CN108413887B - 光纤光栅辅助分布式pos的机翼形变测量方法、装置和平台 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量方法、装置和平台。具体的，为基于光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量地面演示实验平台，主要包括模拟机翼结构、分布式POS系统、光纤光栅形变测量系统、六自由度运动模拟台。模拟机翼结构用于模拟具有动态柔性形变的飞机机翼。分布式POS系统用于测量各子节点处的运动信息。光纤光栅传感器能够为分布式POS提供高精度的形变量测信息。六自由度运动模拟台用于模拟飞机在空中的典型运动，并与模拟机翼结构一起模拟机载动态条件下机翼形变环境。本发明能够完成基于光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量的地面演示实验，为各类机翼形变测量系统精度验证以及各种形变测量关键技术验证提供实验平台。

Description

光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量方法、装置和平台

技术领域

本发明涉及测试计量技术领域，特别是涉及一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量方法、装置和平台。

背景技术

机载合成孔径雷达(Synthetic Aperture Radar，SAR)在成像过程中要求载机做理想匀速直线运动，但是飞机受气流、飞机控制系统误差等因素的影响，必然偏离理想运动产生运动误差，导致合成孔径雷达的成像分辨率和精度下降，需要进行高精度的运动补偿。

位置和姿态测量系统(Position and Orientation System，POS)是目前获取SAR天线运动参数的主要手段，能够连续、实时、精确的测量SAR天线的位置、速度和姿态等运动参数。随着航空遥感技术的不断发展，阵列天线SAR逐渐成为提高成像分辨率的一项关键技术。对于机载阵列天线SAR而言，各个SAR天线通常沿在两侧机翼分布安装。由于飞行过程中机翼的挠曲形变，导致天线相位中心之间的位置矢量(基线)动态变化，即存在柔性基线。柔性基线的存在使得单个POS无法同时实现多个SAR天线运动参数的高精度测量。

分布式POS由一个主POS和多个子惯性测量单元(Inertial Measurement Unit，IMU)组成，主POS由主IMU和GPS组成且与InSAR主天线固定连接，安装于机腹位置。主POS的主IMU和GPS通过惯性/卫星组合导航实现主天线相位中心运动信息的测量；子IMU与子天线固定连接，并通过主POS与子IMU传递对准实现子天线相位中心运动信息的测量。由于分布式POS属于惯性测量系统，在测量机翼形变时存在累积误差，且累积误差难以精确建模补偿，因此单纯依靠分布式POS难以实现基线矢量的高精度测量。光纤光栅测量形变具有精度高、输出频率高以及抗干扰等优点，可以用于辅助分布式POS进行机翼的形变测量。

由于光纤光栅以及分布式POS在飞机的安装过程复杂，涉及到飞机的改装等，工程量大、成本高，且机载条件下缺乏绝对的位置和姿态基准，不利于开展机翼形变测量关键技术验证及精度测试。为此，迫切需要建立一个能够在地面完成光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量演示实验平台。

针对分布式POS地面演示验证，专利《一种分布式POS地面演示验证系统》(专利申请号：201110242911.1)给出了一种能够在地面对分布式POS系统进行测试验证的演示验证系统。该系统不包括光纤光栅形变测量装置，也没有利用光纤光栅传感器辅助分布式POS进行形变测量；该系统的机翼模拟结构只是3米长的模拟板，没有真正模拟机翼的翼型为系统安装提供更为真实的机翼模拟环境；该系统只能通过振动台模拟机翼的振动环境，而不能模拟飞机典型运动环境下的机翼形变情况。

发明内容

基于此，有必要针对传统技术存在的问题，提供一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量方法、装置和平台。可为各类机翼形变测量系统的精度验证以及各种形变测量关键技术验证提供实验平台。

第一方面，本发明实施例提供了一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量方法，所述方法包括：对分布式POS与光纤光栅形变测量系统进行启动；启动六自由度运动模拟台，以使模拟机翼产生动态形变；通过预设滤波器进行IMU与GPS的惯性或卫星组合导航解算，获取主节点处实时运动参数；对子IMU传递对准的状态方程，以及子IMU光纤光栅辅助的传递对准量测方程进行建立；通过所述预设滤波器对传递对准模型进行结算完成测量操作。

在其中一个实施例中，还包括：获得初始时刻子IMU坐标系

相对于主IMU坐标系

在

轴、

轴和

轴的三个安装误差角ρ_x、ρ_y和ρ_z，以及主IMU测量中心与子IMU测量中之间的位置矢量

在主POS坐标系

下的投影

以对所述分布式POS与所述光纤光栅形变测量系统进行初始信息标校操作。

在其中一个实施例中，所述子IMU传递对准的状态方程为：

其中，X为系统状态量，W为系统噪声，F为系统矩阵，G为噪声驱动矩阵，其表达式分别为：

其中，

和

分别为子IMU的三个轴向失准角，δV_x、δV_y和δV_z分别为三个轴向速度误差，δL、δλ和δh分别为纬度、经度和高度误差，ε_x、ε_y和ε_z分别为子IMU三个轴向陀螺常值漂移，▽_x、▽_y和▽_z分别表示子IMU三个轴向加速度计常值偏置，

为惯导系统误差矩阵，

为子IMU姿态转换矩阵。

在其中一个实施例中，所述子IMU光纤光栅辅助的传递对准量测方程进行建立包括：利用光纤光栅形变测量系统测量的机翼变形位移

和变形角度

修正主节点的位置和姿态量测信息，获取预设精度的传递对准量测量Z＝[δψ δθ δγ δL δλ δh]^T，以修正主系统量测信息，其中，所述修正主系统量测信息通过第一公式完成，所述第一公式为：

式中，ρ_x、ρ_y和ρ_z分别表示初始时刻子IMU相对主IMU在x轴、y轴和z轴的安装误差角，可以在初始时刻通过激光全站仪标校获得，L_s、λ_s、h_s、ψ_s、θ_s和γ_s分别表示子IMU传递对准前计算的纬度、经度、高度、航向角、俯仰角和横滚角，R_M和R_N分别表示地球子午面曲率半径和地球子午面垂直的法平面曲率半径，

表示主POS姿态矩阵

的第i行第j列的元素。

在其中一个实施例中，所述子IMU光纤光栅辅助的传递对准量测方程进行建立还包括：利用修正后的量测量Z＝[δψ δθ δγ δL δλ δh]^T，建立子IMU传递对准的量测方程，其中，所述子IMU传递对准的量测方程为：Z＝HX+v

式中，H为量测矩阵，v为量测噪声，其具体表达式如下：

其中，

在其中一个实施例中，还包括：对所述分布式POS完成初始对准操作。

第二方面，本发明实施例提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现上述第一方面的光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量方法。

第三方面，本发明实施例提供了一种包含指令的计算机程序产品，当该计算机程序产品在计算机上运行时，使得计算机执行上述第一方面所述的方法。

第四方面，本发明实施例还提供了一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量装置，所述装置包括：第一启动模块，用于对分布式POS与光纤光栅形变测量系统进行启动；第二启动模块，用于启动六自由度运动模拟台，以使模拟机翼产生动态形变；解算模块，用于通过预设滤波器进行IMU与GPS的惯性或卫星组合导航解算，获取主节点处实时运动参数；方程建立模块，用于对子IMU传递对准的状态方程，以及子IMU光纤光栅辅助的传递对准量测方程进行建立；测量模块，用于通过所述预设滤波器对传递对准模型进行解算完成测量操作。

第五方面，本发明实施例还提供了一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量平台，所述平台包括：模拟机翼结构、光纤光栅形变测量系统、分布式POS系统、六自由度运动模拟台；所述模拟机翼结构通过安装基座固定在所述六自由度运动模拟台上；所述六自由度运动模拟台用于模拟飞机典型运动；所述光纤光栅形变测量系统由光纤光栅传感器和光纤光栅解调仪组成，所述光纤光栅传感器安装在所述模拟机翼结构的上下表面对应位置，用于测量机翼变形；所述分布式POS系统由主惯性测量单元、数据处理计算机、GPS天线和10个子IMU组成，所述主IMU安装在所述模拟机翼结构中间的基座上，10个所述子IMU分别安装在所述模拟机翼结构左右两侧10个节点处。

在其中一个实施例中，所述模拟机翼结构的两边模拟机翼以拼接方式相连，通过上压板固定于所述六自由度运动模拟台上，两侧机翼均采用上表面流线型、下表面平面的经典平凸翼型CLARK-Y，材料选择兼顾刚度和柔性的国产硬铝合金7075，单侧机翼长3米，翼根弦长0.32米，翼尖弦长0.24米；在上压板表面设置主IMU安装基座，在两侧机翼下表面分别等间距设置5个子IMU安装节点；模拟机翼的上下表面各设置三条光纤光栅安装基准线和主、子IMU的基准轴线。

在其中一个实施例中，所述的光纤光栅形变测量系统中的所述光纤光栅传感器安装在机翼结构厚度最大处的上下表面，所述光纤光栅传感器测点根据所述模拟机翼结构上的标志点等间距分布，上下表面所述光纤光栅传感器一一对应，通过上下表面传感器测量值相减，以完成温度、振动共性误差补偿操作；其中，设第i个测点处上下表面传感器输出值分别表示为

和

则计算第i个测点处的应变值为：

本发明提供的一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量方法、装置和平台。对分布式POS与光纤光栅形变测量系统进行启动；启动六自由度运动模拟台，以使模拟机翼产生动态形变；通过预设滤波器进行IMU与GPS的惯性或卫星组合导航解算，获取主节点处实时运动参数；对子IMU传递对准的状态方程，以及子IMU光纤光栅辅助的传递对准量测方程进行建立；通过预设滤波器对传递对准模型进行结算完成测量操作。本公开能够完成基于光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量的地面演示实验，为各类机翼形变测量系统精度验证以及各种形变测量关键技术验证提供实验平台。

附图说明

图1为本发明一个实施例中的一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量方法的步骤流程图；

图2为本发明一个实施例中的一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量装置的结构示意图；

图3为本发明一个实施例中的一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量平台的整体组成示意图；

图4(a)为本发明一个实施例中的一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量平台中的模拟机翼结构的上表面结构示意图；

图4(b)为本发明一个实施例中的一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量平台中的模拟机翼结构的下表面结构示意图；

图5为本发明一个实施例中的一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量平台中的光纤光栅传感器布局与安装示意图。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，以下通过实施例，并结合附图，对本发明光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量方法、装置和平台的具体实施方式进行进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，并不用于限定本发明。

本发明涉及一种基于光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量地面演示实验平台，能够利用光纤光栅形变测量系统的测量信息辅助分布式POS对机翼形变进行测量，并能完成基于光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量的地面演示实验，为各类机翼形变测量系统精度验证以及各种形变测量关键技术验证提供实验平台。

具体的，本公开的一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量平台，具体为一种基于光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量地面演示实验平台，包括：模拟机翼结构、光纤光栅形变测量系统、分布式POS系统、六自由度运动模拟台；其中模拟机翼结构包含左右两侧共计10个节点，整个模拟机翼结构通过安装基座固定在六自由度运动模拟台上；六自由度运动模拟台能够模拟飞机典型运动；光纤光栅形变测量系统由光纤光栅传感器和光纤光栅解调仪组成，其中光纤光栅传感器安装在模拟机翼结构的上下表面对应位置，用于测量机翼变形；分布式POS系统由主IMU、GPS天线和10个子IMU组成，主IMU安装在模拟机翼结构中间的基座上，10个子IMU分别安装在模拟机翼结构左右两侧10个节点处；基于光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量地面演示实验平台工作时，六自由度运动模拟台驱动机翼模拟结构模拟飞机的典型运动，从而为机翼形变测量提供地面演示实验平台；光纤光栅形变测量系统将测量的高精度机翼变形量传递给分布式POS系统；分布式POS系统在进行传递对准时，借助光纤光栅形变测量系统测量的机翼变形量修正主系统高精度量测信息，从而提高传递对准的精度。

需要说明的是，本公开所涉及的光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量平台的原理为：整个模拟机翼结构通过安装基座固定在六自由度运动模拟台上；六自由度运动模拟台能够模拟飞机典型运动；光纤光栅形变测量系统由光纤光栅传感器和光纤光栅解调仪组成，其中光纤光栅传感器安装在模拟机翼结构的上下表面对应位置，用于测量机翼变形；分布式POS系统由主IMU、GPS天线和10个子IMU组成，主IMU安装在模拟机翼结构中间的基座上，10个子IMU分别安装在模拟机翼结构左右两侧10个节点处；基于光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量地面演示实验平台工作时，六自由度运动模拟台驱动机翼模拟结构模拟飞机的典型运动，从而为机翼形变测量提供地面演示实验平台；光纤光栅形变测量系统将测量的高精度机翼变形量传递给分布式POS系统；分布式POS系统在进行传递对准时，借助光纤光栅形变测量系统测量的机翼变形量修正主系统高精度量测信息，从而提高传递对准的精度。

可以理解的是，本公开与现有技术相比的优点在于：克服了在飞机上安装光纤光栅以及分布式POS带来的高技术难度、高成本、无位置和姿态基准的不足，同时可以通过六自由度运动模拟台在地面上模拟在飞机典型运动中的机翼形变环境，并提供光纤光栅、分布式POS在机翼上安装的地面平台，为各类机翼形变测量系统的精度验证以及各种形变测量关键技术验证提供实验平台。光纤光栅形变测量系统测量的机翼变形量能够修正主系统高精度量测信息，提高分布式POS传递对准的精度。

如图1所示，为一个实施例中的一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量方法的步骤流程示意图。具体包括以下步骤：

步骤101，对分布式POS与光纤光栅形变测量系统进行启动。此外，在一个实施例中，本公开所涉及的光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量方法，还包括：对分布式POS完成初始对准操作。

步骤102，启动六自由度运动模拟台，以使模拟机翼产生动态形变。由此，为分布式POS以及光纤光栅形变测量系统提供机翼形变演示实验平台。

步骤103，通过预设滤波器进行IMU与GPS的惯性或卫星组合导航解算，获取主节点处实时运动参数。其中，采用卡尔曼滤波器进行主IMU与GPS的惯性/卫星组合导航解算，得到主节点处实时运动参数，包括航向角ψ^m、俯仰角θ^m、横滚角γ^m、东向速度

北向速度

天向速度

纬度L^m、经度λ^m和高度h^m；

步骤104，对子IMU传递对准的状态方程，以及子IMU光纤光栅辅助的传递对准量测方程进行建立。

本实施例中，子IMU传递对准的状态方程为：

其中，X为系统状态量，W为系统噪声，F为系统矩阵，G为噪声驱动矩阵，其表达式分别为：

其中，

和

分别为子IMU的三个轴向失准角，δV_x、δV_y和δV_z分别为三个轴向速度误差，δL、δλ和δh分别为纬度、经度和高度误差，ε_x、ε_y和ε_z分别为子IMU三个轴向陀螺常值漂移，▽_x、▽_y和▽_z分别表示子IMU三个轴向加速度计常值偏置，

为惯导系统误差矩阵，

为子IMU姿态转换矩阵。

进一步地，子IMU光纤光栅辅助的传递对准量测方程进行建立包括：利用光纤光栅形变测量系统测量的机翼变形位移

和变形角度

修正主节点的位置和姿态量测信息，获取预设精度的传递对准量测量Z＝[δψ δθ δγ δL δλ δh]^T，以修正主系统量测信息，其中，修正主系统量测信息通过第一公式完成，第一公式为：

式中，ρ_x、ρ_y和ρ_z分别表示初始时刻子IMU相对主IMU在x轴、y轴和z轴的安装误差角，可以在初始时刻通过激光全站仪标校获得，L_s、λ_s、h_s、ψ_s、θ_s和γ_s分别表示子IMU传递对准前计算的纬度、经度、高度、航向角、俯仰角和横滚角，R_M和R_N分别表示地球子午面曲率半径和地球子午面垂直的法平面曲率半径，

表示主POS姿态矩阵

的第i行第j列的元素。

更进一步地，子IMU光纤光栅辅助的传递对准量测方程进行建立还包括：利用修正后的量测量Z＝[δψ δθ δγ δL δλ δh]^T，建立子IMU传递对准的量测方程，其中，所述子IMU传递对准的量测方程为：Z＝HX+v

式中，H为量测矩阵，v为量测噪声，其具体表达式如下：

其中，

步骤105，通过预设滤波器对传递对准模型进行结算完成测量操作。其中，利用卡尔曼滤波完成传递对准模型解算。具体的，利用光纤光栅形变测量系统测量的机翼形变位移和形变角度，修正主节点量测信息，完成基于光纤光栅辅助的传递对准，获取子节点运动参数。

在一个实施例中，本公开所涉及的光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量方法，还包括：获得初始时刻子IMU坐标系

相对于主IMU坐标系

在

轴、

轴和

轴的三个安装误差角ρ_x、ρ_y和ρ_z，以及主IMU测量中心与子IMU测量中之间的位置矢量

在主POS坐标系

下的投影

以对分布式POS与所述光纤光栅形变测量系统进行初始信息标校操作。

本发明提供的一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量方法。对分布式POS与光纤光栅形变测量系统进行启动；启动六自由度运动模拟台，以使模拟机翼产生动态形变；通过预设滤波器进行IMU与GPS的惯性或卫星组合导航解算，获取主节点处实时运动参数；对子IMU传递对准的状态方程，以及子IMU光纤光栅辅助的传递对准量测方程进行建立；通过预设滤波器对传递对准模型进行结算完成测量操作。本公开能够完成基于光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量的地面演示实验，为各类机翼形变测量系统精度验证以及各种形变测量关键技术验证提供实验平台。

基于同一发明构思，还提供了一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量装置。由于此装置解决问题的原理与前述一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量方法相似，因此，该装置的实施可以按照前述方法的具体步骤时限，重复之处不再赘述。

如图2所示，为一个实施例中的一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量装置的结构示意图。该光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量装置10包括：第一启动模块100、第二启动模块200、解算模块300、方程建立模块400和测量模块500。

其中，第一启动模块100用于对分布式POS与光纤光栅形变测量系统进行启动；第二启动模块200用于启动六自由度运动模拟台，以使模拟机翼产生动态形变；解算模块300用于通过预设滤波器进行IMU与GPS的惯性或卫星组合导航解算，获取主节点处实时运动参数；方程建立模块400用于对子IMU传递对准的状态方程，以及子IMU光纤光栅辅助的传递对准量测方程进行建立；测量模块500用于通过预设滤波器对传递对准模型进行解算完成测量操作。

本发明提供的一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量装置，为各类机翼形变测量系统精度验证以及各种形变测量关键技术验证提供实验平台。

结合图3-图5所示，图3为本发明一个实施例中的一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量平台的整体组成示意图；图4(a)为本发明一个实施例中的一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量平台中的模拟机翼结构的上表面结构示意图；图4(b)为本发明一个实施例中的一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量平台中的模拟机翼结构的下表面结构示意图；图5为本发明一个实施例中的一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量平台中的光纤光栅传感器布局与安装示意图。具体的，基于光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量地面演示实验平台，包括模拟机翼结构(1)、光纤光栅形变测量系统(2)、分布式POS系统(3)、六自由度运动模拟台(4)。其中，模拟机翼结构(1)通过安装基座固定在六自由度运动模拟台(4)上；六自由度运动模拟台(4)能够模拟飞机典型运动；光纤光栅形变测量系统(2)由光纤光栅传感器(21)和光纤光栅解调仪(22)组成，其中光纤光栅传感器(21)安装在模拟机翼结构(1)的上下表面对应位置，用于测量机翼变形；分布式POS系统(3)由主惯性测量单元(Inertial Measurement Unit，IMU)(31)、数据处理计算机(32)、GPS天线(33)和10个子IMU(34)组成，主IMU(31)安装在模拟机翼结构(1)中间的基座上，10个子IMU(34)分别安装在模拟机翼结构(1)左右两侧10个节点处。

需要说明的是，基于光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量地面演示实验平台工作时，六自由度运动模拟台(4)驱动机翼模拟结构(1)模拟飞机的典型运动，从而为机翼形变测量提供地面演示实验平台；光纤光栅形变测量系统(2)将测量的高精度机翼变形量传递给分布式POS系统(3)，分布式POS系统(3)在进行传递对准时，借助光纤光栅形变测量系统(2)测量的机翼变形量修正主节点量测信息，从而提高传递对准的精度。

本实施例中，模拟机翼结构(1)的两边模拟机翼以拼接方式相连，并通过上压板固定于运动模拟台上，两侧机翼均采用上表面流线型、下表面平面的经典平凸翼型CLARK-Y，材料选择兼顾刚度和柔性的国产硬铝合金7075，单侧机翼长3米，翼根弦长0.32米，翼尖弦长0.24米；在上压板表面设置主IMU安装基座，在两侧机翼下表面分别等间距设置5个子IMU安装节点；模拟机翼的上下表面各设置三条光纤光栅安装基准线和主、子IMU的基准轴线。

本实施例中，光纤光栅形变测量系统(2)中的光纤光栅传感器(21)安装在机翼结构厚度最大处的上下表面，且传感器的测点根据模拟机翼结构上的标志点等间距分布，上下表面光纤光栅传感器(21)一一对应，通过上下表面传感器测量值相减，实现温度、振动等共性误差补偿，设第i个测点处上下表面传感器输出值分别表示为

和

则计算第i个测点处的应变值为：

本发明提供的一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量平台，具体的，为基于光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量地面演示实验平台，主要包括模拟机翼结构、分布式POS系统、光纤光栅形变测量系统、六自由度运动模拟台。模拟机翼结构参考真实机翼的外形、结构、展弦比等参数，符合真实机翼模态等特点，用于模拟具有动态柔性形变的飞机机翼。分布式POS系统的主POS安装在模拟机翼中间部位，子IMU安装在机翼各个子节点处，用于测量各子节点处的运动信息。光纤光栅传感器直接粘贴在模拟机翼表面，能够为分布式POS提供高精度的形变量测信息。六自由度运动模拟台用于模拟飞机在空中的典型运动，并与模拟机翼结构一起模拟机载动态条件下机翼形变环境。本发明能够完成基于光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量的地面演示实验，为各类机翼形变测量系统精度验证以及各种形变测量关键技术验证提供实验平台。

本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质。该计算机可读存储介质上存储有计算机程序，该程序被图1中处理器执行。

本发明实施例还提供了一种包含指令的计算机程序产品。当该计算机程序产品在计算机上运行时，使得计算机执行上述图1的方法。

本领域普通技术人员可以理解实现上述实施例方法中的全部或部分流程，是可以通过计算机程序来指令相关的硬件来完成，所述的程序可存储于一计算机可读取存储介质中，该程序在执行时，可包括如上述各方法的实施例的流程。其中，所述的存储介质可为磁碟、光盘、只读存储记忆体(Read-Only Memory，ROM)或随机存储记忆体(Random AccessMemory，RAM)等。

以上所述实施例的各技术特征可以进行任意的组合，为使描述简洁，未对上述实施例中的各个技术特征所有可能的组合都进行描述，然而，只要这些技术特征的组合不存在矛盾，都应当认为是本说明书记载的范围。

以上所述实施例仅表达了本发明的几种实施方式，其描述较为具体和详细，但并不能因此而理解为对本发明专利范围的限制。应当指出的是，对于本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进，这些都属于本发明的保护范围。因此，本发明专利的保护范围应以所附权利要求为准。

Claims (4)

1.一种光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量方法，其特征在于，所述方法包括：

对分布式POS与光纤光栅形变测量系统进行启动；

启动六自由度运动模拟台，以使模拟机翼产生动态形变；

通过预设滤波器进行IMU与GPS的惯性或卫星组合导航解算，获取主节点处实时运动参数；

对子IMU传递对准的状态方程，以及子IMU光纤光栅辅助的传递对准量测方程进行建立，其中，

所述子IMU光纤光栅辅助的传递对准量测方程进行建立还包括：利用修正后的量测量Z＝[δψ δθ δγ δL δλ δh]^T，建立子IMU传递对准的量测方程，其中，所述子IMU传递对准的量测方程为：Z＝HX+v；

式中，H为量测矩阵，v为量测噪声，其具体表达式如下：

其中，

通过所述预设滤波器对传递对准模型进行结算完成测量操作；

其中，所述子IMU传递对准的状态方程为：

其中，X为系统状态量，W为系统噪声，F为系统矩阵，G为噪声驱动矩阵，其表达式分别为：

其中，

和

分别为子IMU的三个轴向失准角，δV_x、δV_y和δV_z分别为三个轴向速度误差，δL、δλ和δh分别为纬度、经度和高度误差，ε_x、ε_y和ε_z分别为子IMU三个轴向陀螺常值漂移，

和

分别表示子IMU三个轴向加速度计常值偏置，

为惯导系统误差矩阵，

为子IMU姿态转换矩阵；

其中，所述子IMU光纤光栅辅助的传递对准量测方程进行建立包括：利用光纤光栅形变测量系统测量的机翼变形位移

和变形角度

修正主节点的位置和姿态量测信息，获取预设精度的传递对准量测量Z＝[δψ δθ δγ δL δλ δh]^T，以修正主系统量测信息，其中，所述修正主系统量测信息通过第一公式完成，所述第一公式为：

式中，ρ_x、ρ_y和ρ_z分别表示初始时刻子IMU相对主IMU在x轴、y轴和z轴的安装误差角，可以在初始时刻通过激光全站仪标校获得，L_s、λ_s、h_s、ψ_s、θ_s和γ_s分别表示子IMU传递对准前计算的纬度、经度、高度、航向角、俯仰角和横滚角，R_M和R_N分别表示地球子午面曲率半径和地球子午面垂直的法平面曲率半径，

表示主POS姿态矩阵

的第i行第j列的元素；

其中，还包括：获得初始时刻子IMU坐标系

相对于主IMU坐标系

在

轴、

轴和

轴的三个安装误差角ρ_x、ρ_y和ρ_z，以及主IMU测量中心与子IMU测量中之间的位置矢量

在主POS坐标系

下的投影

以对所述分布式POS与所述光纤光栅形变测量系统进行初始信息标校操作。

2.一种计算机可读存储介质，其特征在于，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1所述的方法。

3.根据权利要求1所述的一种光纤光栅 辅助分布式POS的机翼形变测量方法，应用于光纤光栅辅助分布式POS的机翼形变测量装置，其特征在于，所述装置包括：

第一启动模块，用于对分布式POS与光纤光栅形变测量系统进行启动；

第二启动模块，用于启动六自由度运动模拟台，以使模拟机翼产生动态形变；

解算模块，用于通过预设滤波器进行IMU与GPS的惯性或卫星组合导航解算，获取主节点处实时运动参数；

方程建立模块，用于对子IMU传递对准的状态方程，以及子IMU光纤光栅辅助的传递对准量测方程进行建立；

测量模块，用于通过所述预设滤波器对传递对准模型进行解算完成测量操作。

4.根据权利要求1所述的一种光纤光栅 辅助分布式POS的机翼形变测量方法，应用于光纤光栅助分布式POS的机翼形变测量平台，其特征在于，所述平台包括：模拟机翼结构、光纤光栅形变测量系统、分布式POS系统、六自由度运动模拟台；

所述模拟机翼结构通过安装基座固定在所述六自由度运动模拟台上；所述六自由度运动模拟台用于模拟飞机典型运动；所述光纤光栅形变测量系统由光纤光栅传感器和光纤光栅解调仪组成，所述光纤光栅传感器安装在所述模拟机翼结构的上下表面对应位置，用于测量机翼变形；所述分布式POS系统由主惯性测量单元、数据处理计算机、GPS天线和10个子IMU组成，主IMU安装在所述模拟机翼结构中间的基座上，10个所述子IMU分别安装在所述模拟机翼结构左右两侧10个节点处；

其中，所述模拟机翼结构的两边模拟机翼以拼接方式相连，通过上压板固定于所述六自由度运动模拟台上，两侧机翼均采用上表面流线型、下表面平面的经典平凸翼型CLARK-Y，材料选择兼顾刚度和柔性的国产硬铝合金7075，单侧机翼长3米，翼根弦长0.32米，翼尖弦长0.24米；在上压板表面设置主IMU安装基座，在两侧机翼下表面分别等间距设置5个子IMU安装节点；模拟机翼的上下表面各设置三条光纤光栅安装基准线和主、子IMU的基准轴线；其中，所述的光纤光栅形变测量系统中的所述光纤光栅传感器安装在机翼结构厚度最大处的上下表面，所述光纤光栅传感器测点根据所述模拟机翼结构上的标志点等间距分布，上下表面所述光纤光栅传感器一一对应，通过上下表面传感器测量值相减，以完成温度、振动共性误差补偿操作；

其中，设第i个测点处上下表面传感器输出值分别表示为

和

则计算第i个测点处的应变值为：

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