一种飞行器多舵面高精度动态测量实时监测系统技术方案

本发明专利技术公开了一种飞行器多舵面高精度动态测量实时监测系统，该系统包括：测试单元和上位机；测试单元包括传感器组件、电源模块、AD数模转换模块、RS485通信模块、无线通信模块、单片机(MCU)和电源。将惯性传感器贴装于飞行器的各个被测舵面上，通过无线或者有线的方式，实现传感器与主控界面的通信。不用采用任何外部设备，仅仅转动被测舵面到三个任意静止的角度，然后进行误差运算。本发明专利技术操作简单，偏转任意角度即可得到安装误差，可以界面显示，测量精度高，重复性好。重复性好。重复性好。

【技术实现步骤摘要】
一种飞行器多舵面高精度动态测量实时监测系统


[0001]本专利技术属于飞行器多舵面测量
，具体涉及一种飞行器多舵面高精度动态测量实时监测系统。

技术介绍

[0002]飞行器舵面利用偏转而产生平衡力和控制力来操纵飞行的气动翼面，是飞行器飞行的重要控制系统。飞行器(军用、民用、无人机、武器系统)在起飞之前为了确保飞行中的绝对安全，都是需要一套仔细且完整的飞行前检查流程的，特别是以民航飞机更为繁琐，而舵面检测无疑是所有测试项中最重要的检测项之一。舵面检测包含静态检测和动态检测，为确保检测的准确性，必须采用除控制机构以外的检测方法来进行对比测试。而通常采用的光学测试系统效率低，存在遮挡，而且整体性和体积、空间都受到限制。因此，亟需一套完整的舵面检测系统来高效的完成检定工作，从而在飞机设计、外场试飞以及检定维修中提高检定的效率，为安全飞行提供有力保障。传统的光学检测系统存在效率低，存在遮挡等问题。

技术实现思路

[0003]有鉴于此，本专利技术提出了一种飞行器多舵面高精度动态测量实时监测系统，具备操作简单，偏转任意角度即可得到安装误差，可以界面显示，测量精度高，重复性好等特点。
[0004]具体的，本专利技术公开的一种飞行器多舵面高精度动态实时监测系统，包括传感器测试单元及上位机；
[0005]所述传感器测试单元包括传感器组件、电源模块、AD数模转换模块、通信模块和MCU单片机；所述传感器组件包括测试加速度计，陀螺仪、磁力计
[0006]所述测试加速度计测量载体三个方向的重力加速度；
[0007]所述电源模块完成电源电压的转换，将外部电源转换为惯导板内部及相应电路所需的电源；
[0008]所述MCU单片机完成所述测试加速度计、陀螺仪、磁力计的数据采集、信号整合、补偿及数据输出功能，将数据通过所述AD数模转换模块传输给上位机；
[0009]上位机具有可视化功能，完成系统的参数设置、安装误差修正、姿态角数据的接收与发布。
[0010]进一步的，所述上位机的软件采用C#或者Labview实现交互界面设计，实时接收和显示由MCU发出的姿态角数据；具有安装误差修正功能，以修正传感器轴系与模型轴系不平行的情况；将欧拉角转换到迎角、滚转角；具有舵面偏转角、姿态角的本地采集保存、局域网UDP广播以及接受现场试验管理软件试验命令的功能；
[0011]上位机的可视化功能包括：三维飞机模型对应三维测试角度的可视化、相对零点设置、原始测试加速度计和陀螺仪的观测、中英文的切换。
[0012]进一步的，所述传感器组件外壳为方型铝合金壳体，内部采用立体式正交设计，采
用无损贴装的方式贴装于飞行器各个被测舵面，通过无线或者有线的方式，实现传感器与主控界面的通信。
[0013]进一步的，所述通信模块包括RS485通信模块和无线通信模块。
[0014]进一步的，将传感器组件贴装于被测舵面指定位置，初始化上位机系统，随意旋转三个任意位置，得到安装误差，对传感器进行安装误差校正，所述校正方法具体包括：
[0015]传感器组件安装误差包括与被测物所在面的三个误差角，则安装误差角解算即解算三个安装误差角和对应的误差标定旋转矩阵；
[0016]俯仰误差角为e
θ
，横滚误差角为e
γ
，航向误差角为e
ψ
，对应的误差标定旋转矩阵分别如下：
[0017][0018][0019][0020]若误差标定旋转矩阵为M_e，则M_e＝M_e
ψ
×
M_e
θ
×
M_e
γ
，
[0021][0022]通过所述误差标定旋转矩阵得到被测物坐标系n系到传感器坐标系b系变换公式为：
[0023][0024]第一次测试，被测物稳定在初始时刻，标准初始零位，即转动角度θ0＝0和γ0＝0，被测物对应坐标传感器对应坐标则得到如下等式：
[0025][0026][0027][0028]其中，未知量为e
θ
、e
γ
和e
ψ
，由于三个等式耦合，所以取前两个有效公式；
[0029]第二次测试，被测物绕X轴转动三次角度分别为θ1、θ2和θ3，被测物对应坐标分别为，被测物对应坐标分别为和测试加速度计读数分别为
得到如下等式：
[0030][0031][0032][0033]其中i＝1,2,3，未知量为e
θ
、e
γ
、e
ψ
、θ1、θ2和θ3，由上式得到六个有效公式，如下：
[0034][0035][0036][0037]y
b2
＝cos(e
θ
)cos(e
ψ
)sin(θ1)
‑
sin(e
θ
)cos(θ1)
[0038]x
b3
＝(cos(e
ψ
)sin(e
θ
)sin(e
γ
)
‑
cos(e
γ
)sin(e
ψ
))sin(θ3)+cos(e
θ
)sin(e
γ
)cos(θ3)
[0039]y
b3
＝cos(e
θ
)cos(e
ψ
)sin(θ3)
‑
sin(e
θ
)cos(θ3)
[0040]第三次测试，被测物绕Y轴转动三次角度分别为γ1、γ2和γ3，被测物对应坐标分别为别为测试加速度计读数分别为得到如下等式：
[0041][0042][0043][0044]其中i＝4,5，6，未知量为e
θ
、e
γ
、e
ψ
、γ1、γ2和γ3，由上式得到六个有效公式；
[0045][0046][0047][0048][0049][0050][0051]通过上述三次测试得到14个有效公式，利用Jacobi迭代法和Newton迭代法解算9个未知数，得到俯仰误差角、横滚误差角和航向误差角，即可得到误差标定矩阵，通过误差标定矩阵将传感器组件对应的坐标系变换至被测物坐标系，测量出被测物角度。
[0052]进一步的，使用自适应Kalman滤波的在线标定方法实现尾翼角度精确监测，具体包括：
[0053]对陀螺的随机漂移建立自回归滑动平均ARMA模型，将ARMA模型转化为状态空间模型的三种模式进行分析，给出模型转化方式：
[0054]AMRA模型的结构式为
[0055][0056]其中，p、q分别表示p阶自回归q阶滑动平均模型阶数，Q
j
分别为这两部分的模型参数，表示：当k固定时，为正态分布；当k变动时，各a
k
之间互相独立；
[0057]将随机漂移的ARMA模型本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种飞行器多舵面高精度动态实时监测系统，其特征在于，包括传感器测试单元及上位机；所述传感器测试单元包括传感器组件、电源模块、AD数模转换模块、通信模块和MCU单片机；所述传感器组件包括测试加速度计，陀螺仪、磁力计所述测试加速度计测量载体三个方向的重力加速度；所述电源模块完成电源电压的转换，将外部电源转换为惯导板内部及相应电路所需的电源；所述MCU单片机完成所述测试加速度计、陀螺仪、磁力计的数据采集、信号整合、补偿及数据输出功能，将数据通过所述AD数模转换模块传输给上位机；上位机具有可视化功能，完成系统的参数设置、安装误差修正、姿态角数据的接收与发布。2.根据权利要求1所述的飞行器多舵面高精度动态实时监测系统，其特征在于，所述上位机的软件采用C#或者Labview实现交互界面设计，实时接收和显示由MCU发出的姿态角数据；具有安装误差修正功能，以修正传感器轴系与模型轴系不平行的情况；将欧拉角转换到迎角、滚转角；具有舵面偏转角、姿态角的本地采集保存、局域网UDP广播以及接受现场试验管理软件试验命令的功能；上位机的可视化功能包括：三维飞机模型对应三维测试角度的可视化、相对零点设置、原始测试加速度计和陀螺仪的观测、中英文的切换。3.根据权利要求1所述的飞行器多舵面高精度动态实时监测系统，其特征在于，所述传感器组件外壳为方型铝合金壳体，内部采用立体式正交设计，采用无损贴装的方式贴装于飞行器各个被测舵面，通过无线或者有线的方式，实现传感器与主控界面的通信。4.根据权利要求1所述的飞行器多舵面高精度动态实时监测系统，其特征在于，所述通信模块包括RS485通信模块和无线通信模块。5.根据权利要求1
‑
4任一项所述的飞行器多舵面高精度动态实时监测系统，其特征在于，将传感器组件贴装于被测舵面指定位置，初始化上位机系统，旋转三个任意位置，得到安装误差，对传感器进行安装误差校正，所述校正方法具体包括：传感器组件安装误差包括与被测物所在面的三个误差角，则安装误差角解算即解算三个安装误差角和对应的误差标定旋转矩阵；俯仰误差角为e
θ
，横滚误差角为e
γ
，航向误差角为e
ψ
，对应的误差标定旋转矩阵分别如下：下：
若误差标定旋转矩阵为M_e，则M_e＝M_e
ψ
×
M_e
θ
×
M_e
γ
，通过所述误差标定旋转矩阵得到被测物坐标系n系到传感器坐标系b系变换公式为：第一次测试，被测物稳定在初始时刻，标准初始零位，即转动角度θ0＝0和γ0＝0，被测物对应坐标传感器对应坐标则得到如下等式：则得到如下等式：则得到如下等式：其中，未知量为e
θ
、e
γ
和e
ψ
，由于三个等式耦合，所以取前两个有效公式；第二次测试，被测物绕X轴转动三次角度分别为θ1、θ2和θ3，被测物对应坐标分别为sin(θ2)cos(θ2)]和测试加速度计读数分别为得到如下等式：得到如下等式：得到如下等式：其中i＝1,2,3，未知量为e
θ
、e
γ
、e
ψ
、θ1、θ2和θ3，由上式得到六个有效公式，如下：，由上式得到六个有效公式，如下：，由上式得到六个有效公式，如下：，由上式得到六个有效公式，如下：，由上式得到六个有效公式，如下：，由上式得到六个有效公式，如下：第三次测试，被测物绕Y轴转动三次角度分别为γ1、γ2和γ3，被测物对应坐标分别为，被测物对应坐标分别为和测试加速度计读数分别为
得到如下等式：得到如下等式：得到如下等式：其中i＝4,5，6，未知量为e
θ
、e
γ
、e
ψ
、γ1、γ2和γ3，由上式得到六个有...

【专利技术属性】
技术研发人员：时广轶，陈丽娜，李文荣，金玉丰，王春波，
申请(专利权)人：无锡北微传感科技有限公司，
类型：发明
国别省市：