一种机载分布式POS用机翼弹性变形测量方法技术

本发明专利技术涉及一种机载分布式POS用机翼弹性变形测量方法，包括步骤：建立柔性基线上主节点和子节点的加速度关系模型；对主节点高精度陀螺仪数据以及主、子节点加速度计数据依次进行低通和高通滤波去噪，并根据去噪后的数据划分机翼挠曲变形时间段和机翼振动时间段；分别计算机翼挠曲变形时间段和机翼振动时间段中各子节点机翼对应的挠曲角；建立机翼总体挠度曲线方程，进而得到各子节点机翼对应的挠度；根据挠曲角及挠度计算机翼轴向位移变化量。本发明专利技术计算的上述信息可用于辅助机载分布式POS通过传递对准获取多个子节点的高精度运动信息，进而辅助阵列天线SAR等多任务机载对地观测遥感载荷进行高精度成像。测遥感载荷进行高精度成像。测遥感载荷进行高精度成像。

【技术实现步骤摘要】
一种机载分布式POS用机翼弹性变形测量方法


[0001]本专利技术涉及弹性变形测量
，特别是涉及一种机载分布式POS用机翼弹性变形测量方法，可计算机翼受垂直于轴线的横向力作用发生弯曲时对应的挠度和挠曲角，以及机翼弯曲时不可忽略的轴向位移，辅助机载对地观测多任务遥感载荷柔性基线上多节点高精度运动信息的获取，进而辅助多任务遥感载荷对地观测进行高精度成像。

技术介绍

[0002]多任务遥感载荷是目前机载对地观测的重要发展方向之一，如集成高分辨率测绘相机、成像光谱仪、大视场红外扫描仪、合成孔径雷达(Synthetic Aperture Radar，SAR)于同一载机的多任务载荷，机载分布式阵列天线SAR和柔性多基线干涉SAR等。对于装备多任务遥感载荷的高性能航空遥感系统，需要对位于机腹的主节点和机翼上分布安装的多个载荷点即子节点的运动参数实现高精度测量。
[0003]对于主节点，往往使用高精度位置姿态测量系统(Position and Orientation System，POS)进行绝对运动信息的高精度测量。POS是目前机载对地观测中遥感载荷获取位置、速度、姿态等运动参数的主要手段，其主要组成包括高精度惯性测量单元(Inertial Measurement Unit，IMU)、全球导航卫星系统(Global Navigation Satellite System，GNSS)接收机、导航计算机和后处理软件。但对于子节点，受体积、重量、成本等限制，通常为体积小、轻量化的中低精度IMU。因此需要依靠主节点POS的高精度位置、速度、姿态等运动参数对子节点中低精度IMU进行传递对准以实现所在节点处运动信息的精确测量。由于阵风、湍流、发动机振动和机翼内部载荷变化等影响，飞机机翼存在复杂弹性变形，导致分布式POS各节点间的空间距离(基线)呈柔性变化，因此必须对机翼弹性变形进行高精度测量才能保证传递对准的精度。
[0004]目前国内外对弹性变形信息的测量、建模和估计的方法主要分为三类。第一类方法为被动式建模，代表性方法之一是将弹性变形角理想化为马尔科夫过程，并将其增广为卡尔曼滤波的状态变量进行估计(例如李端昌,钟麦英,郭丁飞.分布式POS传递对准中的误差检测与补偿[C].第25届中国控制与决策会议论文集.2013:4194-4199.)，但机翼内部负载及外部受力复杂且时变，因此模型参数难以准确确定。另一种代表性方法是将机翼等效为悬臂梁，通过振动力学规律建模，之后将机体弹性变形角增广为卡尔曼滤波的状态变量进行估计，例如公开号为CN102621565A的专利采用ANSYS辅助建模的方法模拟机翼弹性变形。但该方法所建立的模型随飞机材质的变化而变化，并且没有考虑时变的外部气动载荷和自身载荷如油量等对飞机弹性变形中参数的影响。第二类方法是直接利用挠曲变形测量传感器测量各子节点处的弹性变形，例如视觉测量或光纤光栅形变测量系统。但这些传感器的数据更新频率较低，无法满足遥感载荷对高频实时运动参数数据的需求，且测量精度易受环境的影响。例如，光纤光栅传感器受温度影响较大，而且光纤脆弱、安装复杂；视觉测量易受遮挡和环境光强的影响。第三类方法是通过惯性测量单元计算挠曲变形信息，即通过主节点、子节点的陀螺仪或加速度计信息计算弹性变形信息。例如公开号为
CN106679612A的专利将主节点、子节点的加速度计测量值之差和陀螺仪测量值之差作为量测，建立系统的非线性系统测量方程进而估计子节点处的挠曲变形和挠曲角，但该方法不可避免地用到子节点陀螺仪数据，对于分布式POS而言，子节点通常为中低精度IMU，其中陀螺仪漂移较大，可达0.1
°
/h至10
°
/h量级，而机载对地观测成像时间长达数小时，因此上述方法的测量精度无法保证。考虑到对于中低精度IMU，尽管陀螺仪漂移严重，但加速度计精度与高精度POS中的加速度计在一个数量级或者仅相差一个数量级，因此部分学者提出仅使用加速度计进行机体弹性变形估计的方法，例如公开号为CN104655132A的专利将主节点、子节点的加速度计测量值之差作为量测，建立系统的非线性系统量测方程，进而估计出机体弹性变形信息。但该方法建立的机体变形模型基于二阶马尔科夫过程，模型参数的选择多凭经验确定。在实际机载应用环境中，机体受到的内外载荷如大气扰动等复杂时变，导致模型参数难以准确确定和更新，上述问题严重影响了该方法的计算精度和实用性。由此可知，现有形变测量方法应用于机载对地观测环境时均存在各自不足。

技术实现思路

[0005]本专利技术解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种机载分布式POS用机翼弹性变形测量方法，该方法可在仅安装分布式POS的情况下，通过主节点高精度POS和子节点加速度计计算机翼变形信息，包括机翼主要发生形变的横向弯曲对应的挠度和挠曲角，以及机翼弯曲时不可忽略的轴向位移。上述机翼形变信息可用于辅助机载分布式POS获取多个子节点的高精度运动信息，进而辅助阵列天线SAR等机载对地观测多任务遥感载荷进行高精度成像。
[0006]为解决上述技术问题，本专利技术采取如下的技术方案：
[0007]一种机载分布式POS用机翼弹性变形测量方法，所述方法包括以下步骤：
[0008]建立柔性基线上主节点和子节点的加速度关系模型；
[0009]对主节点高精度陀螺仪数据以及主节点、子节点加速度计数据依次进行低通滤波和高通滤波去噪，并根据去噪后的数据划分机翼挠曲变形时间段和机翼振动时间段；
[0010]基于所述加速度关系模型分别计算机翼挠曲变形时间段和机翼振动时间段中各子节点机翼受垂直于轴线的横向力作用发生弯曲时对应的挠曲角；
[0011]基于机翼结构分析和材料力学中的叠加原理建立机翼总体挠度曲线方程，并利用计算得到的所述挠曲角计算所述机翼总体挠度曲线方程的待求参数，进而得到各子节点机翼受垂直于轴线的横向力作用发生弯曲时对应的挠度；
[0012]根据各子节点机翼受垂直于轴线的横向力作用发生弯曲时对应的挠曲角及挠度计算机翼轴向位移变化量。
[0013]本专利技术与现有技术相比的优点在于：
[0014]针对机翼变形严重影响机载分布式POS子节点传递对准精度的问题，本专利技术提出了一种机载分布式POS用机翼弹性变形测量方法。该方法可在仅使用主节点高精度POS的角速度和加速度数据和子节点加速度计数据的情况下，结合机翼结构分析，计算得到机翼弹性变形信息，包括机翼受垂直于轴线的横向力作用发生弯曲时对应的挠度和挠曲角，以及机翼轴向变形对应的形变位移。该方法直接根据机翼形变导致的加速度分量计算机翼变形信息，相比现有方法，有如下几个优势：一是无需计算机载环境下复杂时变的机翼内外载荷
信息，且无需建立复杂的微分方程模型并进行时变参数的更新；二是无需利用子节点的陀螺仪，避免了子节点陀螺仪精度较低、漂移较大导致的形变测量误差，尤其适用于长航时的机载对地观测实验；三是与现有光纤光栅形变传感器和视觉测量等形变测量方式相比，该专利技术具有受环境影响小、可靠性高和安装简单的优点。...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种机载分布式POS用机翼弹性变形测量方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：建立柔性基线上主节点和子节点的加速度关系模型；对主节点高精度陀螺仪数据以及主节点、子节点加速度计数据依次进行低通滤波和高通滤波去噪，并根据去噪后的数据划分机翼挠曲变形时间段和机翼振动时间段；基于所述加速度关系模型分别计算机翼挠曲变形时间段和机翼振动时间段中各子节点机翼受垂直于轴线的横向力作用发生弯曲时对应的挠曲角；基于机翼结构分析和材料力学中的叠加原理建立机翼总体挠度曲线方程，并利用计算得到的所述挠曲角计算所述机翼总体挠度曲线方程的待求参数，进而得到各子节点机翼受垂直于轴线的横向力作用发生弯曲时对应的挠度；根据各子节点机翼受垂直于轴线的横向力作用发生弯曲时对应的挠曲角及挠度计算机翼轴向位移变化量。2.根据权利要求1所述的一种机载分布式POS用机翼弹性变形测量方法，其特征在于，所述建立柔性基线上主节点和子节点的加速度关系模型包括：(1)坐标系和向量定义考虑到左右机翼对称，因此以右侧机翼为例建立坐标系及所需向量，建立的坐标系说明如下：O
m
X
m
Y
m
Z
m
为主节点载体坐标系，坐标原点O
m
为分布式POS主节点，垂直右侧机翼平面向上为Z
m
轴，飞机机体主轴向前为Y
m
轴，机体主轴沿右侧机翼方向为X
m
轴；O
s
X
s
Y
s
Z
s
为子节点载体坐标系，坐标原点O
s
为分布式POS子节点，垂直右侧机翼平面往上为Z
s
轴，机体主轴沿右侧机翼远离机舱方向为X
s
轴，Y
s
轴根据右手定则确定；O
i
X
i
Y
i
Z
i
为地心惯性坐标系，坐标原点O
i
为地心，X
i
轴和Y
i
轴在地球赤道平面内，X
i
轴指向春分点，Z
i
轴指向地球极轴，由右手定则确定Y
i
轴指向；向量说明如下：l为初始时刻机翼未发生弯曲变形时子节点相对于主节点的位移矢量在主节点载体坐标系下的投影，设l＝[l 0 0]
T
；r
ms
为机翼存在弹性变形时子节点相对于主节点的位移矢量在主节点载体坐标系下的投影；
△
l为r
ms
与l的差值即机翼形变量，
△
l＝[0 0 l
z
(x)]
T
，其中l
z
(x)为挠度；λ(x)为子节点处机翼挠曲角，绕子节点载体坐标系Y
s
轴逆时针为正，x为机翼上子节点距离固定端的距离；r
m
为主节点在地心惯性坐标系下的坐标矢量，r
s
为子节点在地心惯性坐标系下的坐标矢量；(2)基于前述定义的坐标系和向量，确定柔性基线上主节点和子节点的加速度关系模型的具体过程如下：由上述定义可知：r
ms
＝r
s-r
m
对上式求导并结合哥氏定理，可得：其中，为主节点陀螺仪输出，为子节点相对于主节点的位置矢量在主节点载体坐标系下的投影，其中l
z
(x)＝l
zchange
(x)+l
zstatic
(x)为挠度，挠度包括缓变分量l
zstatic
(x)和振动分量l
zchange
(x)，为子节点在地心惯性坐
标系下的坐标矢量的二阶导数，为主节点在地心惯性坐标系下的坐标矢量的二阶导数，上式在主节点载体坐标系的投影为：其中，为子节点载体坐标系到主节点载体坐标系的转换矩阵，为子节点在子节点载体坐标系下的坐标矢量，为主节点在主节点载体坐标系下的坐标矢量；由主节点、子节点三轴正交安装的加速度计测量公式可知：由主节点、子节点三轴正交安装的加速度计测量公式可知：其中，为主节点加速度计输出，为子节点加速度计输出，为从地球坐标系到主节点载体坐标系的转换矩阵，为从地球坐标系到子节点载体坐标系的转换矩阵，g为地球坐标系下表示的重力加速度矢量；其中，地球坐标系的定义为：原点位于地心，x轴穿越本初子午线与赤道的交点，z轴穿越地球北极点，y轴穿越东经90
°
子午线与赤道的交点，地球坐标系与地球固联；将式(2)和式(3)代入式(1)可得：考虑到机载对地观测时成像段是平稳飞行直线段，因此考虑到机载对地观测时成像段是平稳飞行直线段，因此为小量，可忽略，其中和分别为在主节点载体坐标系下的三维分量，即主节点正交安装的三轴陀螺仪的输出；为主节点陀螺仪输出的一阶导数；此外，由于挠曲角振动分量较小，因此挠曲角振动分量与挠度振动分量近似呈线性比例关系，设挠曲角λ(x)＝λ
change
(x)+λ
static
(x)，λ
static
(x)为挠曲角缓变分量，λ
change
(x)为挠曲角振动分量，则可设子节点处的挠曲角振动分量λ
change
(x)与挠度振动分量l
zchange
的比例为m(x)，即l
z
(x)＝-m(x)λ
change
(x)+l
zstatic
(x)，此时，由于且因此可将式(4)化简并展开如下：因此可将式(4)化简并展开如下：因此可将式(4)化简并展开如下：式(5)-(7)即为柔性基线上主节点和子节点的加速度关系模型。3.根据权利要求1或2所述的一种机载分布式POS用机翼弹性变形测量方法，其特征在于，所述对主节点高精度陀螺仪数据以及主节点、子节点加速度计数据依次进行低通滤波和高通滤波去噪，并根据去噪后的数据划分机翼挠曲变形时间段和机翼振动时间段包括：(1)使用巴特沃斯低通滤波器对主节点高精度陀螺仪数据以及主节点、子节点加速度计数据进行低通滤波去噪，所述巴特沃斯低通滤波器的设计步骤如下：
A)确定通带边界频率Ω
p
、阻带边界频率Ω
s
、通带衰减a
p
和阻带衰减a
s
；B)确定滤波器的阶数N；C)利用阶数N查表求得归一化传输函数H(s)，使用代替归一化传输函数H(s)中的s，可得实际滤波器传输函数Ha(s)；D)使用双线性变换法由实际滤波器传输函数Ha(s)计算得到数字滤波器传递函数Ha(z)；E)根据数字滤波器传递函数Ha(z)可得主节点高精度陀螺仪数据以及主节点、子节点加速度计数据的差分方程，并基于此差分方程计算主节点高精度陀螺仪数据以及主节点、子节点加速度计数据的低通滤波结果；(2)使用巴特沃斯高通滤波器对低通滤波去噪后的子节点X轴加速度计数据进行高通滤波去噪，所述巴特沃斯高通滤波器的设计步骤如下：a)确定通带边界频率Ω
p
、阻带边界频率Ω
s
、通带衰减a
p
和阻带衰减a
s
；b)确定滤波器的阶数N；c)利用阶数N查表求得归一化传输函数H(s)，使用代替归一化传输函数H(s)中的s，可得实际滤波器传输函数Ha(s)；d)使用双线性变换法由实际滤波器传输函数Ha(s)计算得到数字滤波器传递函数Ha(z)；e)根据数字滤波器传递函数Ha(z)可得子节点X轴加...

【专利技术属性】
技术研发人员：宫晓琳，孙一弘，刘刚，房建成，丁孝双，符倚伦，田珂珂，
申请(专利权)人：北京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：