一種機(jī)載氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】一種機(jī)載氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)系統(tǒng)，涉及飛行器機(jī)載設(shè)備。設(shè)有數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)模塊、激勵(lì)諸元模塊和在線辨識(shí)模塊；數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)模塊的數(shù)據(jù)輸出一端接其他兩模塊；三模塊通過CAN總線與飛行控制器通信；數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)模塊設(shè)有至少2組傳感器、抗混疊模擬濾波器、信號(hào)調(diào)節(jié)器、采樣保持器以及量化器；傳感器包括但不限于三軸速率傳感器等，傳感器的輸出端接各自的抗混疊模擬濾波器，抗混疊模擬濾波器的輸出端通過信號(hào)調(diào)節(jié)器連接采樣保持器的輸入端，同步采樣控制器的輸出端連接采樣保持器控制端，采樣保持器輸出端連接量化器，量化器的輸出端連接編碼器輸入端，編碼器的輸出端連接記錄儀并通過CAN總線與激勵(lì)諸元模塊、在線辨識(shí)模塊和飛行控制器連接。
【專利說明】
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明涉及飛行器機(jī)載設(shè)備，尤其是涉及一種機(jī)載氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)系統(tǒng)。 一種機(jī)載氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)系統(tǒng)

【背景技術(shù)】
[0002] 飛行器的氣動(dòng)參數(shù)是飛行器研制的基礎(chǔ)。氣動(dòng)參數(shù)可以分析飛行器的飛行性能和 飛行品質(zhì)，驗(yàn)證總體布局的正確性，進(jìn)而對(duì)總體設(shè)計(jì)提出反饋意見。氣動(dòng)參數(shù)可以評(píng)估飛行 器的穩(wěn)定性和操縱性，是飛行器控制律設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)。氣動(dòng)參數(shù)搭建高置信度的飛行仿真平 臺(tái)，驗(yàn)證飛行控制律的正確性和有效性，降低試飛風(fēng)險(xiǎn)。
[0003] 目前氣動(dòng)參數(shù)只能通過三個(gè)渠道獲得：風(fēng)洞試驗(yàn)、流體動(dòng)力學(xué)計(jì)算和飛行氣動(dòng)參 數(shù)辨識(shí)試驗(yàn)。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)的氣動(dòng)參數(shù)精度較高，需要大量的資金投入；流體動(dòng)力學(xué)計(jì)算需要專 業(yè)人員和服務(wù)器進(jìn)行大規(guī)模計(jì)算，技術(shù)服務(wù)費(fèi)較高，相比風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)誤差較大；氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí) 試驗(yàn)的性價(jià)比高，可廣泛應(yīng)用于中小型飛行器、大型飛行器研制。
[0004] 對(duì)于中小型飛行器，風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)投入太大，流體動(dòng)力學(xué)計(jì)算誤差較大，動(dòng)力學(xué)模型的 獲取一直是困擾已久的問題。中小型無人機(jī)即使成功試飛，也無法獲得較為準(zhǔn)確的動(dòng)力學(xué) 模型，無法給出準(zhǔn)確的飛行性能和飛行品質(zhì)指標(biāo)，這對(duì)飛行器控制律設(shè)計(jì)和市場營銷都造 成困難。從經(jīng)濟(jì)性和準(zhǔn)確性角度，氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)非常適合中小型飛行器研制。
[0005] 對(duì)于大型飛行器，主要依靠風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)，同時(shí)結(jié)合流體動(dòng)力學(xué)計(jì)算。但風(fēng)洞試驗(yàn)和流 體動(dòng)力學(xué)計(jì)算都具有一定局限性，氣動(dòng)數(shù)據(jù)存在一定天地差異，還是需要利用真實(shí)試飛數(shù) 據(jù)進(jìn)行氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)，進(jìn)而修正風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)和流體動(dòng)力學(xué)計(jì)算的氣動(dòng)數(shù)據(jù)庫。另外，大型飛行 器研制環(huán)節(jié)有縮比模型的自由飛試驗(yàn)，利用氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)技術(shù)可以獲得縮比模型的氣動(dòng)特 性，為飛行器設(shè)計(jì)提供參考。
[0006] 氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)屬于控制理論與控制工程學(xué)科的系統(tǒng)辨識(shí)方向。系統(tǒng)辨識(shí)包括模型 辨識(shí)和參數(shù)估計(jì)。在飛行器外形確定的情況下，待辨識(shí)模型結(jié)構(gòu)往往確定，主要問題是參 數(shù)估計(jì)。氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)通過試飛過程采集的輸入（氣動(dòng)舵面偏轉(zhuǎn)角度、油門）和輸出數(shù)據(jù) (三軸角速率、三軸姿態(tài)、三軸加速度、空速/迎角/側(cè)滑），利用辨識(shí)算法估計(jì)關(guān)鍵氣動(dòng)參 數(shù)。為提高輸入輸出數(shù)據(jù)的有效信息，需要主動(dòng)激勵(lì)激發(fā)飛行器固有運(yùn)動(dòng)模態(tài)。激勵(lì)設(shè)計(jì) 很大程度上影響辨識(shí)效果，也是氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)的關(guān)鍵。
[0007] 在國內(nèi)外參數(shù)辨識(shí)系統(tǒng)研究中，大部分設(shè)計(jì)的采集系統(tǒng)都是依靠高頻處理芯片 實(shí)施分時(shí)復(fù)用的方式進(jìn)行多路數(shù)模轉(zhuǎn)換，同時(shí)激勵(lì)程序直接寫入控制系統(tǒng)中，并且通常不 會(huì)有在線辨識(shí)功能。（參考：[1]王軍強(qiáng)，朱章華.基于DSP的無人飛行器數(shù)據(jù)采集系統(tǒng) 的設(shè)計(jì)[J].計(jì)算機(jī)測量與控制，2009, 17(2) :434-436 ; [2]程秀芹，李永紅，王恩懷， 等.飛行器氣動(dòng)參數(shù)測試系統(tǒng)的設(shè)計(jì)[J].自動(dòng)化與儀表，2010, 25(010) :42-45 ; [3]Basic principles of flight test instrumentation engineering[C]. AGARD, 1974.)
[0008] 上述辨識(shí)方案存在以下缺點(diǎn)：1)所采集的飛行數(shù)據(jù)往往無法滿足辨識(shí)的要求，相 比氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)飛行控制對(duì)傳感器精度、頻率要求較低，更關(guān)鍵的是基于飛行控制的采集 系統(tǒng)無法從硬件上解決各數(shù)據(jù)間的時(shí)延問題。2)為開展氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)，需要對(duì)飛行控制系 統(tǒng)的硬軟件進(jìn)行修改，容易產(chǎn)生安全隱患，造成飛行事故。


【發(fā)明內(nèi)容】

[0009] 本發(fā)明的目的在于提供一種機(jī)載氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)系統(tǒng)。
[0010] 本發(fā)明設(shè)有數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)模塊、激勵(lì)諸元模塊和在線辨識(shí)模塊；
[0011] 所述數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)模塊的數(shù)據(jù)輸出一端接激勵(lì)諸元模塊和在線辨識(shí)模塊；數(shù)據(jù)采 集存儲(chǔ)模塊、激勵(lì)諸元模塊和在線辨識(shí)模塊通過CAN總線與飛行控制器相互通信；
[0012] 所述數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)模塊設(shè)有至少2組傳感器、抗混疊模擬濾波器、信號(hào)調(diào)節(jié)器、采 樣保持器以及量化器；所述傳感器包括但不限于三軸速率傳感器、三軸過載傳感器、舵面?zhèn)?感器、迎角傳感器、側(cè)滑角傳感器和空速傳感器等，傳感器的輸出端接各自的抗混疊模擬濾 波器，抗混疊模擬濾波器的輸出端通過信號(hào)調(diào)節(jié)器連接采樣保持器的輸入端，同步采樣控 制器的輸出端連接采樣保持器控制端并控制采樣保持器定時(shí)采樣，采樣保持器輸出端連接 量化器，量化器的輸出端連接編碼器輸入端，編碼器的輸出端連接記錄儀，并且通過CAN總 線分別與激勵(lì)諸元模塊、在線辨識(shí)模塊和飛行控制器連接。
[0013] 所述激勵(lì)諸元模塊，可采用一個(gè)編程MPC5534芯片，CAN總線數(shù)據(jù)輸出端連接 MPC5534芯片，MPC5534芯片輸出連接CAN總線。
[0014] 所述在線辨識(shí)模塊，可設(shè)有輸入串口、輸出串口、第1RAM、ROM、卡爾曼濾波器和第 2RAM，CAN總線連接輸入串口，輸入串口輸出連接第1RAM，第1RAM輸出連接卡爾曼濾波器， ROM內(nèi)儲(chǔ)存初始設(shè)置，ROM輸出連接卡爾曼濾波器，卡爾曼濾波器輸出連接到第2RAM，第 2RAM輸出連接到輸出串口，輸出串口連接系統(tǒng)CAN總線。
[0015] 本發(fā)明將飛行器的辨識(shí)軟硬件從飛行控制系統(tǒng)中剝離，不僅確保飛行控制的安 全，而且能提供激勵(lì)信號(hào)和解決各傳感器采集不同的的問題；機(jī)載辨識(shí)系統(tǒng)模塊化，使得安 裝和卸載更加方便，可為多類型多型號(hào)飛行器提供高精度辨識(shí)數(shù)據(jù)和在線氣動(dòng)模型數(shù)據(jù)。
[0016] 本發(fā)明是飛行器氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)的機(jī)載專用設(shè)備，其功能是：激勵(lì)飛行器的運(yùn)動(dòng)模 態(tài)，實(shí)時(shí)測量并采集飛行器輸入數(shù)據(jù)（各氣動(dòng)舵面、發(fā)動(dòng)機(jī)）、輸出數(shù)據(jù)（角運(yùn)動(dòng)、線運(yùn)動(dòng)、迎 角/側(cè)滑），調(diào)用氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)算法解算動(dòng)力學(xué)模型，進(jìn)而獲得飛行器的氣動(dòng)參數(shù)。
[0017] 本發(fā)明主要應(yīng)用于無人飛行器動(dòng)力學(xué)模型確定、飛行器的縮比模型自由飛試驗(yàn)， 以及有人機(jī)氣動(dòng)參數(shù)的天地差異修正。適用于多類型固定翼、旋翼飛行器，有人、無人飛行 器。
[0018] 本發(fā)明按照氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)要求設(shè)計(jì)功能完備、相對(duì)獨(dú)立的辨識(shí)系統(tǒng)，使用時(shí)只需 要將其數(shù)據(jù)接口和飛行控制系統(tǒng)連接，飛行控制系統(tǒng)硬件無需修改，軟件僅增加一個(gè)成熟 的功能模塊。
[0019] 本發(fā)明是一種獨(dú)立于飛行控制系統(tǒng)的機(jī)載辨識(shí)系統(tǒng)，辨識(shí)過程對(duì)原系統(tǒng)影響更 ?。痪哂懈玫臄?shù)據(jù)同步性，保證測量精度滿足辨識(shí)要求；集成判斷辨識(shí)所需的激勵(lì)設(shè)計(jì) 諸元程序，以及相配套的觸發(fā)時(shí)機(jī)和安全終止判斷；集成氣動(dòng)參數(shù)在線辨識(shí)功能，為控制策 略選擇提供更多方案。
[0020] 本發(fā)明根據(jù)設(shè)定的采樣頻率，控制器通過程序控制各保持器同時(shí)采集對(duì)應(yīng)通道的 電壓信號(hào)。
[0021] 諸元軟件和在線辨識(shí)是在嵌入式中編程可以實(shí)現(xiàn)。諸元軟件通過接收采集系統(tǒng)數(shù) 據(jù)，判斷飛行器姿態(tài)信息，計(jì)算激勵(lì)信號(hào)的脈寬和幅值，當(dāng)飛行器角速率和過載信號(hào)穩(wěn)定在 一個(gè)閾值內(nèi)時(shí)開啟激勵(lì)；激勵(lì)過程中判斷飛行器角速率和過載信號(hào)大于設(shè)定極限值時(shí)終止 激勵(lì)，實(shí)施安全保護(hù)，并在下次激勵(lì)時(shí)將激勵(lì)信號(hào)的幅值減小。
[0022] 在線辨識(shí)，根據(jù)卡爾曼濾波算法實(shí)時(shí)更新計(jì)算氣動(dòng)參數(shù)，作為自適應(yīng)控制的一部 分，減小飛行控制系統(tǒng)數(shù)據(jù)處理壓力，更有同步采集系統(tǒng)提供的無時(shí)延數(shù)據(jù)，控制精度比直 接集成的控制精度更高更可靠。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0023] 圖1為本發(fā)明實(shí)施例的結(jié)構(gòu)組成框圖。
[0024] 圖2為本發(fā)明實(shí)施例的數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)模塊的結(jié)構(gòu)組成框圖。
[0025] 圖3為本發(fā)明實(shí)施例的激勵(lì)諸元程序流程圖。
[0026] 圖4為本發(fā)明實(shí)施例的在線辨識(shí)模塊的結(jié)構(gòu)組成框圖。

【具體實(shí)施方式】
[0027] 下面結(jié)合附圖詳細(xì)描述本發(fā)明的【具體實(shí)施方式】和工作原理。
[0028] 如圖1?4所示，本發(fā)明實(shí)施例設(shè)有數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)模塊1、激勵(lì)諸元模塊2、在線辨 識(shí)模塊3、CAN總線4。
[0029] 所述數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)模塊1的數(shù)據(jù)輸出一端接激勵(lì)諸元模塊2和在線辨識(shí)模塊3 ; 數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)模塊1、激勵(lì)諸元模塊2和在線辨識(shí)模塊3通過CAN總線4與飛行控制器A相 互通信。
[0030] 所述數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)模塊1設(shè)有至少2組傳感器11、抗混疊模擬濾波器12、信號(hào)調(diào) 節(jié)器13、采樣保持器14以及量化器15 ;所述傳感器11包括但不限于三軸速率傳感器、三軸 過載傳感器、舵面?zhèn)鞲衅?、迎角傳感器、?cè)滑角傳感器和空速傳感器等，傳感器11的輸出端 接各自的抗混疊模擬濾波器12,抗混疊模擬濾波器12的輸出端通過信號(hào)調(diào)節(jié)器13連接采 樣保持器14的輸入端，同步采樣控制器16的輸出端連接采樣保持器14控制端并控制采樣 保持器14定時(shí)采樣，采樣保持器14輸出端連接量化器15,量化器15的輸出端連接編碼器 17輸入端，編碼器17的輸出端連接記錄儀18,并且通過CAN總線4分別與激勵(lì)諸元模塊2、 在線辨識(shí)模塊3和飛行控制器A連接。
[0031] 所述激勵(lì)諸元模塊2,可采用一個(gè)編程MPC5534芯片，CAN總線數(shù)據(jù)輸出端連接 MPC5534芯片，MPC5534芯片輸出連接CAN總線。
[0032] 所述在線辨識(shí)模塊3,可設(shè)有輸入串口 31、輸出串口 32、第1RAM33、R0M34、卡爾曼 濾波器35和第2RAM36, CAN總線4連接輸入串口 31，輸入串口 31輸出連接第1RAM33,第 1RAM33輸出連接卡爾曼濾波器35, R0M34內(nèi)儲(chǔ)存初始設(shè)置，R0M34輸出連接卡爾曼濾波器 35,卡爾曼濾波器35輸出連接到第2RAM36,第2RAM36輸出連接到輸出串口 32,輸出串口 32 連接系統(tǒng)CAN總線4。
[0033] 以下給出本發(fā)明的工作原理。
[0034] 數(shù)據(jù)同步采集模塊為其他兩個(gè)模塊提供實(shí)時(shí)的飛行數(shù)據(jù)，通過總線和飛行控制系 統(tǒng)通信。
[0035] 通過CAN總線將每個(gè)模塊的數(shù)據(jù)在各個(gè)模塊之間共享，每個(gè)模塊按照各自數(shù)據(jù)需 求在CAN總線上讀取數(shù)據(jù)；同步采集模塊的傳感器數(shù)據(jù)傳，激勵(lì)諸元模塊的產(chǎn)生的激勵(lì)信 號(hào)和在線辨識(shí)模塊的辨識(shí)參數(shù)結(jié)果，都傳到CAN總線上；同步采集模塊在CAN總線上讀取飛 控的開始采集和終止采集信號(hào)，激勵(lì)諸元模塊在CAN總線上讀取同步采集得來的數(shù)據(jù)和飛 控開始激勵(lì)指令以判斷開始和終止激勵(lì)的時(shí)機(jī)；在線辨識(shí)模塊在在CAN總線上讀取同步采 集數(shù)據(jù)、激勵(lì)信號(hào)和飛控中需要用于辨識(shí)的信號(hào)，以進(jìn)行參數(shù)辨識(shí)計(jì)算；飛行控制器在CAN 總線上讀取激勵(lì)信號(hào)、飛控所需的傳感器采集數(shù)據(jù)和辨識(shí)參數(shù)結(jié)果。另外，可以根據(jù)不同場 合自定義每個(gè)模塊上傳到CAN總線上的數(shù)據(jù)和CAN總線上讀取的數(shù)據(jù)。
[0036] 同步采集模塊實(shí)施方式通過各傳感器和元件組成，輔之以嵌入式程序控制；激勵(lì) 諸元和在線辨識(shí)由嵌入式程序計(jì)算實(shí)現(xiàn)。
[0037] 本發(fā)明的同步采集模塊，如圖2所示，由多個(gè)采樣保持器組成，傳感器通過各自的 抗混疊模擬濾波和信號(hào)調(diào)節(jié)器處理之后，和對(duì)應(yīng)的采樣保持器相連，采集包括角速率、過 載、舵面、迎角、側(cè)滑角和空速等模擬電壓信號(hào)。采集系統(tǒng)使用一個(gè)量化器，將各個(gè)保持器中 的電壓量化為數(shù)字量，依次量化后通過乘法、加法器進(jìn)行數(shù)位分配后寫入儲(chǔ)存器中。在模擬 信號(hào)通道較多時(shí)，可以使用多個(gè)量化器分擔(dān)處理壓力從而加速轉(zhuǎn)換過程。工作原理是：采樣 控制器定時(shí)控制采樣保持器，同時(shí)采集到多路模擬信號(hào)電壓，電壓信號(hào)在量化器中依次轉(zhuǎn) 換為數(shù)字量并在數(shù)位分配后寫入儲(chǔ)存器中，實(shí)現(xiàn)多傳感器的采集數(shù)據(jù)同步無時(shí)延。得到的 高質(zhì)量原始數(shù)據(jù)，用以實(shí)現(xiàn)后期飛行器的高精度辨識(shí)。
[0038] 激勵(lì)諸元軟件程序流程如圖3所示，飛行控制開啟激勵(lì)，開始運(yùn)行以下流程；分析 同步采集傳輸過來的數(shù)據(jù)，根據(jù)時(shí)歷信號(hào)的頻率特性和波峰差值，分別計(jì)算激勵(lì)信號(hào)的脈 寬和幅值，生成激勵(lì)信號(hào)；判斷飛行器姿態(tài)信息，當(dāng)飛行器角速率和過載信號(hào)穩(wěn)定在一個(gè)閾 值內(nèi)時(shí)，激勵(lì)信號(hào)傳輸?shù)娇刂葡到y(tǒng)中，否則持續(xù)等到至平衡狀態(tài)；當(dāng)激勵(lì)過程中判斷飛行器 角速率和過載信號(hào)大于設(shè)定極限值時(shí)終止激勵(lì)，實(shí)施安全保護(hù)，并將下次激勵(lì)信號(hào)的幅值 減小。
[0039] 在線辨識(shí)模塊的實(shí)施方式是使用卡爾曼濾波方式在線計(jì)算氣動(dòng)參數(shù)，卡爾曼濾波 解算在FPGA內(nèi)完成，主要利用內(nèi)部邏輯資源，RAM和ROM使用FPGA內(nèi)嵌的硬件塊RAM存儲(chǔ) 器，其中RAM暫存每步的中間結(jié)果，ROM存放濾波算法中的固定系數(shù)，如觀測系數(shù)矩陣、噪聲 系數(shù)陣等。由串口將濾波過程中用到測量值等信息輸入到FPGA，因解算結(jié)果暫存于一個(gè)稍 大的存儲(chǔ)器內(nèi)，同時(shí)通過串口輸出在線辨識(shí)出的參數(shù)。若使用自適應(yīng)或需要在線氣動(dòng)參數(shù) 的控制策略實(shí)施控制時(shí)，才用到此模塊，其他情況下可見此部分關(guān)閉。
[0040] 本發(fā)明解決不同傳感器采集的數(shù)據(jù)不同步的問題，可拓展安裝多種傳感器，實(shí)施 不同的辨識(shí)任務(wù)。同時(shí)使用CAN總線連接方式進(jìn)行數(shù)據(jù)傳輸，系統(tǒng)接線難度大大減小，更易 實(shí)現(xiàn)并且信號(hào)干擾的可能更小。本發(fā)明按照氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)要求設(shè)計(jì)功能完備、相對(duì)獨(dú)立的 辨識(shí)系統(tǒng)，使用時(shí)只需要將其數(shù)據(jù)接口和飛行控制系統(tǒng)連接，飛行控制系統(tǒng)硬件無需修改， 軟件僅增加一個(gè)成熟的功能模塊。
[0041] 獨(dú)立于飛行控制系統(tǒng)的機(jī)載辨識(shí)系統(tǒng)，辨識(shí)過程對(duì)原系統(tǒng)影響更??；具有更好的 數(shù)據(jù)同步性，保證測量精度滿足辨識(shí)要求；集成判斷辨識(shí)所需的激勵(lì)設(shè)計(jì)諸元程序，以及相 配套的觸發(fā)時(shí)機(jī)和安全終止判斷；集成氣動(dòng)參數(shù)在線辨識(shí)功能，為控制策略選擇提供更多 方案。
【權(quán)利要求】
1. 一種機(jī)載氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)系統(tǒng)，其特征在于設(shè)有數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)模塊、激勵(lì)諸元模塊和 在線辨識(shí)模塊； 所述數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)模塊的數(shù)據(jù)輸出一端接激勵(lì)諸元模塊和在線辨識(shí)模塊；數(shù)據(jù)采集存 儲(chǔ)模塊、激勵(lì)諸元模塊和在線辨識(shí)模塊通過CAN總線與飛行控制器相互通信； 所述數(shù)據(jù)采集存儲(chǔ)模塊設(shè)有至少2組傳感器、抗混疊模擬濾波器、信號(hào)調(diào)節(jié)器、采樣 保持器以及量化器；所述傳感器包括但不限于三軸速率傳感器、三軸過載傳感器、舵面?zhèn)?感器、迎角傳感器、側(cè)滑角傳感器和空速傳感器，傳感器的輸出端接各自的抗混疊模擬濾波 器，抗混疊模擬濾波器的輸出端通過信號(hào)調(diào)節(jié)器連接采樣保持器的輸入端，同步采樣控制 器的輸出端連接采樣保持器控制端并控制采樣保持器定時(shí)采樣，采樣保持器輸出端連接量 化器，量化器的輸出端連接編碼器輸入端，編碼器的輸出端連接記錄儀，并且通過CAN總線 分別與激勵(lì)諸元模塊、在線辨識(shí)模塊和飛行控制器連接。
2. 如權(quán)利要求1所述一種機(jī)載氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)系統(tǒng)，其特征在于所述激勵(lì)諸元模塊，采 用一個(gè)編程MPC5534芯片，CAN總線數(shù)據(jù)輸出端連接MPC5534芯片，MPC5534芯片輸出連接 CAN總線。
3. 如權(quán)利要求1所述一種機(jī)載氣動(dòng)參數(shù)辨識(shí)系統(tǒng)，其特征在于所述在線辨識(shí)模塊，設(shè) 有輸入串口、輸出串口、第1RAM、R0M、卡爾曼濾波器和第2RAM，CAN總線連接輸入串口，輸入 串口輸出連接第1RAM，第1RAM輸出連接卡爾曼濾波器，ROM內(nèi)儲(chǔ)存初始設(shè)置，ROM輸出連接 卡爾曼濾波器，卡爾曼濾波器輸出連接到第2RAM，第2RAM輸出連接到輸出串口，輸出串口 連接系統(tǒng)CAN總線。
【文檔編號(hào)】G01M9/00GK104102127SQ201410340630
【公開日】2014年10月15日 申請日期:2014年7月17日 優(yōu)先權(quán)日:2014年7月17日
【發(fā)明者】吳了泥, 豆修鑫, 李超, 程曉倩, 羅洋, 周圣祿, 張德進(jìn) 申請人:廈門大學(xué)