CN112100735A - 一种基于机翼形变的机载imu高精度参考基准获取方法 - Google Patents

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Abstract

本发明公开一种基于机翼形变的机载IMU高精度参考基准获取方法，包括以下步骤：建立有限元模型，进行地面共振实验，然后设计FBG传感器的布局，接着测量数据确定机翼上各点空间坐标，最后确定参考基准。本发明实现一种基于FEM技术及FBG传感技术的为机载IMU提供参考基准的应用，可实现快速确定IMU的参考基准，通用性强。

Description

一种基于机翼形变的机载IMU高精度参考基准获取方法
技术领域
本发明属于飞行机翼变形测量技术领域，具体涉及一种基于机翼形变的机载IMU高精度参考基准获取方法。
背景技术
随着航空对地观测系统成像分辨率的提高以及对三维图像的需求，传统的航空观测系统采用的单位置姿态测量系统已无法满足需求，单载荷观测模式逐渐向多个载荷、多类载荷观测模式发展，即分布式载荷。分布式载荷天线会随着机载平台机翼的挠曲变形、颤振等产生随机抖动误差，这些因素会导致机载IMU的基准无法精准确定，同时机翼的大变形引起的几何非线性影响着模态频率和颤振特性。
发明内容
为解决上述问题，本发明公开了一种基于机翼形变的机载IMU高精度参考基准获取方法，考虑机翼的挠曲变形和颤振，结合FEM技术和FBG传感技术，高精度拟合出机翼变形后的各点位置坐标，为机载IMU提供高精度的基准。
为达到上述目的，本发明的技术方案如下：
一种基于机翼形变的机载IMU高精度参考基准获取方法，包括以下六个步骤：
步骤（1）、确定有限元模型，进行模态实验：
针对选定型号的飞机，确定三维模型，根据模型初步确定飞机的有限元模型，然后针对选定型号的飞机进行纯模态实验，确定飞机结构的各阶模态参数；
步骤（2）、确定机翼动力学有限元模型：
通过模态实验得到机翼各阶模态参数，将结果与有限元模型进行对比，确定机翼动力学有限元模型，实验飞机的机翼采用两点悬吊，根据机翼结构的模态分析结果，确定激振的位置，对机翼进行纵向激振，进行飞机机翼颤振特性分析，对飞机机翼的气动弹性性能进行评估；
步骤（3）、FBG传感器的布局：
根据对机翼结构的有限元分析结果，确定FBG传感器阵列在机翼上的布置位置，根据机翼的实际尺寸确定不同位置处FBG传感器阵列的长短；
步骤（4）、地面模拟实验：
测量数据确定机翼上各点空间坐标，控制实验环境温度，在恒温环境中对机翼进行变载荷实验，基于形变拟合的数学模型，将FBG传感器获得的测量值计算拟合出变形后的曲线，拟合出变形后的机翼曲面，确定机翼动态变形下机翼上各点的空间坐标，即确定机翼上各挂载的IMU的位置坐标；
步骤（5）、空中飞行实验：
根据选定型号飞机的飞行包线，进行飞行实验，飞行过程中机翼的变形情况由FBG传感阵列测得，通过数学模型拟合得到机翼各IMU的相对位置坐标；
步骤（6）、确定参考基准。
优选的，激振加载方式采用电液激振系统，采用非接触式的全场扫描式激光测振仪获取测量结果。
优选的，所选取的FBG传感器阵列分为长FBG传感器（LFBG）和短FBG传感器（SFBG），根据机翼的结构确定LFBG和SFBG数量及布局。IMU分为主IMU和子IMU，主IMU位于机舱内部，子IMU在机翼蒙皮下方对称挂置。
优选的，FBG传感器采用表贴式进行固定不仅不破坏飞行的结构，也可有效进行形变拟合数据获取；子IMU分别对称布置在机翼上2-3个，主IMU为1个布置在机舱内部。
本发明的有益效果是：
本发明所述的一种基于机翼形变的机载IMU高精度参考基准获取方法，基于FEM技术和FBG传感技术，高精度拟合出机翼变形后的各点位置坐标，为机载IMU提供高精度的基准，操作简单方便，对工作人员的技能要求低，可实现快速确定IMU的参考基准，通用性强。
附图说明
图1；飞机机翼的示意图。
图2；传感器布局示意图。
其中，1.机翼；2.子IMU；3.FBG传感器阵列；4.主IMU。
具体实施方式
下面结合附图和具体实施方式，进一步阐明本发明，应理解下述具体实施方式仅用于说明本发明而不用于限制本发明的范围。
如图所示，本发明所述的一种基于机翼形变的机载IMU高精度参考基准获取方法，包括以下六个步骤：
步骤（1）、确定有限元模型，进行模态实验：针对选定型号的飞机，确定三维模型，根据模型初步确定飞机的有限元模型，然后针对选定型号的飞机进行纯模态实验，确定飞机结构的各阶模态参数；
步骤（2）、确定机翼动力学有限元模型：通过模态实验得到机翼各阶模态参数，将结果与有限元模型进行对比，确定机翼动力学有限元模型，实验飞机的机翼1采用两点悬吊，根据机翼结构的模态分析结果，确定激振的位置，对机翼进行纵向激振，进行飞机机翼颤振特性分析，对飞机机翼的气动弹性性能进行评估；
步骤（3）、FBG传感器的布局：根据对机翼结构的有限元分析结果，确定FBG传感器阵列3在机翼上的布置位置，根据机翼的实际尺寸确定不同位置处FBG传感器阵列的长短；
步骤（4）、地面模拟实验：测量数据确定机翼上各点空间坐标，控制实验环境温度，在恒温环境中对机翼进行变载荷实验，基于形变拟合的数学模型，将FBG传感器获得的测量值计算拟合出变形后的曲线，拟合出变形后的机翼曲面，确定机翼动态变形下机翼上各点的空间坐标，即确定机翼上各挂载的IMU的位置坐标；
步骤（5）、空中飞行实验：根据选定型号飞机的飞行包线，进行飞行实验，飞行过程中机翼的变形情况由FBG传感阵列测得，通过数学模型拟合得到机翼各IMU的相对位置坐标；
步骤（6）、确定参考基准。
激振加载方式采用电液激振系统，采用非接触式的全场扫描式激光测振仪获取测量结果。
所选取的FBG传感器阵列分为长FBG传感器（LFBG）和短FBG传感器（SFBG），根据机翼的结构确定LFBG和SFBG数量及布局。IMU分为主IMU和子IMU，主IMU位于机舱内部，子IMU在机翼蒙皮下方对称挂置。
作为优选的，FBG传感器采用表贴式进行固定不仅不破坏飞行的结构，也可有效进行形变拟合数据获取；子IMU分别对称布置在机翼上2-3个，主IMU1个。
本发明方案所公开的技术手段不仅限于上述实施方式所公开的技术手段，还包括由以上技术特征任意组合所组成的技术方案。

Claims (4)

1.一种基于机翼形变的机载IMU高精度参考基准获取方法，其特征在于：包括以下六个步骤：
步骤（1）、确定有限元模型，进行模态实验：
针对选定型号的飞机，确定三维模型，根据模型初步确定飞机的有限元模型，然后针对选定型号的飞机进行纯模态实验，确定飞机结构的各阶模态参数；
步骤（2）、确定机翼动力学有限元模型：
通过模态实验得到机翼各阶模态参数，将结果与有限元模型进行对比，确定机翼动力学有限元模型，实验飞机的机翼采用两点悬吊，根据机翼结构的模态分析结果，确定激振的位置，对机翼进行纵向激振，进行飞机机翼颤振特性分析，对飞机机翼的气动弹性性能进行评估；
步骤（3）、FBG传感器的布局：
根据对机翼结构的有限元分析结果，确定FBG传感器阵列在机翼上的布置位置，根据机翼的实际尺寸确定不同位置处FBG传感器阵列的长短；
步骤（4）、地面模拟实验：
测量数据确定机翼上各点空间坐标，控制实验环境温度，在恒温环境中对机翼进行变载荷实验，基于形变拟合的数学模型，将FBG传感器获得的测量值计算拟合出变形后的曲线，拟合出变形后的机翼曲面，确定机翼动态变形下机翼上各点的空间坐标，即确定机翼上各挂载的IMU的位置坐标；
步骤（5）、空中飞行实验：
根据选定型号飞机的飞行包线，进行飞行实验，飞行过程中机翼的变形情况由FBG传感阵列测得，通过数学模型拟合得到机翼各IMU的相对位置坐标；
步骤（6）、确定参考基准。
2.根据权利要求1所述的一种基于机翼形变的机载IMU高精度参考基准获取方法，其特征在于：激振加载方式采用电液激振系统，采用非接触式的全场扫描式激光测振仪获取测量结果。
3.根据权利要求1所述的一种基于机翼形变的机载IMU高精度参考基准获取方法，其特征在于：所选取的FBG传感器阵列分为长FBG传感器和短FBG传感器，根据机翼的结构确定LFBG和SFBG数量及布局；IMU分为主IMU和子IMU，主IMU位于机舱内部，子IMU在机翼蒙皮下方对称挂置。
4.根据权利要求1所述的一种基于机翼形变的机载IMU高精度参考基准获取方法，其特征在于：FBG传感器采用表贴式；子IMU分别对称布置在机翼上2-3个，主IMU为1个布置在机舱内部。
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