CN111846192B - 一种飞行器参数在线辨识飞行验证模拟舱段 - Google Patents

一种飞行器参数在线辨识飞行验证模拟舱段 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种飞行器参数在线辨识飞行验证模拟舱段，包括飞行器弹体头部，所述飞行器弹体头部装设有气压感知系统，还包括在所述飞行器弹体头部装设有使飞行器弹体头部旋转的旋转系统。本发明通过在飞行器的头部设置旋转系统，使飞行器头部具有自主旋转功能，通过对不同旋转角度下的飞行器头部进行气压数据测量得到较完整的飞行器头部气流数据，而无需在狭窄的头部安装更多的传感器，只需要通过旋转飞行器头部，也不需要让整个飞行器产生舵偏来获取所需偏角，极大地降低了对载体飞行器的控制要求和成本，使测量的数据也更加丰富及实验成功率更高。

Description

一种飞行器参数在线辨识飞行验证模拟舱段
技术领域
本发明属于飞行器设计领域，尤其涉及一种飞行器参数在线辨识飞行验证模拟舱段。
背景技术
现在大多的数的研究者是通过在飞行器弹体头部各个不同的角度布置更多的传感器，以来测量各个方向的气流状态。但是这就要求飞行器弹体的头部安装有足够大的空间来容纳这些传感器。然而，实际上飞行器弹体头部由于要满足空气动力的要求通常为狭长型且空间较小，气压传感器又有一定量的体积和安装空间要求，因而在飞行器弹体头部安装的传感器数量有限。相对来说，半球形和接近半球形的飞行器火箭弹体头部空间相对较大，而若是锥形的弹头，则空间更加狭小，使气压传感器的安装更加困难。也有一些研究者通过将气压传感器安装在飞行器内部，通过气导管将气流引入传感器进行感知辨识，但经过导管引流后的气流，会引起迟滞现象，这一方法由于气流导管的粘接及长度等问题，必然使得测量的气压出现不精确和迟缓的现象。另外头部的引流孔尺寸较小，其直径在0.1-2mm范围，气流经过导管可能会产生较大的精度影响。
发明内容
本发明要解决的技术问题是怎样使用较少的传感器即可测量在不同攻角下的气压参数，提供了一种飞行器参数在线辨识飞行验证模拟舱段。
为解决该问题，本发明采用的技术方案是：
一种飞行器参数在线辨识飞行验证模拟舱段，包括飞行器弹体头部，所述飞行器弹体头部装设有气压感知系统，还包括在所述飞行器弹体头部装设有使飞行器弹体头部旋转的旋转系统。
进一步地，所述旋转系统包括与飞行器弹体头部内壁连接的转动部件、直线电机以及单片机控制系统，所述直线电机的行程杆与转动部件连接，在所述行程杆伸缩时带动转动部件运动控制飞行器头部旋转，所述直线电机与单片机系统连接，所述单片机系统通过编程控制直线电机的行程杆运动。
进一步地，所述转动部件包括在平面内相互垂直的X轴转动杆和Y轴转动杆，所述X轴转动杆和Y轴转动杆的四个自由端与飞行器弹体头部的内壁固接，所述直线电机包括X轴驱动电机和 Y轴驱动电机，所述X轴转动杆与X轴驱动电机之间通过第一连杆机构连接，所述Y轴转动杆与Y 轴驱动电机之间通过第二连杆机构连接连接，通过控制X轴驱动电机行程杆的行程距离控制第一连杆机构的运动角度控制飞行器弹体头部的X轴偏转角，通过控制Y轴驱动电机行程杆距离控制第二连杆机构的运动角度控制飞行器弹体头部的Y轴偏转角，所述X轴驱动电机和Y轴驱动电机分别与单片机控制系统连接。
进一步地，所述X轴转动杆和Y轴转动杆垂直交叉，在所述垂直交叉的交叉点上设置有一垂直于X轴转动杆和Y轴转动杆所在平面的支撑柱，所述第一连杆机构包括套设在X轴转动杆上的第一滑块，与第一滑块铰接的第一连接杆，与第一连接杆铰接的可在所述支撑柱上滑动的第一滑动杆，所述第一滑动杆与X轴驱动电机的行程杆连接，所述第二连杆机构包括套设在Y轴转动杆上的第二滑块，与第二滑块铰接的第二连接杆，与第二连接杆铰接的可在所述支撑柱上滑动的第二滑动杆，所述第二滑动杆与Y轴驱动电机的行程杆连接，所述第一连接杆与所述支撑住形成夹角，所述第二连接杆与所述支撑住形成夹角。
进一步地，在所述垂直交叉的交叉点上设置有一包覆相交位置的小球，所述小球可转动的嵌入在半球支撑座中，所述半球支撑座固接在所述支撑柱上，所述半球支撑座上开设有四个供 X轴转动杆和Y轴转动杆四个自由端伸出及转动的窗口。
进一步地，所述支撑柱与X轴驱动电机的行程杆和Y轴驱动电机的行程杆互相平行。
进一步地，所述第一连接杆与第一滑动杆的铰接点靠近所述支撑柱，所述第二连接杆与第二滑动杆的铰接点靠近所述支撑柱。
进一步地，在所述X轴转动杆上位于第一滑块与半球支撑座之间套设有第一防撞环；在所述Y轴转动杆上所述第二滑块与半球支撑座之间套设有第二防撞环。
进一步地，所述气压感知系统包括多个开设在飞行器弹体头部的凹槽，所述凹槽内埋设有气压敏感头。
与现有技术相比，本发明所取得的有益效果是：
本发明通过在飞行器的头部设置旋转系统，使飞行器头部具有自主旋转功能，通过对不同旋转角度下的飞行器头部进行气压数据测量得到较完整的飞行器头部气流数据，而无需在狭窄的头部安装更多的传感器，只需要通过旋转飞行器头部，也不需要让整个飞行器产生舵偏来获取所需偏角，极大地降低了对载体飞行器的控制要求和成本，使测量的数据也更加丰富及实验成功率更高。
同时由于飞行器头部可以旋转，通过重复使用同一位置的气压敏感头，可以辨识飞行器头部各个角度部分的气压信息，不需要在头部安装更多的传感器，也不需要将气压传感器安装在飞行器内部，进而通过气导管将气流引入传感器进行感知辨识，使得测量信号没有迟滞现象，降低了成本，提高了试验成功率。
此外，若是通过飞行器发射飞行来进行试验测量，需要通过飞行器的舵自主控制来获得不同的攻角和侧滑角，由于本发明的飞行器头部可旋转，并且通过单片机控制系统通过预先设置的程序控制飞行器弹体头部的自动旋转，极大地降低了对载体飞行器的要求。使得本发明的成本低而稳定性更高，且测量的数据更加精确。
附图说明
图1为飞行器模拟舱段结构示意图；
图2为飞行器坐标轴向示意图；
图3为本实施例中旋转系统结构示意图；
图4为旋转杆与连接机构的局部结构示意图。
图例说明：
1、飞行器弹体头部；2、气压感知系统；21、凹槽；3、旋转系统；31、转动部件；32、直线电机；33、单片机控制系统；34、小球；35、半球支撑座；311、X轴转动杆；312、Y轴转动杆；313、第一连杆机构；3131、第一滑块；3132、第一连接杆；3133、第一滑动杆；314、第二连杆机构；3141、第二滑块；3142、第二连接杆；3143、第二滑动杆；315、支撑柱；321、 X轴驱动电机；322、Y轴驱动电机。
具体实施方式
图1至图4示出了本发明一种飞行器参数在线辨识飞行验证模拟舱段的具体实施例，如图1 所示，包括飞行器弹体头部1，飞行器弹体头部1装设有气压感知系统2，还装设有使飞行器弹体头部旋转的旋转系统3。本实施例通过在飞行器的头部设置旋转系统3，使飞行器弹体头部1 具有自主旋转功能，通过对不同旋转角度下的飞行器弹体头部1进行气压数据测量得到较完整的飞行器头部气流数据，而无需在狭窄的头部安装更多的传感器，只需要通过旋转飞行器头部，也不需要让整个飞行器产生舵偏来获取所需偏角，极大地降低了对载体飞行器的控制要求和成本，使测量的数据也更加丰富及实验成功率更高。而且，若是通过飞行器发射飞行来进行试验测量，需要通过飞行器的舵自主控制来获得不同的攻角和侧滑角，由于本发明的飞行器头部可旋转，并且通过单片机控制系统通过预先设置的程序控制飞行器弹体头部的自动旋转，极大地降低了对载体飞行器的要求。使得本发明的成本低而稳定性更高，且测量的数据更加精确。
本实施例中，所述旋转系统3包括与飞行器弹体头部内壁连接的转动部件31、直线电机 32以及单片机控制系统33，所述直线电机32的行程杆与转动部件31连接，在所述行程杆伸缩时带动转动部件运动控制飞行器头部1旋转，所述直线电机32与单片机控制系统33连接，所述单片机控制系统33通过编程控制直线电机的行程杆运动。转动部件31安装在飞行器弹体头部的内壁上，通过控制单片机系统33来控制直线电机的行程杆运动，使得可以根据实验需要，控制转动部件的转动角度，进而控制飞行器弹体头部的偏转角，通过安装在飞行器弹体头部1的气压感知系统2测量不同的攻角和侧滑角下的气压。由于可以通过单片机系统33控制飞行器头部1旋转角度，通过重复使用同一位置的气压敏感头，辨识飞行器头部各个角度部分的气压信息，不需要在头部安装更多的传感器，也不需要将气压传感器安装在飞行器内部，进而通过气导管将气流引入传感器进行感知辨识，使得测量信号没有迟滞现象，降低了成本，提高了试验成功率。
本实施例中，如图1、图2、图3所示，图2给出了本实施例中的坐标轴方向，所述转动部件31包括在平面内相互垂直的X轴转动杆311和Y轴转动杆312，所述直线电机32包括X轴驱动电机 321和Y轴驱动电机322，所述X轴转动杆311与X轴驱动电机321之间通过第一连杆机构连接313，所述Y轴转动杆312与Y轴驱动电机322之间通过第二连杆机构314连接连接，通过控制X轴驱动电机321行程杆距离控制第一连杆机构313的运动角度控制飞行器弹体头部的X轴偏转角，通过控制Y轴驱动电机322行程杆距离控制第二连杆机构314的运动角度控制飞行器弹体头部的Y轴偏转角，所述X轴转动杆311和Y轴转动杆312的四个自由端与飞行器弹体头部的内壁固接。本实施例中通过两台直线电机驱动第一连杆机构313和第二连杆机构314分别控制X轴转动杆311和Y轴转动杆312旋转，在风洞中模拟测量不同攻角和侧滑角状态，降低了由于弹体偏转时风对其产生的作用力，因此整个测量系统更加稳固，振动更小。在飞行器通过实际飞行来取代风洞进行模拟测量时，在飞行器不带头部旋转控制的载体飞行器需要布置更多的传感器，以及通过控制飞行器的舵偏来使飞行器弹体头部获取不同的偏转角；若采用了飞行器弹体头部旋转控制的系统，则可以通过旋转飞行器弹体头部而无需让整个载体飞行器产生舵偏来获取所需偏角。这极大地降低了对载体飞行器的控制要求和成本，使测量的数据也更加丰富及实验成功率更高。本实施例中，在控制X轴转动时，Y轴转动杆偏转角为零。通过两个驱动电机来控制飞行器弹体头部旋转来得到不同的攻角和侧滑角下的气压数据即可辨识得到较完整的飞行器头部气流数据。 X轴驱动电机321和Y轴驱动电机322在单片机控制系统33的作用下，自动控制两个驱动电机的行程杆，从而控制X轴转动杆311和Y轴转动杆312自动转动。
本实施例中，如图3、图4所示，所述X轴转动杆311和Y轴转动杆312垂直交叉，在所述垂直交叉的交叉点上设置有一垂直于X轴转动杆和Y轴转动杆所在平面的支撑柱315，所述第一连杆机构313包括套设在X轴转动杆上的第一滑块3131，与第一滑块3131铰接的第一连接杆3132，与第一连接杆3132铰接的可在所述支撑柱上滑动的第一滑动杆3133，所述第一滑动杆3133与X轴驱动电机321的行程杆连接，所述第二连杆机构314包括套设在Y轴转动杆上的第二滑块3141，与第二滑块3141铰接的第二连接杆3142，与第二连接杆3142铰接的可在所述支撑柱上滑动的第二滑动杆3143，所述第二滑动杆3143与Y轴驱动电机322的行程杆连接，所述第一连接杆3132 与所述支撑柱315形成夹角，所述第二连接杆3142与所述支撑柱315形成夹角。在X轴驱动电机 321的行程杆运动时，带动第一滑杆3133在支撑柱上滑动，从而带动与第一滑杆3133铰接的第一连接杆3132及第一滑块3131在X轴转动杆311上移动，而随着第一滑块3131的移动，则带动X 轴转动杆311转动，由于X轴转动杆311的两端与飞行器弹体头部1内壁连接，从而带动飞行器弹体头部1在X轴方向的旋转。同理，在Y轴驱动电机322的行程杆运动时，带动第二滑动杆3143 在支撑柱315上滑动，从而带动与第二滑动杆3143铰接的第二连接杆3142及第二滑块3141在Y 轴转动杆312上移动，而随着第二滑块3141的移动，则带动Y轴转动杆312转动，由于Y轴转动杆 312的两端与飞行器弹体头部1内壁连接，从而带动飞行器弹体头部1在Y轴方向的旋转。当两个驱动电机的行程杆未伸缩时，X轴转动杆311和Y轴转动杆312没有转动，测量角为0度，当直线电机的行程运动到最大值时，对应的偏角最大，对应测量最大角度值。本实施例中，支撑柱315、 X轴驱动电机321和Y轴驱动电机322安装在模拟舱中部的平台上，使支撑柱315及X轴驱动电机 321和Y轴驱动电机322的行程杆相互平行，单片机控制系统33也安装在平台上，便于对X轴驱动电机321和Y轴驱动电机322进行控制。
本实施例中，如图4所示，在所述垂直交叉的交叉点上设置有一包覆相交位置的小球34，所述小球34可转动的嵌入在半球支撑座35中，所述半球支撑座35固接在所述支撑柱315上，所述半球支撑座35上开设有四个供X轴转动杆311和Y轴转动杆312四个自由端伸出及转动的窗口。半球支撑座35主要起到支撑X轴转动杆311和Y轴转动杆312的作用。小球34作为旋转部件的旋转中心，可以使X轴转动杆311和Y轴转动杆312绕旋转中心顺滑的旋转。
本实施例中，支撑柱315与X轴驱动电机321的行程杆和Y轴驱动电机322的行程杆互相平行。支撑柱315的主要作用是为飞行器弹体头部1的旋转中心提供支撑，也为直线电机与其相应的转动杆相连的连杆机构提供方向滑向引导。
本实施例中，所述第一连接杆3132与第一滑动杆3133的铰接点靠近所述支撑柱315，所述第二连接杆3142与第二滑动杆3143的铰接点靠近所述支撑柱。以便于使连接杆与支撑柱之间形成最小或最大的夹角。从而控制转动杆转动的角度达到0度或最大。
本实施例中，在所述X轴转动杆上位于第一滑块与半球支撑座之间套设有第一防撞环；在所述Y轴转动杆上所述第二滑块与半球支撑座之间套设有第二防撞环。第一防撞环可以防止第一滑块在X轴转动杆上来回滑动的过程中对半球支撑座35起到保护作用，第二防撞环可以防止第二滑块在Y轴转动杆上来回滑动的过程中对半球支撑座35起到保护作用。
本实施例中，气压感知系统2包括多个开设在飞行器弹体头部1的凹槽21，所述凹槽21内埋设有气压敏感头。通过灌胶水将气压敏感头固定，所测信号由导线传送至计算机系统内部处理。气压敏感头信号传递给计算机系统，并将压力信号进行转换和计算，存储在内部的储存器中。
以上仅是本发明的优选实施方式，本发明的保护范围并不仅局限于上述实施例，凡属于本发明思路下的技术方案均属于本发明的保护范围。应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理前提下的若干改进和润饰，应视为本发明的保护范围。

Claims (6)

1.一种飞行器参数在线辨识飞行验证模拟舱段，包括飞行器弹体头部，所述飞行器弹体头部装设有气压感知系统，其特征在于：还包括在所述飞行器弹体头部装设有使飞行器弹体头部旋转的旋转系统；所述飞行器弹体头部使用单片机控制系统通过预先设置的程序控制其自动旋转；
所述旋转系统包括与飞行器弹体头部内壁连接的转动部件、直线电机以及单片机控制系统，所述直线电机的行程杆与转动部件连接，在所述行程杆伸缩时带动转动部件运动控制飞行器头部旋转，所述直线电机与单片机控制系统连接，所述单片机控制系统通过编程控制直线电机的行程杆运动；
所述转动部件包括在平面内相互垂直的X轴转动杆和Y轴转动杆，所述X轴转动杆和Y轴转动杆的四个自由端与飞行器弹体头部的内壁固接，所述直线电机包括X轴驱动电机和Y轴驱动电机，所述X轴转动杆与X轴驱动电机之间通过第一连杆机构连接，所述Y轴转动杆与Y轴驱动电机之间通过第二连杆机构连接，通过控制X轴驱动电机行程杆距离控制第一连杆机构的运动角度控制飞行器弹体头部的X轴偏转角，通过控制Y轴驱动电机行程杆距离控制第二连杆机构的运动角度控制飞行器弹体头部的Y轴偏转角，所述X轴驱动电机和Y轴驱动电机分别与单片机控制系统连接；在控制X轴转动时，Y轴转动杆偏转角为零；
所述气压感知系统包括多个开设在飞行器弹体头部的凹槽，所述凹槽内埋设有气压敏感头；
通过飞行器的舵自主控制来获得不同的攻角和侧滑角，控制飞行器弹体头部的自动旋转，通过对不同旋转角度下的飞行器头部进行气压数据测量，通过重复使用同一位置的气压敏感头，辨识飞行器头部各个角度部分的气压信息，得到较完整的飞行器头部气流数据。
2.根据权利要求1所述的模拟舱段，其特征在于：所述X轴转动杆和Y轴转动杆垂直交叉，在所述垂直交叉的交叉点上设置有一垂直于X轴转动杆和Y轴转动杆所在平面的支撑柱，所述第一连杆机构包括套设在X轴转动杆上的第一滑块，与第一滑块铰接的第一连接杆，与第一连接杆铰接的可在所述支撑柱上滑动的第一滑动杆，所述第一滑动杆与X轴驱动电机的行程杆连接，所述第二连杆机构包括套设在Y轴转动杆上的第二滑块，与第二滑块铰接的第二连接杆，与第二连接杆铰接的可在所述支撑柱上滑动的第二滑动杆，所述第二滑动杆与Y轴驱动电机的行程杆连接，所述第一连接杆与所述支撑柱形成夹角，所述第二连接杆与所述支撑柱形成夹角。
3.根据权利要求2所述的模拟舱段，其特征在于：在所述垂直交叉的交叉点上设置有一包覆相交位置的小球，所述小球可转动的嵌入在半球支撑座中，所述半球支撑座固接在所述支撑柱上，所述半球支撑座上开设有四个供X轴转动杆和Y轴转动杆四个自由端伸出及转动的窗口。
4.根据权利要求2所述的模拟舱段，其特征在于：所述支撑柱与X轴驱动电机的行程杆和Y轴驱动电机的行程杆互相平行。
5.根据权利要求2所述的模拟舱段，其特征在于：所述第一连接杆与第一滑动杆的铰接点靠近所述支撑柱，所述第二连接杆与第二滑动杆的铰接点靠近所述支撑柱。
6.根据权利要求3至5中任一项所述的模拟舱段，其特征在于：在所述X轴转动杆上位于第一滑块与半球支撑座之间套设有第一防撞环；在所述Y轴转动杆上所述第二滑块与半球支撑座之间套设有第二防撞环。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
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Family Cites Families (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0076271B1 (en) * 1981-04-08 1985-11-21 The Commonwealth Of Australia Directional control device for airborne or seaborne missiles
DE19640606C1 (de) * 1996-10-01 1997-09-11 Nord Micro Elektronik Feinmech Meßeinrichtung zur Erfassung von Stau- und Statikdrücken bei einem Fluggerät
US5852237A (en) * 1997-05-28 1998-12-22 Lockheed Martin Corporation Apparatus and method for measuring the side slip of a low observable aircraft
US6253166B1 (en) * 1998-10-05 2001-06-26 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Stable algorithm for estimating airdata from flush surface pressure measurements
CN102066951B (zh) * 2009-04-21 2013-02-27 印度太空研究组织 检测和隔离平头式大气数据系统(fads)的压力感测中的故障的系统和方法
CN103105103B (zh) * 2012-12-21 2015-03-11 哈尔滨工业大学 基于智能材料驱动器的头部能够偏转的弹药
CN103407570A (zh) * 2013-07-12 2013-11-27 西北工业大学 用于控制大迎角细长体侧向力的涡流发生装置
CN104229145A (zh) * 2014-08-28 2014-12-24 西北工业大学 一种丝杠推杆式飞行器头部偏转驱动装置
CN104192311B (zh) * 2014-08-28 2016-04-13 西北工业大学 一种锥齿轮推杆式飞行器头部偏转驱动装置
US10296013B2 (en) * 2016-05-16 2019-05-21 Booz Allen Hamilton Inc. Vehicle guidance system and method that uses air data from surface-mounted pressure sensors for vehicle orientation control
CN111164384A (zh) * 2018-05-22 2020-05-15 印度空间研究组织 利用相邻端口压力模式检测嵌入式大气数据系统中的故障压力测量的系统和方法

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