CN106508010B - 惯性/大气数据组合半实物仿真系统 - Google Patents
惯性/大气数据组合半实物仿真系统Info
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Abstract
惯性/大气数据组合半实物仿真系统属于飞行器导航/控制仿真技术领域，其特征在于，由动力学/运动学仿真模块、惯性测量组件模拟器、迎角/侧滑角模拟器、惯性/大气数据组合滤波计算机和误差实时显示/记录模块五部分组成，通过飞行器动力学仿真计算机的实时解算，产生相互匹配的角速度信号和迎角/侧滑角信号作为惯性/大气数据组合滤波计算机的输入。本发明为所述惯性/大气数据组合滤波计算机及其组合滤波算法验证提供了快捷、低成本仿真试验手段，具有试验精度高、使用方便等优点。
Description
技术领域
本发明涉及一种验证惯性导航系统和迎角/侧滑角传感器组合滤波计算机及其组合滤波算法的半实物仿真系统，属于飞行器导航/控制仿真技术领域。
背景技术
迎角和侧滑角是确定飞行器飞行状态的重要参数，也是飞行控制与导航系统所需要的两个重要参数，迎角的容限偏差对于战斗机而言将对控制律的计算造成很大的误差，并且有可能在某种迎角情况下导致飞机不可控，迎角也是飞机飞控系统和失速告警所需要的重要参数；侧滑角的偏差将会导致飞机产生不必要的能量损失。同时迎角和侧滑角传感器测量的信号以电压信号的方式输入到瞄准具用于修正航炮、导弹发射器的射击方位，因此其测量准确性对于飞机的射击准确度有很大的影响。它和飞行器的升力、阻力系数与许多重要的飞行性能有密切联系，准确地测量和控制迎角与侧滑角对确保飞行的准确性和安全性是极其重要的。
综上所述，寻找合适的准确测量迎角与侧滑角的方法至关重要。目前存在的测量方法主要有：惯性导航系统测量、迎角/侧滑角传感器。当飞行器处于大迎角、高迎角变化率的飞行状态时，惯性导航系统相对稳定的高频信号和迎角/侧滑角传感器相对稳定的低频信号，受阵风、大气紊流以及噪声的影响非常大，导致测量精度大大下降，不能满足实际飞行要求，因此，有必要研究惯性/大气数据组合滤波算法，使得惯性导航系统和迎角/侧滑角传感器相对稳定的信号得以保留，使噪声与干扰信号最大限度地被过滤掉。
如何针对研究出来的组合滤波算法进行快捷、有效的验证，是一个亟待解决的工程问题。惯性/大气数据组合半实物仿真系统为所述惯性/大气数据组合滤波计算机及其组合滤波算法验证提供了快捷、低成本仿真试验手段，具有试验精度高、使用方便等优点。
发明内容
为提高惯性/大气数据组合滤波算法的开发效率，并对算法进行快捷、简便的验证，本发明提出一种半实物仿真系统，如图1所示。
本发明的特征在于：所述系统是由飞行器动力学仿真计算机、惯性/大气数据组合滤波计算机共同组成的，其中：
飞行器动力学仿真计算机，包括：动力学/运动学仿真模块、惯性测量组件模拟器、迎角/侧滑角模拟器、误差实时显示/记录模块，其中；
动力学/运动学仿真模块，采用四阶龙格库塔法实时解算飞行器非线性动力学/运动学方程，然后向所述惯性测量组件模拟器输出当前仿真周期的角速度、比力，向所述迎角/侧滑角模拟器和误差实时显示/记录模块输出迎角、侧滑角，
惯性测量组件模拟器，包括：陀螺仪动力学模块、加速度计动力学模块，D/A转换模块，其中：
陀螺仪动力学模块，从所述动力学/运动学仿真模块输入所述角速度，对陀螺仪测量误差和动力学进行模拟，输出加噪声的陀螺仪输出值，
加速度计动力学模块，从所述动力学/运动学仿真模块输入所述比力，对加速度计测量误差和动力学进行模拟，输出加噪声的加速度计输出值，
D/A转换模块，从所述陀螺仪动力学模块输入所述加噪声的陀螺仪输出值，从所述加速度计动力学模块输入所述加噪声的加速度计输出值，进行数模转换，通过采集卡上的数据线向所述惯性/大气数据组合滤波计算机输出陀螺仪输出模拟量、加速度计输出模拟量，
迎角/侧滑角模拟器，包括：迎角/侧滑角动力学模块，D/A转换模块，其中：
迎角/侧滑角动力学模块，从所述动力学/运动学仿真模块输入所述迎角、侧滑角，对迎角、侧滑角传感器测量误差和动力学进行模拟，输出加噪声的迎角、侧滑角传感器输出值，
D/A转换模块，从所述迎角/侧滑角动力学模块输入所述加噪声的迎角、侧滑角传感器输出值，进行数模转换，通过采集卡上的数据线向所述惯性/大气数据组合滤波计算机输出迎角传感器输出模拟量、侧滑角传感器输出模拟量，
误差实时显示/记录模块，从所述惯性/大气数据组合滤波计算机输入所述滤波后迎角、滤波后侧滑角，从所述动力学/运动学仿真模块输入所述迎角、侧滑角，计算滤波后迎角、侧滑角和迎角、侧滑角之间的误差，实时显示并记录误差，
惯性/大气数据组合滤波计算机，包括：A/D转换模块、组合滤波算法模块，其中：
A/D转换模块，从所述惯性测量组件模拟器输入所述陀螺仪输出模拟量、加速度计输出模拟量，从所述迎角/侧滑角模拟器输入所述迎角传感器输出模拟量、侧滑角传感器输出模拟量，向所述组合滤波算法模块输出陀螺仪输出、加速度计输出、迎角传感器输出、侧滑角传感器输出，
组合滤波算法模块，从所述A/D转换模块输入所述陀螺仪输出、加速度计输出、迎角传感器输出、侧滑角传感器输出，经过需要测试的组合滤波算法的计算，通过RS232串口向所述的飞行器动力学仿真计算机输出滤波后迎角、滤波后侧滑角。
本发明的优点在于：
(1)本发明通过飞行器动力学仿真计算机的实时解算，可产生相互匹配的角速度信号和迎角/侧滑角信号作为惯性/大气数据组合滤波计算机的输入。
(1)本发明为所述惯性/大气数据组合滤波计算机及其组合滤波算法验证提供了快捷、低成本仿真试验手段。
(2)本发明具有试验精度高、使用方便等优点。
附图说明
图1，系统结构图；
图2，系统运行流程图；
具体实施方式
如图1，组合滤波仿真系统依次按以下步骤实现的：
步骤(1)，动力学/运动学仿真模块采用四阶龙格库塔法实时解算飞行器非线性动力学/运动学方程，然后向所述惯性测量组件模拟器输出当前仿真周期的角速度、比力，同时向所述迎角/侧滑角模拟器和误差实时显示/记录模块输出迎角、侧滑角；惯性测量组件模拟器从所述动力学/运动学仿真模块输入所述角速度、比力，对陀螺仪、加速度计测量误差和动力学进行模拟，并通过所述D/A转换模块输出陀螺仪输出模拟量、加速度计输出模拟量；迎角/侧滑角模拟器从所述动力学/运动学仿真模块输入所述迎角、侧滑角，对迎角、侧滑角传感器测量误差和动力学进行模拟，并通过所述D/A转换模块输出迎角、侧滑角传感器输出模拟量，其中，所述D/A转换模块采用美国ADLINK公司的PCI6216V数据采集卡。
步骤(2)，惯性/大气数据组合滤波计算机通过A/D转换模块从所述飞行器动力学仿真计算机输入所述陀螺仪输出模拟量、加速度计输出模拟量、迎角传感器输出模拟量、侧滑角传感器输出模拟量，进行需要测试的组合滤波算法的计算，通过RS232串口向所述的飞行器动力学仿真计算机输出滤波后迎角、滤波后侧滑角，其中，A/D转换模块采用美国TI公司的ADS1256模数转换器。
步骤(3)，误差实时显示/记录模块从所述惯性/大气数据组合滤波计算机输入所述滤波后迎角、滤波后侧滑角，从所述动力学/运动学仿真模块输入所述迎角、侧滑角，计算滤波后迎角、侧滑角和迎角、侧滑角之间的误差，实时显示并记录误差。
步骤(4)，根据仿真时间和用户输入，在下一仿真周期里，动力学/运动学仿真模块再次解算非线性动力学/运动学方程，得到角速度、比力、迎角、侧滑角，如此循环可得到各个仿真周期的仿真数据。该流程图如图2。
Claims (1)
1.一种惯性/大气数据组合半实物仿真系统，其特征在于，所述系统由飞行器动力学仿真计算机、惯性/大气数据组合滤波计算机共同组成，
飞行器动力学仿真计算机包括动力学/运动学仿真模块、惯性测量组件模拟器、迎角/侧滑角模拟器、误差实时显示/记录模块，其中：
所述动力学/运动学仿真模块，采用四阶龙格库塔法实时解算飞行器非线性动力学/运动学方程，然后向所述惯性测量组件模拟器输出当前仿真周期的飞行器角速度、比力信号，向所述迎角/侧滑角模拟器和误差实时显示/记录模块输出飞行器迎角、侧滑角信号；
所述惯性测量组件模拟器，包括：陀螺仪动力学模块、加速度计动力学模块，第一D/A转换模块，其中：
陀螺仪动力学模块，从所述动力学/运动学仿真模块输入所述飞行器角速度，对陀螺仪测量误差和动力学进行模拟，输出加噪声的陀螺仪输出仿真信号，
加速度计动力学模块，从所述动力学/运动学仿真模块输入所述飞行器比力，并对加速度计测量误差和动力学进行模拟，输出加噪声的加速度计输出仿真信号，
第一D/A转换模块，从所述陀螺仪动力学模块输入所述加噪声的陀螺仪输出仿真信号，从所述加速度计动力学模块输入所述加噪声的加速度计输出仿真信号，进行数模转换，向所述惯性/大气数据组合滤波计算机输出陀螺仪输出模拟量、加速度计输出模拟量，
迎角/侧滑角模拟器，包括：迎角/侧滑角动力学模块，第二D/A转换模块，其中：
迎角/侧滑角动力学模块，从所述动力学/运动学仿真模块输入所述飞行器迎角、侧滑角，并对迎角、侧滑角传感器测量误差和动力学进行模拟，输出加噪声的迎角传感器仿真信号、侧滑角传感器仿真信号，
第二D/A转换模块，从所述迎角/侧滑角动力学模块输入所述加噪声的迎角传感器仿真信号、侧滑角传感器仿真信号，进行数模转换，向所述惯性/大气数据组合滤波计算机输出迎角传感器输出模拟量、侧滑角传感器输出模拟量；
误差实时显示/记录模块，从所述惯性/大气数据组合滤波计算机输入所述滤波后飞行器迎角、滤波后飞行器侧滑角，从所述动力学/运动学仿真模块输入所述飞行器迎角、侧滑角，计算滤波后飞行器迎角、侧滑角和从所述动力学/运动学仿真模块输入的所述飞行器迎角、侧滑角的误差，实时显示并记录误差；
所述惯性/大气数据组合滤波计算机，包括A/D转换模块、组合滤波算法模块，其中：
A/D转换模块，从所述第一D/A转换模块输入陀螺仪输出模拟量、加速度计输出模拟量，从所述第二D/A转换模块输入所述迎角传感器输出模拟量、侧滑角传感器输出模拟量；向所述组合滤波算法模块输出陀螺仪输出、加速度计输出、迎角传感器输出、侧滑角传感器输出，
组合滤波算法模块，从所述A/D转换模块输入所述陀螺仪输出、加速度计输出、迎角传感器输出、侧滑角传感器输出，经过需要测试的组合滤波算法的计算，再向惯性/大气数据组合半实物仿真系统输出滤波后迎角、滤波后侧滑角。
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| CN200910125290.1A CN106508010B (zh) | 2009-12-31 | 2009-12-31 | 惯性/大气数据组合半实物仿真系统 |
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Cited By (2)
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|---|---|---|---|---|
| CN106767911A (zh) * | 2016-11-30 | 2017-05-31 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种迎角传感器信号采集和故障监控方法及系统 |
| CN108827302A (zh) * | 2018-04-24 | 2018-11-16 | 大连理工大学 | 基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法 |
-
2009
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| CN106767911A (zh) * | 2016-11-30 | 2017-05-31 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种迎角传感器信号采集和故障监控方法及系统 |
| CN106767911B (zh) * | 2016-11-30 | 2020-03-10 | 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 | 一种迎角传感器信号采集和故障监控方法及系统 |
| CN108827302A (zh) * | 2018-04-24 | 2018-11-16 | 大连理工大学 | 基于旋翼转速测量的多旋翼飞行器导航方法 |
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