CN109635388B - 一种全机加速度参数测算方法 - Google Patents

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Abstract

本申请公开了一种全机加速度参数测算方法，其属于飞机参数采集与应用领域，其包括：分解飞机的运动为轴向运动和姿态运动；建立飞机轴向运动坐标系；获得飞机上任一点的加速度分解为飞机轴向运动产生的加速度和飞机姿态运动产生的加速度及飞机上任一点的角加速度的关系；获取飞机上测量点的法向加速度，建立测量点与任一点之间的关系式，通过测量点的法向加速度获得任一点的法向加速度。本申请的全机加速度参数测算方法通过建立符合机上环境的换算模型，通过获得飞机上的单个惯导加速度传感器即能实现机上其他位置的加速度测算的方法，实现了数据共享替代其他系统的三向加速度传感器，简化了飞机结构。

Description

一种全机加速度参数测算方法
技术领域
本申请属于飞行参数采用与应用领域，特别涉及一种全机加速度参数测算方法。
背景技术
三向(纵向、法向、侧向)加速度作为飞机的重要参数，对飞机的导航、飞行控制、故障与事故分析具有重要意义。现有技术中的飞机上普遍装有多个独立测量加速度参数的传感器，以实现各自的不同功能需求，例如惯导系统配合陀螺解算出速度和位置，实现导航参数的计算，安装在座舱附近的飞控系统实现操纵控制，安装在飞机重心附近三维数管系统用于可靠记录。多系统的加速度传感器对机载系统整体架构提出复杂的需求，并且增加装载平台的重量，降低飞机的作战速度，影响作战效能的发挥，因此通过单个加速度传感器实现机上其他位置的加速度测算，并通过数据共享替代其他系统的三向加速度传感器方法，对机载系统构架的简化和飞机减重具有重要的实际意义。
发明内容
本申请的目的是提供了一种全机加速度参数测算方法，以解决上述任一问题。
本申请的技术方案是：一种全机加速度参数测算方法，其包括：
分解飞机的运动为x、y、z轴向运动和α、β、γ姿态运动，所述姿态运动的中心点为飞机重心，α为俯仰角、β为滚转角、γ为偏航角；
建立飞机轴向运动坐标系，轴向运动坐标系为飞机机体坐标系Oxyz，坐标系原点为飞机重心；
飞机上任一点的加速度N分解为飞机轴向运动产生的加速度(Nx、Ny、Nz)和飞机姿态运动产生的加速度(Nαγ、Nαβ、Nβγ)，飞机上任一点的角加速度A分别为(Aα、Aβ、Aγ)；
获取飞机上某点M的法向加速度，建立点M与任一点Q之间的关系式，通过点M的法向加速度获得任一点Q的法向加速度。
在本申请中，所述飞机轴向运动产生的加速度(Nx、Ny、Nz)、飞机姿态运动产生的加速度(Nαγ、Nαβ、Nβγ)和角加速度(Aα、Aβ、Aγ)遵从或满足如下关系：
a)飞机上任一点的加速度N为(NX，NY，NZ)＝(Nx+Nαγ，Ny+Nαβ，Nz+Nβγ)；
b)飞机上任一点的(Nx，Ny，Nz)相同；
c)飞机上任一点的姿态角度相同，角速度相同，角加速度A(Aα、Aβ、Aγ)相同；
d)当飞机有不在与相应坐标轴线垂直的平面内的非匀速角度变化时，飞机上任意一点产生Nαγ、Nαβ、Nβγ。
在本申请中，当所述点M和任一点Q为Y向加速度时，点M在平面XOY上距重心O位移为(s，t)且获得法向加速度为NY(M)，任一点Q在平面XOY上距重心位移为(v，e)，则任一点Q的法向加速度为：
NY(Q)＝NY(M)-(s–v)×Aα+(t–e)×Aβ。
在本申请中，所述点M和任一点Q为X向加速度或Z向加速度时，任一点Q的法向加速度与其为Y向加速度的获得方法相同。
在本申请中，所述点M的法向加速度通过飞机惯导系统获得。
本申请的全机加速度参数测算方法通过建立符合机上环境的换算模型，通过获得飞机上的单个惯导加速度传感器即能实现机上其他位置的加速度测算的方法，实现了数据共享替代其他系统的三向加速度传感器，简化了飞机结构。
附图说明
为了更清楚地说明本申请提供的技术方案，下面将对附图作简单地介绍。显而易见地，下面描述的附图仅仅是本申请的一些实施例。
图1为本申请的全机加速度参数测算方法流程图。
图2为本申请中的飞机俯视图(Y轴逆向视图)。
具体实施方式
为使本申请实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行更加详细的描述。
在飞机加速度测量中，将机上某位置的加速度信息换算到其他位置上时存在误差，即测量误差和换算误差。对于任何加速度传感器均存在测量误差ΔN，且无法避免，但可以通过提高传感器精度可以减小测量误差；而对于影响加速度换算误差的因素在于换算模型和公式的合理与否以及实测位置的定位偏差，准确定位测量位置可以提高换算精度，但建立符合机上环境的换算模型是降低换算误差的关键。
通过传感器参数对比可知，惯导系统的加速度测量精度在各传感器模块中精度最高，并且惯导系统具有余度备份和应急供电形式，可靠性也能满足其他两个系统的需求，因此将惯导系统测量的加速度参数作为基准数据，以此换算全机其他位置的加速度，达到对机载系统构架的简化和对装载平台的减重的作用。
如图1，本申请的全机加速度参数测算方法通过对建立符合机上环境的加速度换算模型，包括以下步骤：
1)将飞机的运动分解为x、y、z轴向运动和α、β、γ姿态运动，姿态运动的中心点为飞机重心。
2)建立如图2所示坐标系，O为飞机重心，α、β、γ分别为俯仰角、横滚角、偏航角(飞机抬头α为正，飞机右倾β为正，飞机机头向右γ为正)。
3)飞机上任一点的加速度N分解为由飞机轴向运动产生的加速度(Nx、Ny、Nz)和由飞机姿态运动产生的加速度(Nαγ、Nαβ、Nβγ)。飞机上任一点的角加速度A可分解为(Aα、Aβ、Aγ)，则飞机轴向运动产生的加速度(Nx、Ny、Nz)、飞机姿态运动产生的加速度(Nαγ、Nαβ、Nβγ)和角加速度(Aα、Aβ、Aγ)具有如下关系：
a)飞机上任一点的加速度N为(NX，NY，NZ)＝(Nx+Nαγ，Ny+Nαβ，Nz+Nβγ)；
b)飞机上任一点的(Nx，Ny，Nz)相同；
c)飞机上任一点的姿态角度相同，角速度相同，角加速度A(Aα、Aβ、Aγ)相同；
d)当飞机有不在与相应坐标轴线垂直的平面内的非匀速角度变化时，飞机上(除重心O外)任意一点产生Nαγ、Nαβ、Nβγ。
4)以Y向加速度为例进行分析计算，X向、Z向相同，见图1。
在XOZ平面投影上，距重心O位移为(s，t)的点M上的法向加速度为NY(M)(直接由传感器测量)、飞机俯仰角加速度为Aα、横滚角加速度为Aβ，则重心O处的法向加速度NY(O)为：
NY(O)＝NY(M)-Nαβ(M)   (1)
NY(O)＝NY(M)-s×Aα+t×Aβ   (2)
同理，距重心位移为(v，e)的任一点Q上的法向加速度为：
NY(Q)＝NY(O)+Nαβ(Q)   (3)
NY(Q)＝NY(O)+v×Aα–e×Aβ   (4)
NY(Q)＝NY(M)-s×Aα+t×Aβ+v×Aα–e×Aβ   (5)
NY(Q)＝NY(M)-(s–v)×Aα+(t–e)×Aβ   (6)
由式(6)可分析得出，已知飞机上一点的法向加速度，可直接得出另一点的加速度。
式(6)中的符号与点Q和点M与重心的相对位置有关，因此需明确飞机重心变化范围。实际飞行当中，飞机由于外挂和瞬时油量分布的不同，重心往往并不确定。因此，在应用式(6)进行计算时，要考虑重心的变化范围。
本申请通过某型飞机记录的数据进行验证计算，经惯导系统换算后的加速度曲线相比换算前的加速度曲线，与数管系统测量的曲线有更好的贴近趋势，所以应用换算模型计算能够取得了很好的效果。
本申请的换算方法对机载系统构架的简化和装载平台的减重具有重要的实际意义，在其他需要应用加速度参数的系统设计中，也可借鉴本方法，评估换算后的加速度参数能否满足系统需求。
以上所述，仅为本申请的具体实施方式，但本申请的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本申请揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本申请的保护范围之内。因此，本申请的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (2)

1.一种全机加速度参数测算方法，其特征在于，包括
分解飞机的运动为x、y、z轴向运动和α、β、γ姿态运动，所述姿态运动的中心点为飞机重心，α为俯仰角、β为滚转角、γ为偏航角；
建立飞机轴向运动坐标系，轴向运动坐标系为飞机机体坐标系Oxyz，坐标系原点为飞机重心；
飞机上任一点的加速度N分解为飞机轴向运动产生的加速度(Nx、Ny、Nz)和飞机姿态运动产生的加速度(Nαγ、Nαβ、Nβγ)，飞机上任一点的角加速度A分别为(Aα、Aβ、Aγ)，其中，飞机轴向运动产生的加速度(Nx、Ny、Nz)、飞机姿态运动产生的加速度(Nαγ、Nαβ、Nβγ)和角加速度(Aα、Aβ、Aγ)遵从或满足如下关系：
a)飞机上任一点的加速度N为(NX，NY，NZ)＝(Nx+Nαγ，Ny+Nαβ，Nz+Nβγ)；
b)飞机上任一点的(Nx，Ny，Nz)相同；
c)飞机上任一点的姿态角度相同，角速度相同，角加速度A(Aα、Aβ、Aγ)相同；
d)当飞机有不在与相应坐标轴线垂直的平面内的非匀速角度变化时，飞机上任意一点产生Nαγ、Nαβ、Nβγ；
获取飞机上距重心O位移为(s，t)的点M的法向加速度NY(M)，建立点M与距重心位移为(v，e)的任一点Q之间的关系式，通过点M的法向加速度获得任一点Q的法向加速度，其中，当点M和任一点Q为Y向加速度时，任一点Q的法向加速度为：NY(Q)＝NY(M)-(s–v)×Aα+(t–e)×Aβ；
当点M和任一点Q为X向加速度或Z向加速度时，任一点Q的法向加速度与其为Y向加速度的获得方法相同。
2.如权利要求1所述的全机加速度参数测算方法，其特征在于，所述点M的法向加速度通过飞机惯导系统获得。
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