專利名稱：一種基于多流速傳感器的飛行器飛行參數(shù)測量方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及飛行器的飛行參數(shù)如空速、迎角、側(cè)滑角及滾轉(zhuǎn)角速率等的測量方法，特別涉及用多個(gè)流速傳感器組合測量上述信息量的方法。
背景技術(shù)：
空速、迎角、側(cè)滑角、滾轉(zhuǎn)角速率等飛行參數(shù)的準(zhǔn)確測量對于飛行器的有效控制和操縱有著重要的作用，通常，已知技術(shù)對上述信息量的測量是獨(dú)立的?？账贉y量一般用空速管，即皮托管，通過測量空速管處的總壓與靜壓的壓差，間接得出空速。迎角與側(cè)滑角的測量方法類似，主要有兩類典型傳感器，即風(fēng)標(biāo)式迎角/側(cè)滑角傳感器和差壓式迎角/側(cè)滑角傳感器，如文獻(xiàn)1“戚宗旭，迎角測量方法討論，飛行試驗(yàn)，1992年第一期，33-37頁”中公開的技術(shù)，其中，風(fēng)標(biāo)式傳感器由對稱剖面的翼型葉片(即風(fēng)標(biāo))、轉(zhuǎn)軸、角度變換器、配重等部分組成，當(dāng)葉片與遠(yuǎn)前方氣流形成一定角度時(shí)，氣動力的作用將使葉片向氣流方向轉(zhuǎn)動，直到偏角趨于零，由此測出飛行器的迎角或側(cè)滑角。差壓式傳感器通常由差壓管和開口膜盒式壓力傳感器組成，差壓管與空速管類似，其端頭孔感受總壓，側(cè)面的小孔感受靜壓，在端頭與差壓管軸線成一定角度有兩個(gè)對稱孔，在一定安裝方式下，通過測這兩個(gè)孔的壓差便可求得相應(yīng)迎角或側(cè)滑角。滾轉(zhuǎn)角速率一般用速率陀螺直接測量，比如采用美國Analog Device公司的ADXRS系列速率陀螺芯片，文獻(xiàn)2“曾慶華，張為華，iMEMS速率陀螺芯片在MAV飛行控制系統(tǒng)中應(yīng)用研究，測控技術(shù)，2004年23卷2期，68-70頁”中公開的技術(shù)。
上述方法中，四個(gè)飛行參數(shù)的測量相對較獨(dú)立，傳感器體積和重量都比較大，而且像風(fēng)標(biāo)、空速管等器件若受到較大沖擊則很容易損壞，因而適用性較差。
由于飛行器的上述飛行參數(shù)與其周圍的流場情況有直接的聯(lián)系，因此，人們一直希望有改進(jìn)的飛行器飛行參數(shù)測量方法，比如通過測量飛行器機(jī)翼表面流場來推算相關(guān)信息量。隨著新材料、新工藝的不斷發(fā)展，流速傳感器的微型化、低功耗已成為現(xiàn)實(shí)，采用微型流速傳感器可以實(shí)現(xiàn)飛行參數(shù)的測量。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明的目的是克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種基于多流速傳感器的飛行器飛行參數(shù)的測量方法。
為了達(dá)到上述目的，本發(fā)明采取如下技術(shù)方案一種基于多流速傳感器的飛行器飛行參數(shù)的測量方法，包括如下步驟1)在飛行器機(jī)翼前緣布置至少一組流速傳感器，流速傳感器以四個(gè)為一組；2)對于一組流速傳感器，四個(gè)流速傳感器測量得到的流速值分別為s1、s2、s3和s4，飛行器參數(shù)按照如下公式計(jì)算飛行器空速u1=14(s1+s2+s3+s4)]]>飛行器迎角α1＝k1(s1+s2-s3-s4-k2β1)飛行器側(cè)滑角β1＝k3(s1-s2-s3+s4-k4α1)飛行器滾轉(zhuǎn)角速率ω1＝k5(s1-s2+s3-s4)式中，k1、k2、k3、k4、k5為空速u1的函數(shù)，由預(yù)先標(biāo)定確定。
3)對于組數(shù)為n的一組以上流速傳感器，對每組傳感器測得的數(shù)值取平均值，飛行器參數(shù)按照如下公式計(jì)算飛行器空速u‾=1nΣi=1nui]]>飛行器迎角α‾=1nΣi=1nαi]]>飛行器側(cè)滑角β‾=1nΣi=1nβi]]>飛行器滾轉(zhuǎn)角速率ω‾=1nΣi=1nωi]]>在上述技術(shù)方案中，進(jìn)一步地，如圖1所示，所述步驟1)中每組的四個(gè)傳感器分別布置在機(jī)翼前緣上、下、左、右四個(gè)對稱位置。
在上述技術(shù)方案中，進(jìn)一步地，所述步驟1)中根據(jù)飛行器的負(fù)載情況、功耗情況及所需測量的飛行參數(shù)的精確程度確定所需要安裝的流速傳感器的組數(shù)。當(dāng)飛行器負(fù)載能力和所能提供的功耗都充裕的情況下，多組傳感器不會影響飛行器的飛行狀態(tài)，可在機(jī)翼前緣布置多組傳感器，以使測量更精確。本領(lǐng)域技術(shù)人員知道，每組傳感器之間的距離視飛行器翼型及所使用的傳感器而定，在流速傳感器之間互不干擾的前提下。
在上述技術(shù)方案中，進(jìn)一步地，所述步驟1)多組流速傳感器之間是互不干擾的。
在上述技術(shù)方案中，進(jìn)一步地，所述流速傳感器包括壓力流速傳感器、光纖流速傳感器和熱式流速傳感器等流速傳感器。
在上述技術(shù)方案中，進(jìn)一步地，k1、k2、k3、k4、k5為空速u1的函數(shù)，空速可由四個(gè)傳感器測得的流速值直接得到；迎角和側(cè)滑角之間有耦合關(guān)系，根據(jù)步驟2)和步驟3)中的表達(dá)式進(jìn)行聯(lián)合標(biāo)定；滾轉(zhuǎn)角速率按照步驟2)和步驟3)中的表達(dá)式單獨(dú)標(biāo)定。標(biāo)定參數(shù)k1、k2、k3、k4、k5具體包括如下步驟(1)在一定空速u下，改變迎角和側(cè)滑角，由四個(gè)傳感器分別得到不同迎角αi(i＝1，2…n)和側(cè)滑角βj(j＝1，2…m)組合下的相應(yīng)位置的流速值s1ij，s2ij，s3ij，s4ij，并記αtij＝s1ij+s2ij-s3ij-s4ijβtij＝s1ij-s2ij-s3ij+s4ij然后，根據(jù)上述數(shù)據(jù)，采用一般的參數(shù)估計(jì)方法，如最小二乘法、極大似然估計(jì)法等，估計(jì)參數(shù)k1、k2、k3、k4，由此，可得到迎角和側(cè)滑角的表達(dá)式如下飛行器迎角α＝k1(s1+s2-s3-s4-k2β)飛行器側(cè)滑角β＝k3(s1-s2-s3+s4-k4α)(2)在同樣空速下，對滾轉(zhuǎn)角速率進(jìn)行標(biāo)定，不同滾轉(zhuǎn)角速率ωg(g＝1，2...l)下四個(gè)傳感器測得的相應(yīng)位置流速分別為s1g，s2g，s3g，s4g，記ωtg＝s1g-s2g+s3g-s4g同樣，采用一般的參數(shù)估計(jì)方法估計(jì)參數(shù)k5，由此，得到滾轉(zhuǎn)角速率的表達(dá)式如下飛行器滾轉(zhuǎn)角速率ω＝k5(s1-s2+s3-s4)(3)在其它空速下，做同樣標(biāo)定，得到不同空速下相關(guān)的系數(shù)k，飛行器實(shí)際飛行時(shí)根據(jù)測得的空速選取相應(yīng)系數(shù)k，用以求解當(dāng)時(shí)的其它三個(gè)飛行參數(shù)；或者，預(yù)先標(biāo)定擬和各系數(shù)k關(guān)于空速u的函數(shù)關(guān)系式，用以求解飛行器飛行時(shí)的其它三個(gè)飛行參數(shù)。
本發(fā)明的基于多流速傳感器的飛行器飛行參數(shù)測量方法主要包括流速傳感器在飛行器機(jī)翼前緣的布置方式和通過多個(gè)流速傳感器的測量值推算飛行器空速、迎角、側(cè)滑角及滾轉(zhuǎn)角速率的方法。
與現(xiàn)有技術(shù)相比，本發(fā)明具有如下有益效果1、采用組合測量方式測量飛行器的四個(gè)飛行參數(shù)，相對于傳統(tǒng)各飛行參數(shù)獨(dú)立測量方法，系統(tǒng)更簡潔；而且，可選用小型化的流速傳感器，從而減少了測量系統(tǒng)的質(zhì)量，增加了飛行器的有效載荷。
2、由于流速傳感器形式多樣，使用時(shí)可根據(jù)飛行器的實(shí)際情況進(jìn)行選擇。特別是對于微型飛行器，由于其負(fù)載能力極為有限，而且在著陸時(shí)往往與地面發(fā)生沖撞，所以傳統(tǒng)的相關(guān)傳感器很難應(yīng)用于其上，而本發(fā)明則克服了這個(gè)缺陷。


圖1表示本發(fā)明飛行器飛行參數(shù)的測量方法使用1組(4個(gè))流速傳感器測量飛行器飛行參數(shù)的立體示意圖；圖2表示本發(fā)明一實(shí)施例中使用1組(4個(gè))流速傳感器測量飛行器飛行參數(shù)的俯視示意圖；圖3表示本發(fā)明一實(shí)施例采用的恒壓式熱式流速傳感器的電路原理圖。
具體實(shí)施例方式
下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施方式
對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)描述參照圖2，圖中所示為一微型飛行器的機(jī)翼20，機(jī)翼20左右關(guān)于軸線00’對稱，翼展300mm，蒙皮厚0.1mm。
四個(gè)流速傳感器，為第一流速傳感器1、第二流速傳感器2、第三流速傳感器3、第四流速傳感器4分別按順時(shí)針表貼在飛行器機(jī)翼前緣左右對稱位置的上下表面。從正視飛行器機(jī)翼前緣的方向看，這4個(gè)傳感器按順時(shí)針方向依次為1、2、3、4。本實(shí)施例中選用熱式流速傳感器，其敏感元件為由陶瓷封裝的薄膜鉑熱敏電阻，在市場上買到。鉑熱敏電阻本身性能穩(wěn)定，從而使整個(gè)傳感器網(wǎng)絡(luò)有穩(wěn)定的性能。鉑薄膜通過激光噴濺在陶瓷表層，因而元件具有優(yōu)良的防振和防沖擊性能，比較適合用于飛行器。
鉑熱敏電阻通電發(fā)熱后，其阻值會隨著流經(jīng)傳感器的空速的改變而改變，因而可以通過測量熱敏電阻的阻值來感受空氣流速的變化。每個(gè)熱式流速傳感器均采用恒壓式工作方式，其電路原理圖如附圖3所示。接點(diǎn)5處接恒壓源(圖中未示出)，數(shù)字6表示定值電阻，數(shù)字7表示第一鉑熱敏電阻，作流速敏感元件，數(shù)字8為第二鉑熱敏電阻，放置在飛行器內(nèi)部，對第一鉑熱敏電阻7起環(huán)境溫度補(bǔ)償作用，數(shù)字9表示調(diào)零電阻。第一鉑熱敏電阻7的工作電阻Rw和其所在位置的空氣流速v之間有如下關(guān)系U2(Rc+Rw)2Rw=(Rw-Rg)(A+Bv)]]>式中，Rc——定值電阻6的阻值；U——電橋橋頂電壓，為定值；Rg——環(huán)境溫度下鉑熱敏電阻7的阻值；A，B——常數(shù)，由預(yù)先標(biāo)定確定。
式中，常數(shù)A、B的標(biāo)定在零側(cè)滑角、零迎角及零滾轉(zhuǎn)角速率下進(jìn)行。測量不同空氣流速下傳感器的輸出，用得到的數(shù)據(jù)，采用最小二乘法估計(jì)參數(shù)A、B。
由第一、第二、第三和第四流速傳感器測得的相應(yīng)位置的流速值s1、s2、s3和s4，可直接得到飛行器的空速，即飛行器空速u=14(s1+s2+s3+s4)]]>由于飛行器空速對迎角、側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角速率的測量值有影響，所以需要在飛行器實(shí)際飛行時(shí)可能的空速范圍內(nèi)對迎角、側(cè)滑角和滾轉(zhuǎn)角速率進(jìn)行標(biāo)定，標(biāo)定時(shí)還要考慮迎角與側(cè)滑角之間的耦合關(guān)系。本實(shí)施例中，迎角的標(biāo)定范圍為0～8°，側(cè)滑角的標(biāo)定范圍為-10°～10°，均比較小，在標(biāo)定過程中線性擬和相關(guān)曲線。在一定空速u下，改變迎角和側(cè)滑角，則由四個(gè)傳感器分別得到不同迎角αi(i＝1，2…n)和側(cè)滑角βj(j＝1，2…m)組合下的相應(yīng)位置的流速值s1ij，s2ij，s3ij，s4ij，并記
αtij＝s1ij+s2ij-s3ij-s4ijβtij＝s1ij-s2ij-s3ij+s4ij然后，根據(jù)上述數(shù)據(jù)，采用最小二乘法估計(jì)參數(shù)k1、k2、k3、k4，由此，得到迎角和側(cè)滑角的表達(dá)式如下飛行器迎角α＝k1(s1+s2-s3-s4-k2β)飛行器側(cè)滑角β＝k3(s1-s2-s3+s4-k4α)在同樣空速下，對滾轉(zhuǎn)角速率進(jìn)行標(biāo)定，不同滾轉(zhuǎn)角速率ωg(g＝1，2...l)下四個(gè)傳感器測得的相應(yīng)位置流速分別為s1g，s2g，s3g，s4g，記ωtg＝s1g-s2g+s3g-s4g同樣，采用最小二乘法估計(jì)參數(shù)k5，由此，得到滾轉(zhuǎn)角速率的表達(dá)式如下飛行器滾轉(zhuǎn)角速率ω＝k5(s1-s2+s3-s4)在其它空速下，做同樣標(biāo)定，得到不同空速下相關(guān)的系數(shù)k，飛行器實(shí)際飛行時(shí)根據(jù)測得的空速選取相應(yīng)系數(shù)k，用以求解當(dāng)時(shí)的其它三個(gè)飛行參數(shù)。或者，也可預(yù)先標(biāo)定擬和各系數(shù)k關(guān)于空速u的函數(shù)關(guān)系式，用以求解飛行器飛行時(shí)的其它三個(gè)飛行參數(shù)。
最后所應(yīng)說明的是，以上實(shí)施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案而非限制。盡管參照實(shí)施例對本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解，對本發(fā)明的技術(shù)方案進(jìn)行修改或者等同替換，都不脫離本發(fā)明技術(shù)方案的精神和范圍，其均應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的權(quán)利要求范圍當(dāng)中。
權(quán)利要求
1.一種基于多流速傳感器的飛行器飛行參數(shù)的測量方法，包括如下步驟1)在飛行器機(jī)翼前緣布置至少一組流速傳感器，流速傳感器以四個(gè)為一組；2)對于一組流速傳感器，四個(gè)流速傳感器測量得到的流速值分別為s1、s2、s3和s4，飛行器參數(shù)按照如下公式計(jì)算飛行器空速u1=14(s1+s2+s3+s4)]]>飛行器迎角α1＝k1(s1+s2-s3-s4-k2β1)飛行器側(cè)滑角β1＝k3(s1-s2-s3+s4-k4α1)飛行器滾轉(zhuǎn)角速率ω1＝k5(s1-s2+s3-s4)式中，k1、k2、k3、k4、k5為空速u1的函數(shù)，由預(yù)先標(biāo)定確定；3)對于組數(shù)為n的一組以上流速傳感器，對每組傳感器測得的數(shù)值取平均值，飛行器參數(shù)按照如下公式計(jì)算飛行器空速u‾=1nΣi=1nui]]>飛行器迎角α‾=1nΣi=1nαi]]>飛行器側(cè)滑角β‾=1nΣi=1nβi]]>飛行器滾轉(zhuǎn)角速率ω‾=1nΣi=1nωi]]>
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述基于多流速傳感器的飛行器飛行參數(shù)的測量方法，其特征是，所述步驟1)中每組的四個(gè)傳感器分別布置在機(jī)翼前緣上、下、左、右四個(gè)對稱位置。
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述基于多流速傳感器的飛行器飛行參數(shù)的測量方法，其特征是，所述步驟1)中在機(jī)翼前緣位置布置多組傳感器，且流速傳感器之間互不干擾。
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述基于多流速傳感器的飛行器飛行參數(shù)的測量方法，其特征是，所述k1、k2、k3、k4、k5為空速u1的函數(shù)，空速由四個(gè)傳感器測得的流速值直接得到；迎角和側(cè)滑角之間有耦合關(guān)系，根據(jù)步驟2)和步驟3)中的公式進(jìn)行聯(lián)合標(biāo)定；滾轉(zhuǎn)角速率按照步驟2)和步驟3)中的公式單獨(dú)標(biāo)定。
5.根據(jù)權(quán)利要求4所述基于多流速傳感器的飛行器飛行參數(shù)的測量方法，其特征在于，標(biāo)定參數(shù)k1、k2、k3、k4、k5具體包括如下步驟(1)在一定空速u下，改變迎角和側(cè)滑角，由四個(gè)傳感器分別得到不同迎角αi(i＝1，2…n)和側(cè)滑角βj(j＝1，2…m)組合下的相應(yīng)位置的流速值s1ij，s2ij，s3ij，s4ij，并記αtij＝s1ij+s2ij-s3ij-s4ijβtij＝s1ij-s2ij-s3ij+s4ij采用參數(shù)估計(jì)方法估計(jì)參數(shù)k1、k2、k3、k4，由此，得到迎角和側(cè)滑角的表達(dá)式如下飛行器迎角α＝k1(s1+s2-s3-s4-k2β)飛行器側(cè)滑角β＝k3(s1-s2-s3+s4-k4α)(2)在同樣空速下，對滾轉(zhuǎn)角速率進(jìn)行標(biāo)定，不同滾轉(zhuǎn)角速率ωg(g＝1，2…l)下四個(gè)傳感器測得的相應(yīng)位置流速分別為s1g，s2g，s3g，s4g，記ωtg＝s1g-s2g+s3g-s4g采用參數(shù)估計(jì)方法估計(jì)參數(shù)k5，由此，得到滾轉(zhuǎn)角速率的表達(dá)式如下飛行器滾轉(zhuǎn)角速率ω＝k5(s1-s2+s3-s4)(3)在其它空速下，重復(fù)步驟(1)-(2)做同樣標(biāo)定，得到不同空速下相關(guān)的系數(shù)k，飛行器實(shí)際飛行時(shí)根據(jù)測得的空速選取相應(yīng)系數(shù)k；或者，預(yù)先標(biāo)定擬和各系數(shù)k關(guān)于空速u的函數(shù)關(guān)系式，用以求解飛行器飛行時(shí)的其它三個(gè)飛行參數(shù)。
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述基于多流速傳感器的飛行器飛行參數(shù)的測量方法，其特征在于，所述參數(shù)估計(jì)方法包括最小二乘法、極大似然估計(jì)法。
全文摘要
本發(fā)明公開了一種用多個(gè)流速傳感器組合測量飛行器飛行參數(shù)的方法。該方法，包括如下步驟1)在飛行器機(jī)翼前緣上下左右對稱位置布置至少一組流速傳感器，流速傳感器以四個(gè)為一組；2)對于一組流速傳感器，四個(gè)流速傳感器測量得到的流速值分別為s
文檔編號G01M9/00GK1828253SQ20061006568
公開日2006年9月6日 申請日期2006年3月21日 優(yōu)先權(quán)日2006年3月21日
發(fā)明者朱榮, 周兆英, 費(fèi)海平, 王勁東, 孫立軍, 關(guān)曉影 申請人:清華大學(xué)