CN100498230C - 基于微惯组测量单元的飞行器姿态测试系统 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种基于微惯组测量单元的飞行器姿态测试系统，它包括用来固定于飞行器内部的外壳体和装设于外壳体内的测试单元，所述测试单元包括主控制单元、AD采集单元、电源管理单元、电源单元以及微惯组测量单元，主控制单元通过AD采集单元与微惯组测量单元相连并接收微惯组测量单元中检测到的数据，电源管理单元分别与主控制单元和微惯组测量单元相连并为其供电，微惯组测量单元的敏感轴装设于被测飞行器坐标系的三轴方向上。本发明是一种结构简单、能够装设于飞行器内部、其测量速度、旋转角速度范围大，高精度的基于微惯组测量单元的飞行器姿态测试系统。

Description

基于微惯组测量单元的飞行器姿态测试系统

技术领域

本发明主要涉及到飞行器姿态测试领域，特指一种基于微惯组测量单元的飞行器姿态测试系统。

背景技术

传统上经常使用光测技术进行飞行器的姿态测量。光测常常用于目标的位置、尺寸、形状、方位、运行速度、姿态的测量。光测属于非接触测量对被测物不加任何干扰限制，因此可以独立客观的对静态和动态的物体进行测量。光测的全场测量特点使得可对整个视场中的目标特性进行测量。因此，速率的测量通常使用高速摄影机，但是由于摄取的景物的物像比太大，并受机器自身振动的影响，精度不高。作为高速摄影的替代手段，高速摄像备受人们关注。八十年代后期，国内曾经引进过像元为240×160的面阵列、频率1000Hz的摄像仪，虽能摄取目标，但分辨率过低，不能与高速摄影匹敌。现在高速摄像有了长足的进步，像素已经不是主要问题。但是为了测量飞行器三个方向上的加速度必须使用两个以上的高速摄像设备，价格昂贵，并且对设备的布局提出了较高的要求。

国内曾经用光学杠杆法对炮的角振动和火箭飞行器的扰动进行测试，但终因测量系统现场的布局和操作方面的困难发展不快，并且飞行器发射后一般处于高速的自旋状态，光学杠杆很难用于此时的角度测量。狭缝摄影通常用来测试初始飞行器，它通过照片处理，计算飞行器的转速、速度、攻角，所得到的测量结果定性多于定量，其原因在于摄影机自身存在机械振动。因此，上述几种方法均不适于飞行器内测量。

发明内容

本发明要解决的技术问题就在于：针对现有技术存在的技术问题，本发明提供一种结构简单、能够装设于飞行器内部、其测量速度、旋转角速度范围大，精度高的基于微惯组测量单元的飞行器姿态测试系统。

为解决上述技术问题，本发明提出的解决方案为：一种基于微惯组测量单元的飞行器姿态测试系统，其特征在于：它包括用来固定于飞行器内部的外壳体和装设于外壳体内的测试单元，所述测试单元包括主控制单元、AD采集单元、电源管理单元、电源单元以及微惯组测量单元，主控制单元通过AD采集单元与微惯组测量单元相连并接收微惯组测量单元中检测到的数据，电源管理单元分别与主控制单元和微惯组测量单元相连并为其供电，微惯组测量单元的敏感轴装设于被测飞行器坐标系的三轴方向上。

所述外壳体包括前端盖、后端盖和壳体，测试单元的两端分别固定于前端盖和后端盖上，测试单元、前端盖和后端盖装设于壳体内，前端盖和后端盖上开设有用来与飞行器连接的安装孔。

所述测试单元中电源单元的两侧通过钢带固定于前端盖上，微惯组测量单元装设于前端盖和后端盖之间并与固定于后端盖上的电路板相连。

所述测试单元通过RS485或无线网络与一上位机相连。

与现有技术相比，本发明的优点就在于：

1、本发明可以对飞行器的空中姿态、飞行线速度以及旋转角速度进行测量，能够减小漂移对测量数据的影响；经试验证明，本发明测量速度、旋转角速度范围大，精度高；本发明的测试系统可以循环反复使用，并满足一定的冲击和力学环境的要求；本发明利用一个大量程的冲击加速度传感器来测量冲击信号，提高了测量精度；

2、本发明采用电源管理单元，利用电源管理芯片，可以实时监测电源状态，避免了试验过程中可能会因为电量不足而引起系统不能正常工作的问题，其待机时间大于10小时；

3、本发明采用异型板层叠式的电路设计方案以及微惯组测量单元，有效解决了空间尺寸较小的问题；

4、本发明测试系统的尺寸小可安装在飞行器内部，且优化了传统导航算法，提高了解算精度；实现了数据的USB存储，方便用户的使用。

附图说明

图1是本发明外壳体的立体结构示意图；

图2是本发明外壳体中前端盖部分的立体结构示意图；

图3是本发明外壳体中前端盖部分的俯视结构示意图；

图4是本发明外壳体中后端盖部分的俯视结构示意图；

图5是本发明中测试单元的框架结构示意图；

图6是本发明测试系统的工作流程示意图；

图7是具体实施例中测试单元的电路原理示意图。

具体实施方式

以下将结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细说明。

如图1、图2、图3、图4和图5所示，一种基于微惯组测量单元的飞行器姿态测试系统，它包括用来固定于飞行器内部的外壳体1和装设于外壳体1内的测试单元2，所述测试单元2包括主控制单元21、AD采集单元22、电源管理单元23、电源单元25以及微惯组测量单元24，本实施例中，测试单元2进一步包括数据存储单元28，其主要由FLASH组成。主控制单元21通过AD采集单元22与微惯组测量单元24相连并接收微惯组测量单元24中检测到的数据，电源管理单元23分别与主控制单元21和微惯组测量单元24相连并为其供电，微惯组测量单元24的敏感轴装设于被测飞行器坐标系的三轴方向上。主控制器单元21采用DSP主模块，其类似于计算机的CPU，实现数据的管理、存储和采集控制；AD采集单元22采用AD采集模块，其用来实现数据的采集；电源管理单元23的主要功能是电池电量检测、充电控制、系统的唤醒和采集触发控制。上位机通过RS485唤醒电源管理单元23，电源管理单元23对微惯组测量单元24供电，使微惯组测量单元24处于工作状态，同时使DSP主模块、AD采集模块上电，准备工作，等待IO时基信号；IO时基信号发出后，AD采集模块采集微惯组测量单元24输出的七路模拟信号，然后经过DSP主模块处理后得到相应的二进制数据，并将该数据存放于FLASH，然后可以通过USB接口获取数据，再经过离线软件解算得到飞行器飞行过程的姿态和速度。在该实施例中，微惯组测量单元24可以采用西安精准测控有限公司生产的型号为PA-IMU-02的微惯组测量单元。运动过程中，微惯组测量单元测定被测飞行器相对于惯性坐标系的运动角速度，并由被测飞行器坐标系至惯性坐标系坐标变换矩阵，把微惯组测量单元测定加速度信息变换至惯性坐标系，然后进行速度解算。为了提高测量精度，我们利用一个大量程的冲击加速度传感器来测量冲击信号。本发明机械结构部分中，外壳体1包括前端盖11、后端盖12和壳体13，测试单元2的两端分别固定于前端盖11和后端盖12上，测试单元2、前端盖11和后端盖12装设于壳体13内，前端盖11和后端盖12上开设有用来与飞行器连接的安装孔14。测试单元2中电源单元25的两侧通过钢带26固定于前端盖11上，微惯组测量单元24装设于前端盖11和后端盖12之间并与固定于后端盖12上的电路板27相连。测试单元2通过RS485或无线网络与一上位机相连。本发明外部电气接口主要包括：USB数据接口、充电接口、485通讯接口和IO时基触发接口。由于本发明需安装在飞行器内部，因此其外形尺寸必然受到限制，异型板层叠式的电路设计方案以及微惯组测量单元的选用，有效解决了空间尺寸较小的问题；为实现本发明在飞行器内部的成功安装，本发明的前、后端盖上设计了机械接口部分，主要由螺钉孔、花键和定位销轴组成。螺钉孔实现了本发明与飞行器的安装连接，键和销轴保证了本发明在飞行器内的定位。参见图7所示，具体实施例中，电池通过AMP22插头接入。U1是电池管理芯片，可以监视电池的电量和充放电状态。U7和U8为DSP模块、AD采集模块和微惯组单元提供电源。U2是一块单片机从U1得到电池的相关状态，从U3获得用户指令，并通过控制U5来控制电源模块U7和U8，进而控制整个电路系统进入休眠或激活状态。FPGA芯片U9与AD转换芯片U10为主构成AD采集模块。FPGA根据DSP主控模块的指令完成各种采集时序。U11和U12是存贮芯片，电路系统采集的数据就记录在这两片芯片当中。U13、U14和U15构成USB单元，电路系统可以通过USB单元接受用户上传的DSP和FPGA程序或向U盘等存储设备发送采集的数据。

众所周知，惯性传感器都存在漂移问题。但是，本发明从两个方面大大较小了漂移对测量数据的影响。第一，系统待机时候是工作在睡眠模式，在睡眠模式下，微惯组测量单元是没有上电的，因此，睡眠模式状态下的微惯组测量单元不存在漂移问题；第二，微惯组测量单元的热启动时间是1分钟，因此，在时基零点的前大约一分钟切换到测量模式，时基零点时刻六维微惯导组合开始测量数据，工作一段时间后结束，工作时间可以由具体实验确定。由于时基零点时候被测飞行器的姿态是确定已知的，因此，微惯组测量单元在热启动时间内的漂移对时基零点以后测量的影响是可以通过算法消除的，这一点已经在软件算法中作了处理。

本发明使用惯性导航技术进行飞行器姿态测量。惯性测量模块利用基于惯性导航计算来测载体飞行姿态，不需要向载体外发射信号也不需要从载体外接收信号。惯性传感器跟随载体一起运动避免了其他测量手段，如光杠杆、高速摄像量程范围过大问题。使用捷联惯导系统省掉了机电系统平台，体积重量成本都大大降低。捷联惯导系统可以获得数字信号形式的原始观测量，所以可以进行测后各类动态建模和最优数据处理；可以根据需要提取运行体各类运动信息，方便研究应用。本发明中软件算法是以四元数保范递推计算算法为核心，并利用重力补偿对高速自旋条件下的飞行器进行解算。离线解算软件以四元数保范递推算法和重力补偿算法为核心，主要包括以下七个部分：①初始化；②姿态更新；③比力分解；④重力补偿；⑤速度积分；⑥四元数与欧拉角变换；⑦四元数与坐标变换矩阵的转换。如图6所示，本发明的工作流程示意图，首先在软件中载入测量数据并经过一定的数据处理及初始化后可直接得到相对于惯性系的比力测量值f^h和旋转速率

，同时利用四元数保范递推算法得到更新的姿态Q，然后将f^b分解到导航系得到相对于导航系的比力值fⁿ，然后将被测飞行器发射前微惯组测量单元敏感到的三个正交轴向的加速度平均值的相反数作为重力补偿值对fⁿ进行补偿，来实现重力补偿，最后在初速度为零的条件下，对补偿后的加速度直接积分就得到了被测飞行器的线速度。另一方面，利用四元数与欧拉角的转换关系，根据更新姿态Q就可以得到飞行器各个方位的姿态，即欧拉角。四元数保范递推算法公式如下：

$Q_k=\frac{1}{1+\frac{1}{12}{\mathrm{\ω}}_1+\frac{1}{144}{{\mathrm{\ω}}_1}^2}[(1-\frac{5}{12}{\mathrm{\ω}}_1+\frac{1}{144}{{\mathrm{\ω}}_1}^2)I+(1-\frac{1}{12}{\mathrm{\ω}}_1)W_1]Q_{k-1}$

其中： ${\mathrm{\ω}}_1=\frac{1}{4}({{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xh}}}^2+{{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yh}}}^2+{{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zh}}}^2);$ ${\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xh}}=\underset{t_{k-1}}{\overset{t_k}{\∫}}{\mathrm{\ω}}_{x_1}\mathrm{dt};$ ${\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yh}}=\underset{t_{k-1}}{\overset{t_k}{\∫}}{\mathrm{\ω}}_{y_1}\mathrm{dt};$ ${\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zh}}=\underset{t_{k-1}}{\overset{t_k}{\∫}}{\mathrm{\ω}}_{z_1}\mathrm{dt};$

、

、

为各轴的瞬时角速度；

ω_xh、ω_yh、ω_zh为各轴在积分区间的角增量；

$W_1=\frac{1}{2}\left[\begin{array}{cccc}0& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xh}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yh}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zh}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xh}}& 0& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zh}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yh}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yh}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zh}}& 0& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xh}}\\ {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{zh}}& {\mathrm{\ω}}_{\mathrm{yh}}& -{\mathrm{\ω}}_{\mathrm{xh}}& 0\end{array}\right].$

Claims (3)

1、一种基于微惯组测量单元的飞行器姿态测试系统，其特征在于：它包括用来固定于飞行器内部的外壳体(1)和装设于外壳体(1)内的测试单元(2)，所述测试单元(2)包括主控制单元(21)、AD采集单元(22)、电源管理单元(23)、电源单元(25)以及微惯组测量单元(24)，主控制单元(21)通过AD采集单元(22)与微惯组测量单元(24)相连并接收微惯组测量单元(24)中检测到的数据，电源管理单元(23)分别与主控制单元(21)和微惯组测量单元(24)相连并为其供电，微惯组测量单元(24)的敏感轴装设于被测飞行器坐标系的三轴方向上；所述外壳体(1)包括前端盖(11)、后端盖(12)和壳体(13)，测试单元(2)的两端分别固定于前端盖(11)和后端盖(12)上，测试单元(2)、前端盖(11)和后端盖(12)装设于壳体(13)内，前端盖(11)和后端盖(12)上开设有用来与飞行器连接的安装孔(14)。

2、根据权利要求1所述的基于微惯组测量单元的飞行器姿态测试系统，其特征在于：所述测试单元(2)中电源单元(25)的两侧通过钢带(26)固定于前端盖(11)上，微惯组测量单元(24)装设于前端盖(11)和后端盖(12)之间并与固定于后端盖(12)上的电路板(27)相连。

3、根据权利要求1或2所述的基于微惯组测量单元的飞行器姿态测试系统，其特征在于：所述测试单元(2)通过RS485或无线网络与一上位机相连。

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