CN104102127A - 一种机载气动参数辨识系统 - Google Patents

Abstract

一种机载气动参数辨识系统，涉及飞行器机载设备。设有数据采集存储模块、激励诸元模块和在线辨识模块；数据采集存储模块的数据输出一端接其他两模块；三模块通过CAN总线与飞行控制器通信；数据采集存储模块设有至少2组传感器、抗混叠模拟滤波器、信号调节器、采样保持器以及量化器；传感器包括但不限于三轴速率传感器等，传感器的输出端接各自的抗混叠模拟滤波器，抗混叠模拟滤波器的输出端通过信号调节器连接采样保持器的输入端，同步采样控制器的输出端连接采样保持器控制端，采样保持器输出端连接量化器，量化器的输出端连接编码器输入端，编码器的输出端连接记录仪并通过CAN总线与激励诸元模块、在线辨识模块和飞行控制器连接。

Description

一种机载气动参数辨识系统

技术领域

本发明涉及飞行器机载设备，尤其是涉及一种机载气动参数辨识系统。

背景技术

飞行器的气动参数是飞行器研制的基础。气动参数可以分析飞行器的飞行性能和飞行品质，验证总体布局的正确性，进而对总体设计提出反馈意见。气动参数可以评估飞行器的稳定性和操纵性，是飞行器控制律设计的基础。气动参数搭建高置信度的飞行仿真平台，验证飞行控制律的正确性和有效性，降低试飞风险。

目前气动参数只能通过三个渠道获得：风洞试验、流体动力学计算和飞行气动参数辨识试验。风洞实验的气动参数精度较高，需要大量的资金投入；流体动力学计算需要专业人员和服务器进行大规模计算，技术服务费较高，相比风洞实验误差较大；气动参数辨识试验的性价比高，可广泛应用于中小型飞行器、大型飞行器研制。

对于中小型飞行器，风洞实验投入太大，流体动力学计算误差较大，动力学模型的获取一直是困扰已久的问题。中小型无人机即使成功试飞，也无法获得较为准确的动力学模型，无法给出准确的飞行性能和飞行品质指标，这对飞行器控制律设计和市场营销都造成困难。从经济性和准确性角度，气动参数辨识非常适合中小型飞行器研制。

对于大型飞行器，主要依靠风洞实验，同时结合流体动力学计算。但风洞试验和流体动力学计算都具有一定局限性，气动数据存在一定天地差异，还是需要利用真实试飞数据进行气动参数辨识，进而修正风洞实验和流体动力学计算的气动数据库。另外，大型飞行器研制环节有缩比模型的自由飞试验，利用气动参数辨识技术可以获得缩比模型的气动特性，为飞行器设计提供参考。

气动参数辨识属于控制理论与控制工程学科的系统辨识方向。系统辨识包括模型辨识和参数估计。在飞行器外形确定的情况下，待辨识模型结构往往确定，主要问题是参数估计。气动参数辨识通过试飞过程采集的输入(气动舵面偏转角度、油门)和输出数据(三轴角速率、三轴姿态、三轴加速度、空速/迎角/侧滑)，利用辨识算法估计关键气动参数。为提高输入输出数据的有效信息，需要主动激励激发飞行器固有运动模态。激励设计很大程度上影响辨识效果，也是气动参数辨识的关键。

在国内外参数辨识系统研究中，大部分设计的采集系统都是依靠高频处理芯片实施分时复用的方式进行多路数模转换，同时激励程序直接写入控制系统中，并且通常不会有在线辨识功能。(参考：[1]王军强,朱章华.基于DSP的无人飞行器数据采集系统的设计[J].计算机测量与控制,2009,17(2):434-436；[2]程秀芹,李永红,王恩怀,等.飞行器气动参数测试系统的设计[J].自动化与仪表,2010,25(010):42-45；[3]Basic principles offlight test instrumentation engineering[C].AGARD,1974.)

上述辨识方案存在以下缺点：1)所采集的飞行数据往往无法满足辨识的要求，相比气动参数辨识飞行控制对传感器精度、频率要求较低，更关键的是基于飞行控制的采集系统无法从硬件上解决各数据间的时延问题。2)为开展气动参数辨识，需要对飞行控制系统的硬软件进行修改，容易产生安全隐患，造成飞行事故。

发明内容

本发明的目的在于提供一种机载气动参数辨识系统。

本发明设有数据采集存储模块、激励诸元模块和在线辨识模块；

所述数据采集存储模块的数据输出一端接激励诸元模块和在线辨识模块；数据采集存储模块、激励诸元模块和在线辨识模块通过CAN总线与飞行控制器相互通信；

所述数据采集存储模块设有至少2组传感器、抗混叠模拟滤波器、信号调节器、采样保持器以及量化器；所述传感器包括但不限于三轴速率传感器、三轴过载传感器、舵面传感器、迎角传感器、侧滑角传感器和空速传感器等，传感器的输出端接各自的抗混叠模拟滤波器，抗混叠模拟滤波器的输出端通过信号调节器连接采样保持器的输入端，同步采样控制器的输出端连接采样保持器控制端并控制采样保持器定时采样，采样保持器输出端连接量化器，量化器的输出端连接编码器输入端，编码器的输出端连接记录仪，并且通过CAN总线分别与激励诸元模块、在线辨识模块和飞行控制器连接。

所述激励诸元模块，可采用一个编程MPC5534芯片，CAN总线数据输出端连接MPC5534芯片，MPC5534芯片输出连接CAN总线。

所述在线辨识模块，可设有输入串口、输出串口、第1RAM、ROM、卡尔曼滤波器和第2RAM，CAN总线连接输入串口，输入串口输出连接第1RAM，第1RAM输出连接卡尔曼滤波器，ROM内储存初始设置，ROM输出连接卡尔曼滤波器，卡尔曼滤波器输出连接到第2RAM，第2RAM输出连接到输出串口，输出串口连接系统CAN总线。

本发明将飞行器的辨识软硬件从飞行控制系统中剥离，不仅确保飞行控制的安全，而且能提供激励信号和解决各传感器采集不同的的问题；机载辨识系统模块化，使得安装和卸载更加方便，可为多类型多型号飞行器提供高精度辨识数据和在线气动模型数据。

本发明是飞行器气动参数辨识的机载专用设备，其功能是：激励飞行器的运动模态，实时测量并采集飞行器输入数据(各气动舵面、发动机)、输出数据(角运动、线运动、迎角/侧滑)，调用气动参数辨识算法解算动力学模型，进而获得飞行器的气动参数。

本发明主要应用于无人飞行器动力学模型确定、飞行器的缩比模型自由飞试验，以及有人机气动参数的天地差异修正。适用于多类型固定翼、旋翼飞行器，有人、无人飞行器。

本发明按照气动参数辨识要求设计功能完备、相对独立的辨识系统，使用时只需要将其数据接口和飞行控制系统连接，飞行控制系统硬件无需修改，软件仅增加一个成熟的功能模块。

本发明是一种独立于飞行控制系统的机载辨识系统，辨识过程对原系统影响更小；具有更好的数据同步性，保证测量精度满足辨识要求；集成判断辨识所需的激励设计诸元程序，以及相配套的触发时机和安全终止判断；集成气动参数在线辨识功能，为控制策略选择提供更多方案。

本发明根据设定的采样频率，控制器通过程序控制各保持器同时采集对应通道的电压信号。

诸元软件和在线辨识是在嵌入式中编程可以实现。诸元软件通过接收采集系统数据，判断飞行器姿态信息，计算激励信号的脉宽和幅值，当飞行器角速率和过载信号稳定在一个阈值内时开启激励；激励过程中判断飞行器角速率和过载信号大于设定极限值时终止激励，实施安全保护，并在下次激励时将激励信号的幅值减小。

在线辨识，根据卡尔曼滤波算法实时更新计算气动参数，作为自适应控制的一部分，减小飞行控制系统数据处理压力，更有同步采集系统提供的无时延数据，控制精度比直接集成的控制精度更高更可靠。

附图说明

图1为本发明实施例的结构组成框图。

图2为本发明实施例的数据采集存储模块的结构组成框图。

图3为本发明实施例的激励诸元程序流程图。

图4为本发明实施例的在线辨识模块的结构组成框图。

具体实施方式

下面结合附图详细描述本发明的具体实施方式和工作原理。

如图1～4所示，本发明实施例设有数据采集存储模块1、激励诸元模块2、在线辨识模块3、CAN总线4。

所述数据采集存储模块1的数据输出一端接激励诸元模块2和在线辨识模块3；数据采集存储模块1、激励诸元模块2和在线辨识模块3通过CAN总线4与飞行控制器A相互通信。

所述数据采集存储模块1设有至少2组传感器11、抗混叠模拟滤波器12、信号调节器13、采样保持器14以及量化器15；所述传感器11包括但不限于三轴速率传感器、三轴过载传感器、舵面传感器、迎角传感器、侧滑角传感器和空速传感器等，传感器11的输出端接各自的抗混叠模拟滤波器12，抗混叠模拟滤波器12的输出端通过信号调节器13连接采样保持器14的输入端，同步采样控制器16的输出端连接采样保持器14控制端并控制采样保持器14定时采样，采样保持器14输出端连接量化器15，量化器15的输出端连接编码器17输入端，编码器17的输出端连接记录仪18，并且通过CAN总线4分别与激励诸元模块2、在线辨识模块3和飞行控制器A连接。

所述激励诸元模块2，可采用一个编程MPC5534芯片，CAN总线数据输出端连接MPC5534芯片，MPC5534芯片输出连接CAN总线。

所述在线辨识模块3，可设有输入串口31、输出串口32、第1RAM33、ROM34、卡尔曼滤波器35和第2RAM36，CAN总线4连接输入串口31，输入串口31输出连接第1RAM33，第1RAM33输出连接卡尔曼滤波器35，ROM34内储存初始设置，ROM34输出连接卡尔曼滤波器35，卡尔曼滤波器35输出连接到第2RAM36，第2RAM36输出连接到输出串口32，输出串口32连接系统CAN总线4。

以下给出本发明的工作原理。

数据同步采集模块为其他两个模块提供实时的飞行数据，通过总线和飞行控制系统通信。

通过CAN总线将每个模块的数据在各个模块之间共享，每个模块按照各自数据需求在CAN总线上读取数据；同步采集模块的传感器数据传，激励诸元模块的产生的激励信号和在线辨识模块的辨识参数结果，都传到CAN总线上；同步采集模块在CAN总线上读取飞控的开始采集和终止采集信号，激励诸元模块在CAN总线上读取同步采集得来的数据和飞控开始激励指令以判断开始和终止激励的时机；在线辨识模块在在CAN总线上读取同步采集数据、激励信号和飞控中需要用于辨识的信号，以进行参数辨识计算；飞行控制器在CAN总线上读取激励信号、飞控所需的传感器采集数据和辨识参数结果。另外，可以根据不同场合自定义每个模块上传到CAN总线上的数据和CAN总线上读取的数据。

同步采集模块实施方式通过各传感器和元件组成，辅之以嵌入式程序控制；激励诸元和在线辨识由嵌入式程序计算实现。

本发明的同步采集模块，如图2所示，由多个采样保持器组成，传感器通过各自的抗混叠模拟滤波和信号调节器处理之后，和对应的采样保持器相连，采集包括角速率、过载、舵面、迎角、侧滑角和空速等模拟电压信号。采集系统使用一个量化器，将各个保持器中的电压量化为数字量，依次量化后通过乘法、加法器进行数位分配后写入储存器中。在模拟信号通道较多时，可以使用多个量化器分担处理压力从而加速转换过程。工作原理是：采样控制器定时控制采样保持器，同时采集到多路模拟信号电压，电压信号在量化器中依次转换为数字量并在数位分配后写入储存器中，实现多传感器的采集数据同步无时延。得到的高质量原始数据，用以实现后期飞行器的高精度辨识。

激励诸元软件程序流程如图3所示，飞行控制开启激励，开始运行以下流程；分析同步采集传输过来的数据，根据时历信号的频率特性和波峰差值，分别计算激励信号的脉宽和幅值，生成激励信号；判断飞行器姿态信息，当飞行器角速率和过载信号稳定在一个阈值内时，激励信号传输到控制系统中，否则持续等到至平衡状态；当激励过程中判断飞行器角速率和过载信号大于设定极限值时终止激励，实施安全保护，并将下次激励信号的幅值减小。

在线辨识模块的实施方式是使用卡尔曼滤波方式在线计算气动参数，卡尔曼滤波解算在FPGA内完成，主要利用内部逻辑资源，RAM和ROM使用FPGA内嵌的硬件块RAM存储器，其中RAM暂存每步的中间结果，ROM存放滤波算法中的固定系数，如观测系数矩阵、噪声系数阵等。由串口将滤波过程中用到测量值等信息输入到FPGA，因解算结果暂存于一个稍大的存储器内，同时通过串口输出在线辨识出的参数。若使用自适应或需要在线气动参数的控制策略实施控制时，才用到此模块，其他情况下可见此部分关闭。

本发明解决不同传感器采集的数据不同步的问题，可拓展安装多种传感器，实施不同的辨识任务。同时使用CAN总线连接方式进行数据传输，系统接线难度大大减小，更易实现并且信号干扰的可能更小。本发明按照气动参数辨识要求设计功能完备、相对独立的辨识系统，使用时只需要将其数据接口和飞行控制系统连接，飞行控制系统硬件无需修改，软件仅增加一个成熟的功能模块。

独立于飞行控制系统的机载辨识系统，辨识过程对原系统影响更小；具有更好的数据同步性，保证测量精度满足辨识要求；集成判断辨识所需的激励设计诸元程序，以及相配套的触发时机和安全终止判断；集成气动参数在线辨识功能，为控制策略选择提供更多方案。

Claims (3)

1.一种机载气动参数辨识系统，其特征在于设有数据采集存储模块、激励诸元模块和在线辨识模块；

所述数据采集存储模块的数据输出一端接激励诸元模块和在线辨识模块；数据采集存储模块、激励诸元模块和在线辨识模块通过CAN总线与飞行控制器相互通信；

所述数据采集存储模块设有至少2组传感器、抗混叠模拟滤波器、信号调节器、采样保持器以及量化器；所述传感器包括但不限于三轴速率传感器、三轴过载传感器、舵面传感器、迎角传感器、侧滑角传感器和空速传感器，传感器的输出端接各自的抗混叠模拟滤波器，抗混叠模拟滤波器的输出端通过信号调节器连接采样保持器的输入端，同步采样控制器的输出端连接采样保持器控制端并控制采样保持器定时采样，采样保持器输出端连接量化器，量化器的输出端连接编码器输入端，编码器的输出端连接记录仪，并且通过CAN总线分别与激励诸元模块、在线辨识模块和飞行控制器连接。

2.如权利要求1所述一种机载气动参数辨识系统，其特征在于所述激励诸元模块，采用一个编程MPC5534芯片，CAN总线数据输出端连接MPC5534芯片，MPC5534芯片输出连接CAN总线。

3.如权利要求1所述一种机载气动参数辨识系统，其特征在于所述在线辨识模块，设有输入串口、输出串口、第1RAM、ROM、卡尔曼滤波器和第2RAM，CAN总线连接输入串口，输入串口输出连接第1RAM，第1RAM输出连接卡尔曼滤波器，ROM内储存初始设置，ROM输出连接卡尔曼滤波器，卡尔曼滤波器输出连接到第2RAM，第2RAM输出连接到输出串口，输出串口连接系统CAN总线。