CN112965014B - 一种飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿方法及装置 - Google Patents

一种飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿方法及装置 Download PDF

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CN112965014B CN202110240969.6A CN202110240969A CN112965014B CN 112965014 B CN112965014 B CN 112965014B CN 202110240969 A CN202110240969 A CN 202110240969A CN 112965014 B CN112965014 B CN 112965014B
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Abstract

一种飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿方法及装置，属于航空磁补偿领域，目的是为了解决由飞机机械结构变化引起的磁干扰会影响估计航磁干扰补偿系数的精度的问题。所述方法包括：构造矩阵
Figure DDA0002962136840000011
△δ、Hpd rudder和Hpd elevator；根据公式
Figure DDA0002962136840000012
估计系数矩阵θrudder；根据公式
Figure DDA0002962136840000013
估计系数矩阵θelevator；利用所述系数矩阵θrudder和θelevator对飞机机械结构变化引起磁干扰进行补偿。所述装置包括：矩阵构造模块、第一计算模块、第二计算模块和补偿模块。上述方法及装置，将控制升降舵与方向舵运动的钢索等效成若干个磁偶极子，以此计算平动钢索和转运钢索在运动过程中引起的磁干扰，可应用于航磁干扰补偿系统中对特殊类型磁干扰的补偿过程。

Description

一种飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿方法及装置
技术领域
本发明涉及一种针对飞机机载电子设备引起磁干扰的补偿技术，可应用于航磁干扰补偿系统中对特殊类型磁干扰的补偿过程，属于航空磁补偿领域。
背景技术
航磁干扰补偿技术是在航磁探测过程中去除由航空平台带来的磁干扰的一种技术。通过分析航空运动平台自身磁干扰的类型和性质，建立航空运动平台磁干扰数学模型，然后在校准飞行过程中按照规定的方法测得磁总场及三分量数据，并将其用来结算航空运动平台磁干扰数学模型的系数。在实际进行航磁探测时，利用估计出的模型系数及飞机姿态数据估计航空运动平台产生的磁干扰并将其从磁总场中去除，从而得到不含航空运动平台磁干扰的航磁探测数据。现有航磁干扰补偿系数计算方法多是基于T-L模型，该模型将航空运动平台磁干扰分为恒定场、感应场和涡流场三种类型，其中恒定场系数有3项，感应场系数和涡流场系数各有9项，且两者分别与地磁场的大小及变化率有关。由于测量到的总场数据中包含有由运动平台机械结构变化引起的磁干扰，因此该部分分量会影响估计系数的精度，故需要在进行系数计算前去除由飞机机械结构变化引起的磁干扰。
发明内容
本发明的目的是为了解决采用于T-L模型计算航磁干扰补偿系数时，由飞机机械结构变化引起的磁干扰会影响估计航磁干扰补偿系数的精度的问题，提供一种飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿方法及装置。
本发明所述的一种飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿方法包括：
构造矩阵
Figure BDA0002962136820000011
△δ、Hpd rudder和Hpd elevator，其中，
△lz＝[lz lz 2 lz 3 1]，lz为飞机在东南西北四个方向分别进行方向舵的机动动作时方向舵钢索的平移量，
△lx＝[lx lx 2 lx 3 1]，lx为飞机在东南西北四个方向分别进行升降舵的机动动作时升降舵钢索的平移量，
Figure BDA0002962136820000021
T、L和V为飞机在东南西北四个方向分别进行方向舵/升降舵的机动动作时三分量磁通门沿三轴方向的输出，
Hpd rudder为方向舵运动过程中产生的磁干扰，Hpd elevator为升降舵运动时产生的磁干扰；
根据公式
Figure BDA0002962136820000022
估计系数矩阵θrudder；
根据公式
Figure BDA0002962136820000023
估计系数矩阵θelevator；
利用所述系数矩阵θrudder和θelevator对飞机机械结构变化引起磁干扰进行补偿。
所述方向舵钢索的平移量由安装在所述方向舵上的位移传感器测得，所述升降舵钢索的平移量由安装在所述升降舵上的位移传感器测得。
所述根据公式
Figure BDA0002962136820000024
估计系数矩阵θrudder的方法为：根据公式
Figure BDA0002962136820000025
利用递推最小二乘法估计系数矩阵θrudder；
所述根据公式
Figure BDA0002962136820000026
估计系数矩阵θelevator的方法为：根据公式
Figure BDA0002962136820000027
利用递推最小二乘法估计系数矩阵θelevator。
所述利用所述系数矩阵θrudder和θelevator对飞机机械结构变化引起磁干扰进行补偿的方法为：利用所述系数矩阵θrudder、所述系数矩阵θelevator、以及方向舵与升降舵的钢索运动距离，计算得到某一时刻由飞机机械结构引起的磁干扰。
本发明所述的一种飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿装置包括：
矩阵构造模块，其配置成构造矩阵
Figure BDA0002962136820000028
△δ、Hpd rudder和Hpd elevator，其中，
Figure BDA0002962136820000029
lz为飞机在东南西北四个方向分别进行方向舵的机动动作时方向舵钢索的平移量，
Figure BDA00029621368200000210
lx为飞机在东南西北四个方向分别进行升降舵的机动动作时升降舵钢索的平移量，
Figure BDA0002962136820000031
T、L和V为飞机在东南西北四个方向分别进行方向舵/升降舵的机动动作时三分量磁通门沿三轴方向的输出，
Hpd rudder为方向舵运动过程中产生的磁干扰，Hpd elevator为升降舵运动时产生的磁干扰；
第一计算模块，其配置成根据公式
Figure BDA0002962136820000032
估计系数矩阵θrudder；
第二计算模块，其配置成根据公式
Figure BDA0002962136820000037
估计系数矩阵θelevator；和
补偿模块，其配置成利用所述系数矩阵θrudder和θelevator对飞机机械结构变化引起磁干扰进行补偿。
所述矩阵构造模块中，所述方向舵钢索的平移量由安装在所述方向舵上的位移传感器测得，所述升降舵钢索的平移量由安装在所述升降舵上的位移传感器测得。
所述第一计算模块中，所述根据公式
Figure BDA0002962136820000033
估计系数矩阵θrudder的方法为：根据公式
Figure BDA0002962136820000034
利用递推最小二乘法估计系数矩阵θrudder；
所述第二计算模块中，所述根据公式
Figure BDA0002962136820000035
估计系数矩阵θelevator的方法为：根据公式
Figure BDA0002962136820000036
利用递推最小二乘法估计系数矩阵θelevator。
所述补偿模块中，所述利用所述系数矩阵θrudder和θelevator对飞机机械结构变化引起磁干扰进行补偿的方法为：利用所述系数矩阵θrudder、所述系数矩阵θelevator、以及方向舵与升降舵的钢索运动距离，计算得到某一时刻由飞机机械结构引起的磁干扰。
本发明所述的一种飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿方法及装置，将控制升降舵与方向舵运动的钢索等效成若干个磁偶极子，以此计算平动钢索和转运钢索在运动过程中引起的磁干扰，可应用于航磁干扰补偿系统中对特殊类型磁干扰的补偿过程。
附图说明
图1为实施例一中飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿方法的示意性流程图；
图2为实施例一中三分量磁通门输出信号的矢量图，图中α'、β'和γ'反映了飞机姿态的变化，其中，γ'表示飞机的Z轴与地磁场HE之间的夹角；
图3为实施例一中飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿装置的结构示意图；
图4为实施例二所述的一种航磁补偿校准质量的自动评估方法的原理框图。
具体实施方式
实施例一
如图1所示，本实施方式所述的一种飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿方法一般性地可以包括：
步骤S1、构造矩阵
Figure BDA0002962136820000041
△δ、Hpd rudder和Hpd elevator，其中，
Figure BDA0002962136820000042
lz为飞机在东南西北四个方向分别进行方向舵的机动动作时方向舵钢索的平移量，该平移量由安装在所述方向舵上的位移传感器测得，平移量lz是一个数组，例如东南西北4个方向的平移量分别包含100、120、130、110个采样点，lz则是一个由460采样点构成的数组，
Figure BDA0002962136820000043
lx为飞机在东南西北四个方向分别进行升降舵的机动动作时升降舵钢索的平移量，该平移量由安装在所述升降舵上的位移传感器测得，
Figure BDA0002962136820000044
T、L和V为飞机在东南西北四个方向分别进行方向舵/升降舵的机动动作时三分量磁通门沿三轴方向的输出，
Hpd rudder为方向舵运动过程中产生的磁干扰，Hpd elevator为升降舵运动时产生的磁干扰；
步骤S2、根据公式
Figure BDA0002962136820000045
利用递推最小二乘法估计系数矩阵θrudder；
步骤S3、根据公式
Figure BDA0002962136820000046
利用递推最小二乘法估计系数矩阵θelevator；
步骤S4、利用所述系数矩阵θrudder、θelevator以及方向舵与升降舵的钢索运动距离，对飞机机械结构变化引起磁干扰进行补偿。
飞机上可产生变化的机械结构部件中，控制升降舵与方向舵运动的钢索产生的磁干扰是机械结构变化引起磁干扰的主要因素，因此本实施方式所述的飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿方法主要是针对控制升降舵与方向舵运动的钢索产生的磁干扰，上述方法的原理如下：
记在校准飞行过程中总场磁力仪测得的磁场数据为N×1列向量HT，实际地磁场值为N×1列向量HE，飞机产生的磁干扰(飞机中除机械结构外的其他部分所产生的磁干扰)为N×1列向量HI，飞机机械结构部分恒定磁干扰为N×1列向量HM，则有：
HT＝HE+HI+HM (1)
其中，只有HT可以通过直接测量得到。航磁干扰补偿的最终目的是确定HE，观察上式可以发现，只要计算出HI和HM，并将其从HT中减掉就可以得到HE。
飞机机械结构变化产生的磁干扰HM可以通过地面校准试验进行测量与标定，地面校准所得到的系数可以用于飞行校准中机械结构引起磁干扰的补偿。在由机械结构引起的三类磁干扰(恒定场、感应场、涡流场)中，由于感应磁场随地磁场的变化而变化，涡流磁场由飞机与外磁场的相对运动和地磁场变化有关，所以此处不考虑感应磁场和涡流磁场，在地面试验过程中，只考虑由飞机机械结构变化引起的恒定磁场。
首先建立描述航磁干扰和航磁补偿问题的坐标系，磁力仪坐标系定义为：磁力仪安装位置为原点，飞机正前方为Y轴正方向，飞机左翼方向为X轴正方向，垂直向下方向为Z轴正方向。在航空磁测系统中，在磁力仪坐标系原点装有高灵敏度磁力仪和三分量磁通门，三分量磁通门沿三轴方向的输出分别为T、L和V，矢量图如图2所示，则根据三分量磁通门的输出可以计算得到磁力仪坐标系三轴与地磁场之间的夹角的余弦值：
Figure BDA0002962136820000051
假设由机械结构变化引起的恒定场磁干扰描述如下：
Hpd＝Hpd'+Hpd” (3)
其中Hpd'为由方向舵和航向舵中的平动钢索引起的恒定磁干扰，所述平动钢索指沿着钢索水平方向运动的钢索，Hpd”表示由方向舵和航向舵中的转动钢索引起的恒定磁干扰，平动钢索即沿Y轴运动，转动钢索即绕Z轴转动。
在一般情况下，任意形状的铁磁性物质可等效成N个磁偶极子，在磁力仪坐标系下，所述磁偶极子的坐标为(ui,vi,wi)，所述磁偶极子的磁偶极距为(Mxi,Myi,Mzi)，i表示第i个磁偶极子。记
Figure BDA0002962136820000061
则第i个磁偶极子在坐标系原点处产生的磁场强度的三分量形式表示为：
Figure BDA0002962136820000062
则第i个磁偶极子在原点O处产生的恒定磁场为：
Figure BDA0002962136820000063
上述公式(5)将钢索等效为多个磁偶极子并进行叠加。
由高灵敏度磁力仪的工作原理可知，坐标系原点处的磁力仪测得的磁场为所有磁场在地磁场矢量方向上的投影大小，故
Figure BDA0002962136820000064
在磁力仪探头处的输出Hpd可以表示为：
Figure BDA0002962136820000065
控制方向舵与升降舵的运动过程可以拆分为平动钢索和转动钢索两部分引起的磁干扰。
首先分析平动钢索产生的恒定磁干扰，将平动钢索等效成N个磁偶极子，则这个磁偶极子在初始位置时，在原点磁力仪处产生的磁场强度为上述公式(4)。当平动钢索沿着Y轴正向移动距离li(0≤li≤l)后，在原点磁力仪处产生的磁场强度的三分量形式表示如下：
Figure BDA0002962136820000071
由于每个磁偶极子的磁矩没有改变，坐标中只有关于Y轴的坐标发生了改变，则以Hxi为例，将其写成关于l的函数，即Hxi＝F(0)，其导数Hxi'＝F(li)，对等号右边的函数F(l)进行泰勒展开,其中c代表常数：
Figure BDA0002962136820000072
将Hxi,Hxi',Hyi,Hyi',Hzi,Hzi'进行泰勒展开，保留展开式的前3项。则有
Hxi'-Hxi＝ci1li+ci2li 2 (9-1)
Hyi'-Hyi＝ci3li+ci4li 2 (9-2)
Hzi'-Hzi＝ci5li+ci6li 2 (9-3)
则由公式(5)可知，由钢索平动产生的恒定磁场的变化量如公式(10)所示，其中
Figure BDA0002962136820000073
以及
Figure BDA0002962136820000074
均为常数项，由于钢索是刚性的，在运动过程中等效成的每个磁偶极子的运动距离li与钢索的平动距离l相等。
Figure BDA0002962136820000075
根据公式(6)则可得到：
Figure BDA0002962136820000076
其中cos X,cos Y,cos Z可通过三分量磁通门输出计算得到，l可通过对平动钢索加装位移传感器输出得到。
下面分析转动钢索产生的恒定磁干扰。控制方向舵和升降舵的钢索为两根分别绕Z轴方向和X轴旋转的钢索。将每根钢索等效成N个磁偶极子，则每个磁偶极子在转动过程中产生的磁场变化，可以等效为其磁矩的变化所引起的磁场变化。对于绕Z轴旋转的钢索，其磁矩变为
Figure BDA0002962136820000081
对于绕X轴旋转的钢索，其磁矩变为
Figure BDA0002962136820000082
其中α、β分别为绕Z轴旋转的钢索和绕X轴旋转的钢索顺时针方向上转动的角度。由于平动钢索和转动钢索之间是由定滑轮所连接，所以平动钢索沿Z、X两个方向的位移量lz、lx和转动钢索转动的角度α、β之间满足：kzlz＝α,kxlx＝β，其中kz、kx为与滑轮半径有关的常量，该常量可以通过测量钢索位移量和舵面的转动角度计算得到。
根据公式(4)可以得到，绕Z轴和X轴旋转的钢索在分别转动了α、β角度后，在三分量方向上的磁干扰如下：
Figure BDA0002962136820000083
Figure BDA0002962136820000084
由于绕轴旋转的钢索，其与探头的相对位置不变，所以u,v,w的值不变，由转动引起的磁场变化量在三分量方向上则可表示如公式(13-1)和公式(13-2)所示，其中a,b为一系列常数：
Figure BDA0002962136820000091
Figure BDA0002962136820000096
这里将cosα,sinα,cosβ,sinβ进行泰勒展开，将高阶项隐去，并将kz,kx代入则得到：
Figure BDA0002962136820000092
将公式(14)带入公式(13-1)和公式(6)，得到：
Figure BDA0002962136820000093
由于ai1,ai2,ai3,ai4,ai5,ai6,kz均为常数，则可表达为公式(16-1)，其中A1～A12均为常数：
Figure BDA0002962136820000094
类似的：
Figure BDA0002962136820000095
根据公式(6)则可得到：
Figure BDA0002962136820000101
公式(17)是求解探头远点O处的磁场。通过上式可知，将kz,kx与其他常系数相结合，则不需要具体去确定kz,kx的大小，只需要求解待定常系数集合A1～A12,B1～B12即可。
下面将方向舵与升降舵分开考虑。控制方向舵的平动钢索和转动钢索考虑为一个整体，控制方向舵的转动钢索为绕Z轴方向的转动钢索；控制升降舵的平动钢索和转动钢索考虑为一个整体，控制升降舵的转动钢索为绕X轴方向的转动钢索。
先考虑方向舵整体，控制方向舵的平动钢索和转动钢索共同构成的机械结构部分在移动过程中所引起的磁场变化可描述为如公式(18)，其中Hpd (rudder)为方向舵运动过程中产生的磁干扰，Hpd'(rudder)为控制方向舵的平动钢索产生的磁干扰，Hpd”(z)为控制方向舵的绕Z轴转动的钢索产生的磁干扰：
Figure BDA0002962136820000111
将上式化简得：
Figure BDA0002962136820000112
其中
Figure BDA0002962136820000113
为待求常系数矩阵，
Figure BDA0002962136820000114
lz为方向舵钢索上的位移传感器监测到的平移量，
Figure BDA0002962136820000115
Hpd rudder为通过高灵敏度磁力仪测得的方向舵运动时产生的磁干扰。
同理针对升降舵，可得：
Figure BDA0002962136820000116
其中θelevator为包含12项系数的待求常系数矩阵，
Figure BDA0002962136820000121
lx为升降舵钢索上的位移传感器监测到的平移量lx，
Figure BDA0002962136820000122
Hpd elevator为通过高灵敏度磁力仪测得的方向舵运动时产生的磁干扰。
利用公式(19-1)和(19-2)，可求出方向舵和升降舵的机械结构补偿系数矩阵θrudder和θelevator，通过机械结构补偿系数和方向舵与升降舵的钢索运动距离，可以计算得到任意时刻由飞机机械结构引起的磁干扰。
本实施方式还提供了一种飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿装置，如图3所示，所述装置包括：
矩阵构造模块1，其配置成构造矩阵
Figure BDA0002962136820000123
△δ、Hpd rudder和Hpd elevator，其中，
Figure BDA0002962136820000124
lz为飞机在东南西北四个方向分别进行方向舵的机动动作时方向舵钢索的平移量，
Figure BDA0002962136820000125
lx为飞机在东南西北四个方向分别进行升降舵的机动动作时升降舵钢索的平移量，
Figure BDA0002962136820000126
T、L和V为飞机在东南西北四个方向分别进行方向舵/升降舵的机动动作时三分量磁通门沿三轴方向的输出，
Hpd rudder为方向舵运动过程中产生的磁干扰，Hpd elevator为升降舵运动时产生的磁干扰；
第一计算模块2，其配置成根据公式
Figure BDA0002962136820000127
估计系数矩阵θrudder；
第二计算模块3，其配置成根据公式
Figure BDA0002962136820000128
估计系数矩阵θelevator；和
补偿模块4，其配置成利用所述系数矩阵θrudder和θelevator对飞机机械结构变化引起磁干扰进行补偿。
所述矩阵构造模块1中，所述方向舵钢索的平移量由安装在所述方向舵上的位移传感器测得，所述升降舵钢索的平移量由安装在所述升降舵上的位移传感器测得。
所述第一计算模块2中，所述根据公式
Figure BDA0002962136820000131
估计系数矩阵θrudder的方法为：根据公式
Figure BDA0002962136820000132
利用递推最小二乘法估计系数矩阵θrudder；
所述第二计算模块3中，所述根据公式
Figure BDA0002962136820000133
估计系数矩阵θelevator的方法为：根据公式
Figure BDA0002962136820000134
利用递推最小二乘法估计系数矩阵θelevator。
所述补偿模块4中，所述利用所述系数矩阵θrudder和θelevator对飞机机械结构变化引起磁干扰进行补偿的方法为：利用所述系数矩阵θrudder、所述系数矩阵θelevator、以及方向舵与升降舵的钢索运动距离，计算得到某一时刻由飞机机械结构引起的磁干扰。
上述飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿装置能够执行上述飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿方法的步骤，其原理及效果在此不再赘述。
实施例二
本实施例提供了一种航磁补偿校准质量的自动评估方法，可用于对实施例一的飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿方法的补偿质量进行自动评估。
首先，需要在飞机上安装三分量磁力仪和总场磁力仪(即光泵磁力仪)，然后，使飞机在四个正交方向(如北、东、南、西)完成平飞；
所述的航磁补偿校准质量的自动评估方法的原理如图4所示，具体包括以下步骤：
步骤S1、根据公式
Figure BDA0002962136820000135
得到平飞圈聚类中心为cs的聚类数据
Figure BDA0002962136820000136
其中，ai是三分量磁力仪输出的全部X和Y分量，
Figure BDA0002962136820000137
是通过k-means算法得到的每类数据(航向s)，
Figure BDA0002962136820000138
表示航向s第i个采样点对应的地磁场H的标量形式，
Figure BDA0002962136820000139
表示航向s第i个采样点对应的航向角，
Figure BDA00029621368200001310
表示航向s第i个采样点对应的地磁场倾角，m表示平飞圈所包含的航向数量，对于标准的飞行圈，m＝4，如果飞行圈包含多个航向，则m等于平飞圈实际包含的航向数量；
Ds表示航向s的采样数据的聚类，ns表示Ds所包含的采样点的数量，
Figure BDA00029621368200001311
为Ds中第i个采样点对应的数据；
cs是k-means算法得到是聚类中心，K-means算法是优化
Figure BDA00029621368200001312
D是全部s个聚类的集合；
步骤S2、将平飞圈Ds中远离聚类中心的转弯数据删除，得到平飞圈不同航向的有效的聚类数据
Figure BDA0002962136820000141
其中，ls和rs分别表示航向s两端被删除的采样点的数量，删除的具体方法为：设定一个欧拉距离的阈值，将距离cs的欧拉距离超过阈值的数据删除；
步骤S3、根据公式
Figure BDA0002962136820000142
得到平飞圈每个航向对应的高斯混合模型，其中，p(bs|Gs)表示高斯混合密度，bs中的元素
Figure BDA0002962136820000143
表示空间直角坐标系下三分量磁力仪输出的X、Y和Z三分量磁场特征的组合，X表示平行于平台横轴的方向，Y表示平行于平台纵轴的方向，Z表示垂直于水平面的方向，Gs表示高斯模型参数，
Figure BDA0002962136820000144
根据公式
Figure BDA0002962136820000145
构造似然函数，利用EM算法估计Gs，
Figure BDA0002962136820000146
是航向s中满足约束
Figure BDA0002962136820000147
的混合权重，k表示高斯分布的数目，
Figure BDA0002962136820000148
和
Figure BDA0002962136820000149
分别是航向s的第j个高斯分布的均值和协方差矩阵；需要注意的是，平飞圈所包含的航向数量可能是四个，也可能不是四个，通常情况下是四个，上述步骤S3的目的是得到平飞圈每个航向对应的高斯混合模型，只要得到的所有高斯混合模型对应的航向中包含要计算的FOM机动圈中包含的航向，就可以根据已有的高斯混合模型计算所有后验概率得知FOM机动圈中某航向(这里也再应用一遍聚类算法分离不同航向数据)对应哪个高斯混合模型，进而确定该航向对应的平飞部分，然后确定机动部分；
步骤S4、根据公式
Figure BDA00029621368200001410
得到FOM校准圈聚类中心为cs的聚类数据
Figure BDA00029621368200001411
步骤S5、将FOM校准圈Ds中远离聚类中心的转弯数据删除，得到FOM校准圈不同航向的有效的聚类数据
Figure BDA00029621368200001412
步骤S6、根据公式
Figure BDA00029621368200001413
计算后验概率
Figure BDA00029621368200001414
步骤S6的目的是为了计算属于哪个高斯混合模型，这里的
Figure BDA00029621368200001415
指是FOM机动圈(也称FOM校准圈)某方向的磁场数据；
步骤S7、将满足
Figure BDA0002962136820000151
的数据作为校准圈不同航向的机动数据，其中，Th为预设的阈值；
步骤S8、计算得到的机动数据的峰峰值之和，以此作为该校准圈的补偿效果评估指标FOM的值。
其中，不同航向、不同采样点对应的
Figure BDA0002962136820000152
的值相等，不同航向、不同采样点对应的地磁场倾角
Figure BDA0002962136820000153
的值相等。
上述航磁补偿校准质量的自动评估方法，根据航空平台平飞状态数据的特点，利用高斯混合模型(Gaussian Mixture Model，GMM)模型识别出航空平台在各个航向处于平飞状态的数据段，进而得到航空平台在各个航向处于机动状态的数据段，并根据机动状态的数据计算评价校准圈补偿效果的指标FOM，实现飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿质量的自动评估。

Claims (6)

1.一种飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿方法，其特征在于，包括：
构造矩阵
Figure FDA0003729476520000011
Δδ、Hpd (rudder)和Hpd (elevator)，其中，
Figure FDA0003729476520000012
lz为飞机在东南西北四个方向分别进行方向舵的机动动作时方向舵钢索的平移量，
Figure FDA0003729476520000013
lx为飞机在东南西北四个方向分别进行升降舵的机动动作时升降舵钢索的平移量，
Figure FDA0003729476520000014
T、L和V为飞机在东南西北四个方向分别进行方向舵/升降舵的机动动作时三分量磁通门沿三轴方向的输出，
Hpd (rudder)为方向舵运动过程中产生的磁干扰，Hpd (elevator)为升降舵运动时产生的磁干扰；
根据公式
Figure FDA0003729476520000015
估计系数矩阵θrudder；
根据公式
Figure FDA0003729476520000016
估计系数矩阵θelevator；
利用所述系数矩阵θrudder和θelevator对飞机机械结构变化引起磁干扰进行补偿；
所述利用所述系数矩阵θrudder和θelevator对飞机机械结构变化引起磁干扰进行补偿的方法为：利用所述系数矩阵θrudder、所述系数矩阵θelevator、以及方向舵与升降舵的钢索运动距离，计算得到某一时刻由飞机机械结构引起的磁干扰。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述方向舵钢索的平移量由安装在所述方向舵上的位移传感器测得，所述升降舵钢索的平移量由安装在所述升降舵上的位移传感器测得。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，
所述根据公式
Figure FDA0003729476520000017
估计系数矩阵θrudder的方法为：根据公式
Figure FDA0003729476520000018
利用递推最小二乘法估计系数矩阵θrudder；
所述根据公式
Figure FDA0003729476520000019
估计系数矩阵θelevator的方法为：根据公式
Figure FDA0003729476520000021
利用递推最小二乘法估计系数矩阵θelevator。
4.一种飞机机械结构变化引起磁干扰的补偿装置，其特征在于，包括：
矩阵构造模块，其配置成构造矩阵
Figure FDA0003729476520000022
Δδ、Hpd (rudder)和Hpd (elevator)，其中，
Figure FDA0003729476520000023
lz为飞机在东南西北四个方向分别进行方向舵的机动动作时方向舵钢索的平移量，
Figure FDA0003729476520000024
lx为飞机在东南西北四个方向分别进行升降舵的机动动作时升降舵钢索的平移量，
Figure FDA0003729476520000025
T、L和V为飞机在东南西北四个方向分别进行方向舵/升降舵的机动动作时三分量磁通门沿三轴方向的输出，
Hpd (rudder)为方向舵运动过程中产生的磁干扰，Hpd (elevator)为升降舵运动时产生的磁干扰；
第一计算模块，其配置成根据公式
Figure FDA0003729476520000026
估计系数矩阵θrudder；
第二计算模块，其配置成根据公式
Figure FDA0003729476520000027
估计系数矩阵θelevator；和
补偿模块，其配置成利用所述系数矩阵θrudder和θelevator对飞机机械结构变化引起磁干扰进行补偿；
所述补偿模块中，所述利用所述系数矩阵θrudder和θelevator对飞机机械结构变化引起磁干扰进行补偿的方法为：利用所述系数矩阵θrudder、所述系数矩阵θelevator、以及方向舵与升降舵的钢索运动距离，计算得到某一时刻由飞机机械结构引起的磁干扰。
5.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，所述矩阵构造模块中，所述方向舵钢索的平移量由安装在所述方向舵上的位移传感器测得，所述升降舵钢索的平移量由安装在所述升降舵上的位移传感器测得。
6.根据权利要求4所述的装置，其特征在于，
所述第一计算模块中，所述根据公式
Figure FDA0003729476520000028
估计系数矩阵θrudder的方法为：根据公式
Figure FDA0003729476520000031
利用递推最小二乘法估计系数矩阵θrudder；
所述第二计算模块中，所述根据公式
Figure FDA0003729476520000032
估计系数矩阵θelevator的方法为：根据公式
Figure FDA0003729476520000033
利用递推最小二乘法估计系数矩阵θelevator。
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