CN113465820A - 一种飞行器转动惯量测量平台及辨识方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种飞行器转动惯量测量平台及测量数据的辨识方法，包括飞行器安装盘1、连接法兰2、第一支撑板3、第一传动光轴4、第一梅花联轴器5、动态扭矩传感器6、第二支撑板7、支撑架8、第二梅花联轴器9、第三支撑板10、第二传动光轴11、第一梅花联轴器12、第四支撑板13、欧姆龙编码器14、固定架15；本发明整体结构材料为铝型材，稳固可靠；安装盘为碳纤维板，自重轻量的同时可承受压力大，不易变形，便于飞行器安装测试。
Description
技术领域
本发明属于转动惯量测量技术领域，具体涉及一种飞行器转动惯量测量平台及辨识方法。
背景技术
转动惯量是表征刚体绕轴转动时惯性的量度，可用于建立角动量、角速度、力矩和角加速度等量度之间的关系，其量值取决于物体的形状、质量分布及转轴的位置。形状规则的均匀刚体，其转动惯量可直接用公式计算得到，但对于不规则刚体或非均匀刚体的转动惯量，理论公式难以计算出准确结果，一般通过实验方法测量。
转动惯量在飞行器系统中，可直观体现飞行器当前航向信息，对于姿态控制、状态估计至关重要。对转动惯量测量平台测得数据辨识处理后直接应用在飞行参数调整上，能够有效促进飞行器系统安全稳定运行。传统的转动惯量测量方法主要有三线摆法、扭摆法以及复摆法等，对于飞行器转动惯量测试效果不明显，尤其对于本发明针对的直线型飞行器，上述方法可操作性不强、所测数据误差大且不易直接辨识应用到飞控单片机端。
发明内容
基于上述现有测量技术的不足，本发明公开了一种操作灵活、准确度高且辨识数据应用方便的飞行器转动惯量测量平台及辨识方法。
本发明的技术方案包括：一种飞行器转动惯量测量平台，包括飞行器安装盘1、连接法兰2、第一支撑板3、第一传动光轴4、第一梅花联轴器5、动态扭矩传感器6、第二支撑板7、支撑架8、第二梅花联轴器9、第三支撑板10、第二传动光轴11、第一梅花联轴器12、第四支撑板13、欧姆龙编码器14、固定架15；飞行器安装盘1通过连接法兰2与第一传动光轴4连接，与支撑架8中间有微小间隙，便于飞行器在安装盘1上无阻尼转动；第一传动光轴4通过第一梅花联轴器5与动态扭矩传感器6相连；动态扭矩传感器6分别通过第二梅花联轴器9、第二传动光轴11、第三梅花联轴器12与欧姆龙编码器14连接；水平设置的第一支撑板3、第二支撑板7、第三支撑板10、第四支撑板13的两端按照空间顺序自上而下依次与垂直方向的支撑架8连接，支撑架8通过角码与水平放置地面的固定架15连接，整体结构为垂直地面向上；其中飞行器安装盘1、连接法兰2位于第一支撑板3的上方；第一传动光轴4、第一梅花联轴器5、动态扭矩传感器6位于第一支撑板3、第二支撑板7之间；第二梅花联轴器9位于第二支撑板7、第三支撑板10之间；第一梅花联轴器12位于第三支撑板10、第四支撑板13之间。
进一步，飞行器安装盘1上按照飞行器多轴测试需要设置相应安装孔，使用紧固件与管夹组合固定飞行器，并使用紧固件与连接法兰2硬连接。
进一步，第一梅花联轴器5、第二梅花联轴器9、第三梅花联轴器12分为两种尺寸，分别适应第一传动光轴4、动态扭矩传感器6、第二传动光轴11以及欧姆龙编码器14的不同轴径。
进一步，第一传动光轴4、第二传动光轴11均采用菱形光轴固定座限位，固定座与第一支撑板3、第二支撑板7、第三支撑板10、第四支撑板13使用紧固件硬连接。
进一步，动态扭矩传感器6安装在支撑板7上，欧姆龙编码器14安装在支撑板13上。
本发明的一种飞行器转动惯量测量平台测量数据的辨识方法，包括以下步骤：
步骤1，将被测飞行器固定在安装盘1上，对安装盘1与支撑架8间的过渡间隙检查修正，转动飞行器做多轴运动；
步骤2，动态扭矩传感器6显示步骤1中飞行器转动产生的转矩、功率与转速等信息，通过信号线传输至数据处理单元；
步骤3，欧姆龙编码器14将转动信息转换为脉冲信号，对脉冲信号的上升沿(下降沿)脉冲信号累加值计数，按比例计算后得到对应的转动角速度，通过跟踪微分器微分得到角加速度；
步骤4，采用卡尔曼滤波参数辨识方法，对步骤2、步骤3测得的转矩、角加速度建立状态方程，以数学模型描述飞行器转动惯量与转矩和转动角加速度之间的关系，求解辨识参数。
本发明还提出一种飞行器转动惯量测量数据的辨识方法，为基于卡尔曼滤波的参数辨识方法。对于被测噪声和随机干扰较大并伴随可变参数的飞行器系统来说，卡尔曼滤波器是一种最优随机状态估计器，具有较强抗干扰和平滑噪声能力，对系统状态和时变参数的估测具有较好的效果。卡尔曼滤波参数辨识算法以建立随机系统状态空间模型为基础，对系统状态向量、量测向量以及滤波增益进行最优估计和测量计算，得到对应的系统辨识状态方程，以数学模型描述出飞行器转动惯量与转矩和转动角加速度之间的关系。
本发明具有以下技术效果：
(1)针对飞行器种类多，不仅适用四旋翼、六旋翼等传统多旋翼飞行器，也可适用“一”字直线型多旋翼飞行器。
(2)除飞行器外，本发明平台可测量载重范围内的多种刚体的转动惯量，特点与普遍适用性突出。
(3)整体结构材料为铝型材，稳固可靠；安装盘为碳纤维板，自重轻量的同时可承受压力大，不易变形，便于飞行器安装测试。
(4)系统参数辨识方法可靠，尤其针对飞行器系统的复杂性和多样性，能够快速处理信息，建立相应数学模型。
附图说明
图1为飞行器转动惯量测量平台整体结构图；
图2为支撑板细节图；
图3为动态扭矩传感器细节图；
图4为卡尔曼滤波参数辨识流程图。
在图1中，1-飞行器安装盘；2-连接法兰；3-第一支撑板；4-第一传动光轴；5-第一梅花联轴器；6-动态扭矩传感器；7-第二支撑板；8-支撑架；9-第二梅花联轴器；10-第三支撑板；11-第二传动光轴；12-第三梅花联轴器；13-第四支撑板；14-欧姆龙编码器；15-固定架
具体实施方式
下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。
如图1所示的飞行器转动惯量测量平台整体结构图，它主要由以下几个部分组成：1-飞行器安装盘；2-连接法兰；3-第一支撑板；4-第一传动光轴；5-第一梅花联轴器；6-动态扭矩传感器；7-第二支撑板；8-支撑架；9-第二梅花联轴器；10-第三支撑板；11-第二传动光轴；12-第三梅花联轴器；13-第四支撑板；14-欧姆龙编码器；15-固定架。在整个结构中，飞行器安装盘1上有多个安装孔，除去飞行器多轴测试的固定孔外，预留其他被测物体固定孔，具有功能多用性；飞行器安装盘1通过连接法兰2与第一传动光轴4连接，第一梅花联轴器5连接第一传动光轴4和动态扭矩传感器6的上旋转轴；特别地，飞行器安装盘1与支撑架8间有间隙，不直接接触，以满足飞行器转动时不产生额外摩擦，避免硬件连接出现的误差；第一传动光轴4与第一梅花联轴器5将转动数据无损传输至动态扭矩传感器6，动态扭矩传感器6具有数字显示功能，直接显示飞行器当前转动产生的转矩、功率与转速等信息；动态扭矩传感器6下旋转轴通过第二梅花联轴器9、第二传动光轴11以及第三梅花联轴器12连接欧姆龙编码器14，飞行器转动数据反馈至欧姆龙编码器14的旋转轴；欧姆龙编码器14为增量式编码器，可将信息以脉冲形式输出，经过上拉后至单片机模块辨识处理。
如图2所示的第一支撑板3、第二支撑板7、第三支撑板10、第四支撑板13主要功能是连接支撑架8加固本发明的转动惯量测量平台，同时其上下表面安装菱形光轴固定座，对第一传动光轴4、第二传动光轴11限位加固；支撑架8为垂直地面的铝型材，通过角码连接固定架15，稳定平台，同时固定架15为长轴铝型材，表面可放置重物加固或通过骑马卡将本发明平台固定在水平地面。
如图3所示为动态扭矩传感器6的细节图，该传感器拥有数显功能，直接显示当前转矩、功率与转速等信息，通过自带航空插头可导出上述信息；具有上下两个旋转轴，可将转动数据无损传输到下端连接件。
欧姆龙编码器14的上端具有转动轴，多相位输出转动角度脉冲信号，通过判断A、B相超前滞后状况得到正反转信息，同时对脉冲信号的上升沿(下降沿)脉冲信号累加值计数，按比例计算后得到对应的转动角速度，通过跟踪微分器微分得到角加速度。具体如下：
设系统离散形式为：
式中，u为输入信号；r为可调输入范围；x1(k)、x2(k)为输出信号；h为积分步长。
对式(1)求“快速离散跟踪微分器”得：
式中，t为时间。其中设定，
u＝f(x1,x2,r,h)
d＝rh,d0＝dh
其中，y为参数变量，将函数f(·)中的变量h取成与步长h相互独立的新变量h0，得
式中r和h0为可调参数，v(t)为输入变量，对应欧姆龙编码器14输出处理后的转动角速度信息。
如图4所示为卡尔曼滤波参数辨识流程图，卡尔曼滤波参数辨识算法以建立随机系统状态空间模型为基础，对系统状态向量、量测向量以及滤波增益进行最优估计和测量计算，得到对应的系统辨识状态方程，以数学模型描述出飞行器转动惯量与转矩和转动角加速度之间的关系。具体如下：
构建随机系统状态空间模型：
Xk＝Φk/k-1Xk-1+Γk/k-1Wk-1 (4)
Zk＝HkXk+Vk (5)
式中，Xk为状态向量；Zk为量测向量；Φk/k-1为状态一步转移矩阵；Γk/k-1为系统噪声分配矩阵；Hk为量测矩阵。Wk-1、Vk分别是k-1时刻系统噪声向量和k时刻量测噪声向量，两者都是零均值的高斯白噪声向量序列(服从正态分布)，且互不相关，即满足
式中，Wk为k时刻系统噪声向量；E为期望；Qk为系统噪声协方差阵；Rk为量测噪声协方差阵；δkj表示狄拉克冲激函数，具体为：
式(6)要求Qk是非负定的且Rk是正定的，即Qk≥0且Rk＞0。
线性卡尔曼滤波算法的步骤如下：
(1)状态一步预测
(2)修正状态预测值
(3)计算滤波增益
(4)状态一步预测均方差阵
(5)修正预测状态均方误差阵
Pk＝(I-KkHk)Pk/k-1 (12)
式中，
为k-1时刻状态最优估计；
为最优一步预测；Kk为滤波增益；Pk为
的均方误差阵。
本发明飞行器与安装盘之间为机械固定连接，两者间的相对位移极小，在分析转动方程时可忽略，转动方程具体为：
式中，J为转动惯量；ωr为转动角速度；α为转动角加速度；M为转矩。
其中，M由动态扭矩传感器6读取数值，ωr由欧姆龙编码器14经上述具体实施方式处理后得到，通过跟踪微分器微分后得到α。
建立飞行器转动惯量测量平台的状态空间模型：
按照上述线性卡尔曼滤波算法步骤求解出最佳协方差估计值完成本发明参数辨识。
在本说明书的描述中，参考术语“一个实施例”、“一些实施例”、“示意性实施例”、“示例”、“具体示例”、或“一些示例”等的描述意指结合该实施例或示例描述的具体特征、结构、材料或者特点包含于本发明的至少一个实施例或示例中。在本说明书中，对上述术语的示意性表述不一定指的是相同的实施例或示例。而且，描述的具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
尽管已经示出和描述了本发明的实施例，本领域的普通技术人员可以理解：在不脱离本发明的原理和宗旨的情况下可以对这些实施例进行多种变化、修改、替换和变型，本发明的范围由权利要求及其等同物限定。
Claims (6)
1.一种飞行器转动惯量测量平台，其特征在于，包括飞行器安装盘(1)、连接法兰(2)、第一支撑板(3)、第一传动光轴(4)、第一梅花联轴器(5)、动态扭矩传感器(6)、第二支撑板(7)、支撑架(8)、第二梅花联轴器(9)、第三支撑板(10)、第二传动光轴(11)、第一梅花联轴器(12)、第四支撑板(13)、欧姆龙编码器(14)、固定架(15)；飞行器安装盘(1)通过连接法兰(2)与第一传动光轴(4)连接，与支撑架(8)中间有微小间隙，便于飞行器在安装盘(1)上无阻尼转动；第一传动光轴(4)通过第一梅花联轴器(5)与动态扭矩传感器(6)相连；动态扭矩传感器(6)分别通过第二梅花联轴器(9)、第二传动光轴(11)、第三梅花联轴器(12)与欧姆龙编码器(14)连接；水平设置的第一支撑板(3)、第二支撑板(7)、第三支撑板(10)、第四支撑板(13)的两端按照空间顺序自上而下依次与垂直方向的支撑架(8)连接，支撑架(8)通过角码与水平放置地面的固定架(15)连接，整体结构为垂直地面向上；其中飞行器安装盘(1)、连接法兰(2)位于第一支撑板(3)的上方；第一传动光轴(4)、第一梅花联轴器(5)、动态扭矩传感器(6)位于第一支撑板(3)、第二支撑板(7)之间；第二梅花联轴器(9)位于第二支撑板(7)、第三支撑板(10)之间；第一梅花联轴器(12)位于第三支撑板(10)、第四支撑板(13)之间。
2.根据权利要求1所述的一种飞行器转动惯量测量平台，其特征在于，飞行器安装盘(1)上按照飞行器多轴测试需要设置相应安装孔，使用紧固件与管夹组合固定飞行器，并使用紧固件与连接法兰(2)硬连接。
3.根据权利要求1所述的一种飞行器转动惯量测量平台，其特征在于，第一梅花联轴器(5)、第二梅花联轴器(9)、第三梅花联轴器(12)分为两种尺寸，分别适应第一传动光轴(4)、动态扭矩传感器(6)、第二传动光轴(11)以及欧姆龙编码器(14)的不同轴径。
4.根据权利要求1所述的一种飞行器转动惯量测量平台，其特征在于，第一传动光轴(4)、第二传动光轴(11)均采用菱形光轴固定座限位，固定座与第一支撑板(3)、第二支撑板(7)、第三支撑板(10)、第四支撑板(13)使用紧固件硬连接。
5.根据权利要求1所述的一种飞行器转动惯量测量平台，其特征在于，动态扭矩传感器(6)安装在支撑板(7)上，欧姆龙编码器(14)安装在支撑板(13)上。
6.一种飞行器转动惯量测量平台测量数据的辨识方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤1，将被测飞行器固定在安装盘(1)上，对安装盘(1)与支撑架(8)间的过渡间隙检查修正，转动飞行器做多轴运动；
步骤2，动态扭矩传感器(6)显示步骤1中飞行器转动产生的转矩、功率与转速等信息，通过信号线传输至数据处理单元；
步骤3，欧姆龙编码器(14)将转动信息转换为脉冲信号，对脉冲信号的上升沿(下降沿)脉冲信号累加值计数，按比例计算后得到对应的转动角速度，通过跟踪微分器微分得到角加速度；
步骤4，采用卡尔曼滤波参数辨识方法，对步骤2、步骤3测得的转矩、角加速度建立状态方程，以数学模型描述飞行器转动惯量与转矩和转动角加速度之间的关系，求解辨识参数。
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