号流图。具体实施方式下面结合附图和实施方式对一种飞行器迎角信号的建模方法做具体说明。(1)系统考虑从飞行器真实迎角到飞行控制使用迎角信号之间的各个物理过程和处理环节，建立迎角的信号流模型，如附图1所示，信号流模型包括：飞行器俯仰转动对迎角的影响、飞行器流场干扰对迎角测量的影响、迎角传感器的动态响应、传感器信号测量转换、输入信号的平滑滤波、传感器位置误差修正、输出信号的平滑滤波、和各环节中的传输延迟。(2)对信号流模型中各个环节，建立其数学模型。其中：k)环节1，为俯仰转动对飞行器迎角的影响。其形成机理是：由于迎角传感器安装位置距飞行器重心力臂的存在，当飞行器俯仰转动时，俯仰角速率将使传感器处有附加速度和附加迎角增量。设迎角传感器相对重心的力臂为X，飞行器空速为VT，俯仰角速率为q，则角速率引起的传感器处来流迎角增量为：Δα＝arctan(Vq/VT)≈Vq/VT＝-X·q/VT；l)环节2，为飞行器流场干扰对迎角测量的影响。由于飞行器机身对周围流场存在干扰，迎角传感器处局部气流方向与来流方向将不一致，使局部气流迎角与来流迎角不同。在各个马赫数(Ma)、飞行器构型(Conf)下，风标处的局部气流迎角α1与来流迎角αq呈良好线性关系，可表达为：α1＝kαq+b。其中系数k和b均为Ma和Conf的函数；m)环节3，为迎角传感器的动态响应。对最常用的风标式迎角传感器，在局部气流迎角αs作用下，其偏角δs的动态响应可用典型二阶环节表示为：其中ωn为迎角风标的自然频率，ξ为迎角风标的阻尼比；n)环节4，为迎角传感器偏角到电位计输出电压的测量转换。设传感器偏角为δαs，电位计输出电压为U，则该过程数学模型为：U＝k·δαs。其中，k为电位计偏角到输出电压的转换系数；o)环节5，为大气数据计算机的模拟/数字转换。该转换过程可用纯延迟环节表达，数学模型为：其中τ为延迟时间常数；p)环节6，为大气数据计算机对电位计输出电压的平滑滤波。常用的一阶平滑滤波算法模型为：y(n)＝C0·x(n)+C1·y(n-1)。其中，y(n)为当前拍输出，x(n)为当前拍输入，y(n-1)为前一拍输出，C0和C1为当前拍和前一拍所占的权重系数，要求二者之和为1。常用的二阶平滑滤波算法模型为：y(n)＝C0·x(n)+C1·x(n-1)+C2·y(n-1)+C3·y(n-2)其中，y(n)为当前拍输出，x(n)为当前拍输入，x(n-本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种飞行器迎角信号的建模方法，其特征在于：包括以下步骤：第一步、建立迎角的信号流模型，包括：飞行器俯仰转动对迎角的影响、飞行器流场干扰对迎角测量的影响、迎角传感器的动态响应、传感器信号测量转换、输入信号的平滑滤波、传感器位置误差修正、输出信号的平滑滤波、和各环节中的传输延迟；第二步、对第一步中信号流模型中的各个环节，建立其数学模型，具体包括：a)环节1，为俯仰转动对飞行器迎角的影响，设迎角传感器相对重心的力臂为X，飞行器空速为V

【技术特征摘要】
1.一种飞行器迎角信号的建模方法，其特征在于：包括以下步骤：第一步、建立迎角的信号流模型，包括：飞行器俯仰转动对迎角的影响、飞行器流场干扰对迎角测量的影响、迎角传感器的动态响应、传感器信号测量转换、输入信号的平滑滤波、传感器位置误差修正、输出信号的平滑滤波、和各环节中的传输延迟；第二步、对第一步中信号流模型中的各个环节，建立其数学模型，具体包括：a)环节1，为俯仰转动对飞行器迎角的影响，设迎角传感器相对重心的力臂为X，飞行器空速为VT，俯仰角速率为q，则角速率引起的传感器处来流迎角增量为：Δα＝arctan(Vq/VT)≈Vq/VT＝-X·q/VT；b)环节2，为飞行器流场干扰对迎角测量的影响，在各个马赫数(Ma)、飞行器构型(Conf)下，风标处的局部气流迎角α1与来流迎角αq呈良好线性关系，可表达为：α1＝kαq+b，其中系数k和b均为Ma和Conf的函数；c)环节3，为迎角传感器的动态响应，对最常用的风标式迎角传感器，在局部气流迎角αs作用下，其偏角δs的动态响应可用典型二阶环节表示为：其中ωn为迎角风标的自然频率，ξ为迎角风标的阻尼比；d)环节4，为迎角传感器偏角到电位计输出电压的测量转换，设传感器偏角为δαs，电位计输出电压为U，则该过程数学模型为：U＝k·δαs，其中，k为电位计偏角到输出电压的转换系数；e)环节5，为大气数据计算机的模拟/数字转换，转换...

【专利技术属性】
技术研发人员：巩磊，黑文静，薛源，杨汀，张龑，
申请(专利权)人：中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所，
类型：发明
国别省市：陕西,61