CN105181995B - 一种用于高空低速飞行器的风速风向实时测量装置 - Google Patents

Abstract

本发明提供一种用于高空低速飞行器的风速风向实时测量装置，包括电机、绝对式旋转编码器、法兰盘、多个气压差获取单元以及风速风向获取单元；绝对式旋转编码器、法兰盘与电机连接，用于测量电机的转角位置信号；多个气压差获取单元对称分布安装在法兰盘上，用于获得大气中的相对风速、风向信息转换成气压差信号；风速风向获取单元与对应的绝对式旋转编码器、每个气压差获取单元连接，获得大气密度信息，并根据大气密度、气压差信号和转动角信号，计算获得飞行器相对大气的相对风速、风向信息，通过相对风速、风向信息与导航系统给出的地速信息之间的矢量关系，得到真风速风向信息。本发明给出风速/风向的提取技术，提高测量的实时性和可靠性。

Description

一种用于高空低速飞行器的风速风向实时测量装置

技术领域

本发明属于航空测控技术领域，本发明主要用于为平流层飞艇等高空低速飞行器提供飞行控制所需的实时相对风速/风向信息(空速/侧滑角)和真风速/风向信息。

背景技术

高空低速大气飞行器包括平流层飞艇、平流层太阳能飞机、临近空间浮升一体飞行器、高空气球等飞行器。近年来在区域大气环境监测、防灾减灾、高分辨率实时监视、区域通信等需求的驱动下，以平流层飞艇为代表的高空驻空型飞行器引起了各国的普遍重视，包括中国在内的世界主要国家陆续启动了相关的研究计划，开始了较深入的研究开发工作。

高空低速大气飞行器的运动特性受环境风场的影响很大。因此对风速、风向进行实时、准确的测量是实施长期驻空以及提高飞行控制品质的前提。当风速传感器安装在飞行器上时，所测量的风速为相对风速，即大气相对于飞行器的速度。习惯上，称之为空速。空速与真风速之间有以下关系：

真风速矢量＝地速矢量-空速矢量

用数学公式表述为

其中，分别为真风速、地速和空速矢量。

地速可通过飞行器配备的GPS/INS组合导航系统精确测量，所以获取了相对风速(空速)也就意味着获取了真风速

在航空领域空速测量的标准方法是采用压差空速计，通过测量动压得到空速。然而，高空由于大气非常稀薄，加上低速飞行器航速较低，导致动压非常小，精确测量空速非常困难。例如，20km高度，航速4m/s时动压仅0.711Pa，8m/s时，动压也仅有2.8Pa。从如此微弱且存在干扰的信号中，准确提取空速非常困难。与空速大小的测量相比，确定风向更为困难，传统的风标式测向装置以及压差测风向装置，均因动压过低而无法使用。

目前在平流层及以上高度，还没有现成的产品能直接用于为低速飞行器提供飞行控制所需要的实时风速、风向信息。

发明内容

(一)要解决的技术问题

为了解决现有技术不能为低速飞行器提供飞行控制所需要的实时风速、风向信息的技术问题，本发明的目的是简化风速/风向的提取，提高测量实时性和可靠性，降低算法复杂度、研制难度以及降低对硬件的需求，为此，本发明提供一种能在高空稀薄大气环境中，为低速飞行器提供风速风向测量信息的高空低速大气飞行器风速风向实时测量装置。

(二)技术方案

本发明提供可在高空稀薄大气环境中，为低速飞行器提供风速风向测量信息的一种用于高空低速飞行器的风速风向的实时测量装置，包括：电机、绝对式旋转编码器、法兰盘、多个气压差获取单元以及风速风向获取单元；其中：绝对式旋转编码器、法兰盘与电机连接，用于测量电机的转角位置并输出转动角信号；多个气压差获取单元对称分布安装在法兰盘上，在电机的驱动下，以恒定的速度转动，用于获得大气中的相对风速、风向信息转换成气压差信号；风速风向获取单元与对应的绝对式旋转编码器、每个气压差获取单元连接，获得大气密度信息，并根据大气密度、气压差信号和转动角信号，计算获得飞行器相对大气的相对风速、风向信息，通过相对风速、风向信息与导航系统给出的地速信息之间的矢量关系，可进一步得到真风速风向信息。

(三)有益效果

本发明的核心在于气压差获取单元采用两个共线刚性旋杆结构。当风吹向恒速转动的气压差获取单元时，气压差获取单元输出的气压差信号为一周期性余弦信号，其幅值与风速大小成正比，信号的相位包含了风向角信息。由于采用了多个均匀交叉分布的气压差获取单元，所得信号为多路相位差固定的周期性余弦压差信号。利用多路信号的幅值和相位关系，本发明给出了风速/风向的快捷提取算法，避免了现有技术中的繁琐处理，提高了测量的实时性和可靠性。

本发明与现有技术相比，本发明的气压差获取单元由一个增加到多个，刚性旋杆随之从两个增加到双数个刚性旋杆，从而可以实时获得风速风向(而不用转动一周获取一个风速风向测量结果)。另外，本发明数据处理方面简单，测量精度提高。

本发明给出的方法和装置可在高空稀薄大气环境下，实现相对风速风向的实时、准确测量。本发明刚性旋杆旋转平面与飞行器水平基准面平行时，所获得相对风速风向信息即为空速和侧滑角信息。本发明中所获取的相对风速信息与导航系统给出的地速信息融合后，可获得准确的真风速风向信息。风速风向获取单元气压差获取该发明具有以下优点：

1、大幅度简化了风速/风向的实时计算和处理，能同时给出风速、风向信息；

2、测量精度高，可实现对1m/s及以下风速、风向的准确测量，提高了风速/风向测量的实时性和可靠性，响应速度更快；

3、测量信号的幅值与风速大小呈线性关系，传感器量程不会因最大可测风速的增大而急剧增大；

4、相对风向的测量精度不受大气密度的影响；

5、易于实现、成本低廉。

附图说明

以下将参照附图对本发明的具体实施方式做具体说明，其中：

图1为发明装置示意图主视图；

图2为发明装置示意图侧视图；

图3为安装在法兰盘上的气压差获取单元及风速风向获取单元的示意图；

图4为本发明中测压探头和测压传感器的连接示意图；

图5为本发明装置本体坐标系、刚性旋杆的转角和相对风向角的定义图；

图6为本发明装置工作时，两个测压传感器及绝对式转角编码器输出的气压差-时间曲线和转角-时间曲线；

图7为本发明装置的各部件之间的信息传递示意图。

具体实施方式

下面结合附图详细说明本发明技术方案中所涉及的各个细节问题。应指出的是，所描述的实施例仅旨在便于对本发明的理解，而对其不起任何限定作用。

请参阅图1、图2示出本发明用于高空低速飞行器的风速风向的实时测量装置、图3图3为本发明测量装置在高空驻空飞行器上的安装在法兰盘上的气压差获取单元及风速风向获取单元的一实施例示意图。

实施例1，仅采用两个正交的气压差获取单元。该实施例包括：电机1、绝对式旋转编码器2、法兰盘4、两个气压差获取单元5以及风速风向获取单元6；电机1选用力矩电机，所述两个气压差获取单元5选用四个外形相同的刚性旋杆51，选用四个测压探头52，选用两个测压传感器53。其中：绝对式旋转编码器2、法兰盘4与力矩电机1连接，用于测量力矩电机1的转角位置并输出转动角信号；所述气压差获取单元5以“+”字型结构安装在法兰盘4上，在力矩电机1的驱动下，以恒定的速度转动，用于获得大气中的相对风速、风向信息转换成气压差信号；风速风向获取单元6，与对应的绝对式旋转编码器2、每个气压差获取单元5连接，用于获得大气密度信息，并根据大气密度、气压差信号和转动角信号，计算获得飞行器相对大气的相对风速、风向信息，根据相对风速、风向信息和导航系统给出的地速信息之间的矢量关系，可以得到真风速风向信息。当风吹向恒定转动的刚性旋杆时，每个气压差获取单元5的气压差为一周期性余弦信号，其幅值与风速大小成正比，气压差信号的相位包含了风向角信息。

所述的测量装置，还具有一电滑环3，位于法兰盘4与力矩电机之间，用于为气压差获取单元5以及风速风向获取单元供电6，并向风速风向获取单元6传递绝对式旋转编码器2所测量力矩电机1的转角信息，并将风速风向获取单元6所获得相对风速风向信息传递给飞行控制计算机。其中，所述法兰盘4具有一中空曲面部和多个安装孔，多个安装孔以“+”字型结构分布设置在法兰盘4的中空曲面部上，安装孔的数量是气压差获取单元的2倍。

其中，请参阅图3两个正交结构的气压差获取单元5，每个气压差获取单元5由一对刚性旋杆51、一对测压探头52和一测压传感器53组成；每个刚性旋杆51具有两个端头；每个刚性旋杆51的一端头与法兰盘4固定连接；每个刚性旋杆51的另一端头置于法兰盘4的外部；每个测压探头52安装在一刚性旋杆51的另一端头上并位于大气中，用于获得大气中的气压信号；每个测压传感器53固接于法兰盘4上，所述测压传感器53的正负测压端口通过引压管分别与所述每对刚性旋杆51的端头上对应的测压探头52的测压口连接，用于测量每对测压探头52之间的气压差信号。

其中，所述每个刚性旋杆51的一端头置于法兰盘4的中空曲面部上的安装孔中，并延伸至中空曲面部的外部。其中，每个刚性旋杆51为中空结构，每个测压传感器53，通过位于刚性旋杆51的中空结构中的引压管与对应的测压探头52连接。

在法兰盘4的中空曲面部上相对的两位置对应设置一安装孔，且该两个安装孔之间的连线是贯通法兰盘截面的中心点的一直线，并每对刚性旋杆自安装孔沿该直线向中空曲面部的外部伸出。

其中，续请参阅图3示出风速风向获取单元6由微处理器7、微型气压计8和微型大气温度传感器9组成。图7为本发明风速风向获取单元6与本发明各部件之间的信息传递示意图；所述风速风向获取单元6由微处理器7、微型气压计8和微型大气温度传感器9组成，所述微型气压计8、微型大气温度传感器9，用于测量的大气压强和大气温度，获取大气密度信息；微处理器9与对应的每个测压传感器53和绝对式旋转编码器2连接，用于获得气压差信号、力矩电机1转动角信号；微处理器7与微型气压计8、微型大气温度传感器9连接，根据大气密度信息、气压差信号和转动角信号，计算出飞行器相对大气的相对风速、风向信息，通过相对风速、风向信息、导航系统给出的地速信息与真风速风向之间的矢量关系，得到真风速风向信息。

续请参阅图1示出两个气压差获取单元5由四个外形相同的刚性旋杆51A、51B、51C、51D，安装在刚性旋杆端头51的测压探头52A、52B、52C、52D和两个测压传感器53A、53B组成。

采用四个外形相同的刚性旋杆51和两个气压差获取单元5，所述四个外形相同的刚性旋杆51A、51B、51C、51D呈‘+’型结构正交布局安装在法兰盘上，而且相邻刚性旋杆51A和51C之间呈90°夹角，从而以使两个气压差获取单元5获得信号幅值相同、相位相差90°、相互正交的气压差信号。其中，刚性旋杆51A和刚性旋杆51B为共线，刚性旋杆51C和刚性旋杆51D为共线，四个刚性旋杆51的端头安装有与其编号对应的测压探头52A、52B、52C、52D，与力矩电机1轴的距离相等，称该距离为旋转半径，用符号r表示。所述每个测压探头的进气口与每个刚性旋杆的轴向垂直并进气口的安装朝向与力矩电机1旋转引发的前进方向相同，共线刚性旋杆51A、51B上安装的测压探头52A、52B分别对应连接在双极型测压传感器53A的正、负测压口上，构成一个气压差获取单元5；共线刚性旋杆51C、51D上安装的测压探头52C、52D分别连接在双极型测压传感器53B的正、负测压口，构成另一个气压差获取单元5。

力矩电机1带动法兰盘4(及安装在其上的气压差获取单元和风速风向获取单元)以恒定角速率ω转动；力矩电机1上装有绝对式旋转编码器2，用于测量法兰盘4各个时刻转动角；请参阅图7示出当风吹向转动的刚性旋杆时，测压探头52A和测压探头52B之间产生并输出压差，并由测压传感器53A所敏感；测压探头52C和测压探头52D之间产生并输出压差，并由测压传感器53B所敏感。微型气压计8和大气温度传感器9，用于测量大气压强和大气温度；微处理器7根据微型气压计8、大气温度传感器9给出的气压和大气温度信号计算出大气密度。

续请参阅图7示出测压传感器53A、53B、绝对式旋转编码器2、微型气压计8和微型大气温度传感器9的测量信号送入微处理器7。微处理器7根据大气密度、压差信号和转动角信号，采用本发明方法原理说明一节给出的风速风向提取算法，计算出飞行器相对大气的相对风速、风向信息，通过相对风速、风向信息、导航系统给出的地速信息与真风速风向之间的矢量关系，得到真风速风向信息。

电滑环3用于给安装在法兰盘4上的测压传感器53A、测压传感器53B、微处理器7、微型气压计8、大气温度传感器9供电，并将微处理器7的处理结果通过信号电缆引出。

实施例2，上述实施例1中具有相同的技术特征在此不再赘述，多个气压差获取单元5可以选用三个气压差获取单元5，则对应选用六个外形相同的刚性旋杆51，选用六个测压探头52、选用三个测压传感器53。

实施例3，上述实施例2中具有相同的技术特征在此不再赘述，多个气压差获取单元5可以选用四个气压差获取单元5，则对应选用八个外形相同的刚性旋杆51，选用八个测压探头52，选用四个测压传感器53。

实施例n，除了上述具体实施例1-3外，多个气压差获取单元5还可以选用双数个气压差获取单元5，则对应选用双数个外形相同的刚性旋杆51，选用双数个测压探头52，选用对应的测压传感器53。

以下以实施例1为例说明本发明的原理：

当风相对于飞行器的以风速、风向角吹向采用了n个气压差获取单元5的测量装置时，使得气压差获取单元5获得n路相位差为π/n的周期性余弦气压差信号；其中：第k个气压差获取单元5产生的气压差信号为一周期性余弦信号，其幅值与风速大小成正比，气压差信号Δp_k的相位包含了风向角信息，如下表示：

Δp_k＝(2ρωr)·V_wcos[ψ_w-θ-(k-1)π/n]

其中，ρ为大气密度，ω为电机转动的恒定角速率，r为旋转半径其是气压差获取单元的测压探头到电机旋转轴的距离，V_w为飞行器相对大气的实时风速的幅值，ψ_w为相对风向角，θ为由绝对式旋转编码器测量的电机转角的位置，k＝0，12，3…n。

请参阅图4示出本发明中测压探头和测压传感器的连接示意图；以及请参阅图5示出本发明装置本体坐标系、旋杆转角和相对风向角的定义图，当风相对于飞行器的以风速的幅值V_w、风向角ψ_w吹向采用了两个正交的气压差获取单元5的测量装置时，可知气压差获取单元5的测压传感器53A以及53B输出的两路相互正交的周期性余弦气压差信号，其中：

一气压差获取单元5产生的气压差信号ΔP₁为一周期性余弦信号，其幅值与风速大小成正比，气压差信号ΔP₁的相位包含了风向角信息，如下表示：

Δp₁＝p_A-p_B＝(2ρωr)·V_wcos(ψ_w-θ) (1)

两个测压探头52的刚性旋杆51正交，另一气压差获取单元5产生的气压差信号ΔP₂，并由气压差获取单元的测压传感器53B的输出气压差信号ΔP₂如下表示：

Δp₂＝p_C-p_D＝(2ρωr)·V_wsin(ψ_w-θ) (2)

其中，P_A、P_B、P_C、P_D为气压差获取单元的各测压探头的气压差。

可见，两个气压差获取单元5的测压传感器53A、53B的输出为一周期性的余弦/正弦曲线，且二者相位相差90°，请参阅图6是本发明装置工作时，两个测压传感器53A、53B及绝对式转角编码器2输出的压差-时间曲线和转角-时间曲线，图6中Δp₁和Δp₂为气压差信号，T为力矩电机1转动周期，p_max、p_min为气压差获取单元所测得压差的最大值和最小值，t_max，t_min为各最大值、最小值出现的时刻，θ_p+、θ_p-为各最大值、最小值出现时力矩电机1的转角。

从根据公式(1)、(2)两式中两个气压差获取单元产生的气压差信号Δp₁、Δp₂和力矩电机1的转角θ的位置，计算飞行器相对大气的实时风速的幅值V_w、相对风向角之间的关系式表达如下：

其中，X和Y为所述装置本体坐标系的坐标，X和Y由以下最小二乘方法计算。该相对风速、风向信息与导航系统给出的地速信息融合，可得到真风速/风向信息。

可以看出，在任一个信号采样时刻，根据测量信息(Δp₁，Δp₂，θ)，本发明装置都能实时获得对应时刻的风速/风向信息是现有技术所不具备的能力，后者需要多个采样点数据，才能提取出风速/风向信息。

推广到实施例n，即有n对刚性旋杆构成，均匀分布在圆周上，即刚性旋杆间的夹角φ表示为

则可列写出n个压差方程(n≥2)

由上述n个方程，可得到相对风速/风向的最小二乘解为

其中，X和Y由以下方法计算：

对n≥2个气压差获取单元5，将测量信息(Δp₁，Δp₂，…，Δp_n，θ)，代入到公式9，先计算出X和Y，再由公式7、公式8即可确定出相对风速/风向。

本发明测量装置总实施流程：

步骤(1)：当本发明装置启动，并等待力矩电机1转速稳定后，按照下述步骤提取出相对风速风向信息；

步骤(2)：微处理器7对气压传感器8和大气温度传感器9进行采样，得到大气压强P和大气温度T，由下式确定出大气密度ρ：

其中，R＝287为空气气体常数。

步骤(3)：按照附图7给出的方式，对气压差获取单元5的测压传感器53A、53B和绝对式旋转编码器2测量的力矩电机1的转角进行采样，得到气压差获取单元的气压差Δp₁气压差获取单元的气压差Δp₂和力矩电机1的转角θ，简记为(Δp₁，Δp₂，θ)。

步骤(4)：微处理器7按照公式(1)和公式(2)对采样点(Δp₁，Δp₂，θ)进行处理，分别提取出相对风速的幅值V_w和相对风向角ψ_w信息。

步骤(5)：微处理器7将相对风速幅值V_w、相对风向角ψ_w送至飞行器飞控计算机，由飞行器飞控计算机根据相对风速和导航系统给出的地速信息之间的矢量关系，按公式(1)提取出真风速。

步骤(6)：返回步骤(2)，解算下一输出周期的风速、风向信息。

以上通过举例对本发明进行了说明，但是并不限于所举实例。应当明白，在该原理和精神下，还可以对所举实例做出各种变化、变更以及组合，这些变化和变更以及组合只要被涵盖在本发明的权利要求范围内，均应属于本发明的保护范围。

Claims (10)

1.一种用于高空低速飞行器的风速风向实时测量装置，其特征在于，该装置包括：电机、绝对式旋转编码器、法兰盘、多个气压差获取单元以及风速风向获取单元；其中：

绝对式旋转编码器、法兰盘与电机连接，用于测量电机的转角位置并输出转动角信号；

多个气压差获取单元对称分布安装在法兰盘上，在电机的驱动下，以恒定的速度转动，所述多个气压差获取单元之间的夹角为π/n，n≧2，用于获得大气中的相对风速、风向信息转换成气压差信号；

风速风向获取单元与对应的绝对式旋转编码器、每个气压差获取单元连接，获得大气密度信息，并根据大气密度、气压差信号和转动角信号，计算获得飞行器相对大气的相对风速、风向信息，通过相对风速、风向信息与导航系统给出的地速信息之间的矢量关系，得到真风速风向信息；

其中，在任一个采样时刻，根据该次采样获得的n路相位差为π/n的气压差信号获得相对风速/风向的最小二乘解。

2.根据权利要求1所述的测量装置，其特征在于，还具有一电滑环，位于法兰盘与电机之间，用于为气压差获取单元以及风速风向获取单元供电，并向风速风向获取单元传递绝对式旋转编码器所测量力矩电机的转角信息，并将风速风向获取单元所获得相对风速风向信息传递给飞行控制计算机。

3.根据权利要求1所述的测量装置，其特征在于，所述法兰盘具有一中空曲面部和多个安装孔，多个安装孔均匀设置在法兰盘的中空曲面部上，且每两个安装孔之间的连线是贯通法兰盘截面的中心点的一直线，并每对刚性旋杆自安装孔沿该直线向中空曲面部的外部伸出，安装孔的数量是气压差获取单元的2倍。

4.根据权利要求3所述的测量装置，其特征在于，所述每个气压差获取单元由一对刚性旋杆、一对测压探头和一测压传感器组成，其中：

每个刚性旋杆具有两个端头；

每个刚性旋杆的一端头与法兰盘固定连接；

每个刚性旋杆的另一端头置于法兰盘的外部；

每个测压探头安装在一刚性旋杆的另一端头上并位于大气中，用于获得大气中的气压信号；

每个测压传感器固接于法兰盘上，所述测压传感器的正负测压端口通过引压管分别与每对刚性旋杆的端头上对应的测压探头的测压口连接，用于测量每对测压探头之间的气压差。

5.根据权利要求4所述的测量装置，其特征在于，所述每个刚性旋杆的一端头置于法兰盘的中空曲面部上的安装孔中，并延伸至中空曲面部的外部。

6.根据权利要求4所述的测量装置，其特征在于，每个刚性旋杆为中空结构，每个测压传感器，通过位于刚性旋杆的中空结构中的引压管与对应的测压探头连接。

7.根据权利要求4所述的测量装置，其特征在于，采用四个外形相同的刚性旋杆和两个气压差获取单元，所述四个外形相同的刚性旋杆呈‘+’型结构正交布局安装在法兰盘上，而且相邻刚性旋杆之间呈90°夹角，从而使两个气压差获取单元获得信号幅值相同、相位相差90°、相互正交的气压差信号。

8.根据权利要求1所述的测量装置，其特征在于，所述风速风向获取单元由微处理器、微型气压计和微型大气温度传感器组成，其中：

微处理器与对应的微型大气温度传感器、微型气压计连接，用测量的大气温度和大气压强，获取大气密度信息；

微处理器与对应的每个测压传感器和绝对式旋转编码器连接，用于获得气压差信息、电机转动角信号；

微处理器根据大气密度信息、气压差信息和转动角信号，计算出飞行器相对大气的相对风速、风向信息；通过该相对风速、风向信息与导航系统给出的地速之间的矢量关系，得到真风速风向信息。

9.根据权利要求1所述的测量装置，其特征在于，当风相对于飞行器的以风速、风向角吹向采用了n个气压差获取单元的测量装置时，使得气压差获取单元获得n路相位差为π/n的周期性余弦气压差信号；其中：第k个气压差获取单元产生的气压差信号为一周期性余弦信号，其幅值与风速大小成正比，气压差信号Δp_k的相位包含了风向角信息，如下表示：

Δ_pk＝(2ρωr)·V_wcos[ψ_w-θ-(k-1)π/n]

其中，ρ为大气密度，ω为电机转动的恒定角速率，r为旋转半径其是气压差获取单元的测压探头到电机旋转轴的距离，V_w为飞行器相对大气的实时风速的幅值，ψ_w为相对风向角，θ为由绝对式旋转编码器测量的电机转角的位置，k＝0,12,3…n。

10.根据权利要求9所述的测量装置，其特征在于，根据每个气压差获取单元产生的气压差信号Δp_k和电机转角θ的位置，计算飞行器相对大气的实时风速的幅值V_w、相对风向角ψ_w的关系式表达如下：

其中，X和Y为所述装置本体坐标系的坐标，X和Y由以下最小二乘方法计算表示如下：

φ为刚性旋杆间的夹角。