CN116461714B - 一种基于动捕系统的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种基于动捕系统的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法，属于扑翼飞行实验技术领域。所述方法包括：根据动捕系统场地大小确定摄像机排布，结合空间特征建立地面坐标系；根据飞行参数计算要求，并平衡标记点重量和系统捕捉率，确定标记点排布和类型；将机体看作质点，根据地面坐标系主轴方向定义机体坐标系，利用机身标记点坐标对机体坐标系主轴进行解算，确定质心坐标；利用机体坐标系主轴确定飞行姿态角，利用标记点空间坐标确定前后翅膀扑动角度，利用质心坐标确定瞬时升推力、升推力系数和攻角。采用本发明，能够提供真实的飞行参数以及气动力数据结果，助力仿生扑翼飞行器飞行机理的研究，并为扑翼飞行器的性能优化提供帮助。
Description
技术领域
本发明涉及扑翼飞行实验技术领域，特别是指一种基于动捕系统的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法。
背景技术
仿蝴蝶扑翼飞行器是指通过模仿蝴蝶的生理结构和运动特征，采用扑翼方式产生升推力的一类新型无人机，具有低能耗、高机动性、高隐蔽性等优势。因此，仿蝴蝶扑翼飞行器可在执行狭小空间侦察、近距离监测等任务上发挥重要作用，这种独特的优势决定了其发展的必要性，然而蝴蝶高效高机动的飞行特性源于其复杂的非定常气动增强机制，这给仿蝴蝶扑翼飞行器的飞行机理研究带来了巨大挑战。目前对仿蝴蝶扑翼飞行器的飞行机理研究多采用CFD仿真或基于地面固定的力传感器测试方法进行，这些方法虽然对实验场地和设备要求低，但其得到的气动力数据(主要包括：升推力以及升推力系数)缺乏真实性，与实际的飞行模式存在较大差异。
近年来，随着计算机技术的迅速发展，动捕系统在影视、动画以及虚拟现实产业中得到了广泛的应用。动捕系统通过多个红外摄像头对指定区域内的反射标记点进行识别，得到高精度的实时三维空间位置信息，得益于其对空间内捕捉对象的无干扰间接测量方式，越来越多的科研人员将其应用于生物以及微型无人机的运动学研究。目前，利用动捕系统对微型无人机的飞行特性研究往往依靠系统配套的数据处理软件进行刚体构建和姿态角解算，这对于旋翼式无人机而言可以取得较为理想的结果，但仿蝴蝶扑翼飞行器飞行时的翅膀扑动极易造成机身标记点的遮挡，这使得在最少的机身标记点数量下，系统输出的刚体位姿信息经常产生明显的数据不连续，信号噪声大以及错误的数据跳变等问题，而增加额外的机身标记点不仅会增加机体负载，甚至影响飞行性能。同时，系统输出的刚体姿态角受初始姿态约束且默认以形心作为质心坐标，虽然可以通过参数设置进行调整，但这一过程需要复杂的实际测量以及起飞前准备，这不仅对机身上的标记点排布位置产生了较大的约束且时间代价极大，因此，设计一种新型的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法具有重要意义。
发明内容
本发明实施例提供了基于动捕系统的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法，能够提供真实的飞行参数以及气动力数据结果，同时提高数据的连续性、准确性，形成系统性的实验框架，助力仿生扑翼飞行器飞行机理的研究，并为扑翼飞行器的性能优化提供帮助。所述技术方案如下：
一方面，提供了一种基于动捕系统的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法，该方法应用于电子设备，该方法包括：
根据动捕系统场地大小确定摄像机排布，结合空间特征建立地面坐标系；
根据飞行参数计算要求，并平衡标记点重量和系统捕捉率，确定标记点排布和类型；其中，所述标记点包括：翅膀标记点和机身标记点，所述飞行参数包括：姿态角、翅膀扑动角度、升推力、升推力系数和攻角；
将机体看作质点，根据地面坐标系主轴方向定义机体坐标系，利用机身标记点坐标对机体坐标系主轴进行解算，确定质心坐标；
利用机体坐标系主轴确定飞行姿态角，利用标记点空间坐标确定前后翅膀扑动角度，利用质心坐标确定瞬时升推力、升推力系数和攻角。
进一步地，所述根据动捕系统场地大小确定摄像机排布，结合空间特征建立地面坐标系包括：
根据摄像机捕捉距离和动捕系统场地大小确定采用沿长方形空间四边均匀分布的排布方式，具体的：在空间4个顶点安置4台摄像机后，根据空间的长宽大小，在空间4边上均匀排布多台摄像机，所有摄像机均安置在空间的上表面边缘，调整每台摄像机的镜头角度使所有摄像机的总视场包含整个场地空间；
结合空间特征建立地面坐标系OXYZ；其中，XOZ位于地平面上，坐标系原点O位于场地地平面中心，X轴水平向右，与场地长边平行，Y轴垂直地平面向上，Z轴纵向，与场地宽边平行，且与X轴、Y轴共同构成右手直角坐标系。
进一步地，所述根据飞行参数计算要求，并平衡标记点重量和系统捕捉率，确定标记点排布和类型包括：
根据飞行参数计算要求，在仿蝴蝶扑翼飞行器4个翅膀上各放置1个标记点以计算翅膀扑角，在机身上放置3个标记点实现对机体坐标系以及姿态角的计算，并综合考虑标记点重量对飞行状态的影响以及系统捕捉率确定标记点类型；其中，
将翅膀上放置的4个标记点分别记为左前翅标记点WLF，右前翅标记点WRF，左后翅标记点WLH，以及右后翅标记点WRH，所有翅膀标记点均放置在各翅翼的翼尖处，且所有翅膀标记点均采用荧光反射贴，所有翅膀标记点均在翅膀正反面相应位置重叠贴合；
机身上的3个标记点分别为位于翅根处的标记点A，位于机体背部的标记点B，以及位于机头处的标记点C，3个标记点均采用球形荧光反射材料且均位于机体的对称面内，3个标记点间隔距离大于3倍自身直径。
进一步地，所述将机体看作质点，根据地面坐标系主轴方向定义机体坐标系包括：
定义机体坐标系，设机体坐标系为ObXbYbZb，其三轴方向定义为：在仿蝴蝶扑翼飞行器起飞前的初始姿态下，机体坐标系与地面坐标系三轴分别平行；其中，坐标系原点Ob位于质心，Xb轴垂直于机体对称平面指右；Yb轴在机体对称平面内，与Xb轴垂直并指向机体上方，Zb位于机体对称平面内并与Xb、Yb构成右手直角坐标系。
进一步地，所述利用机身标记点坐标对机体坐标系主轴进行解算，确定质心坐标包括：
步骤A1，根据A、B、C三个机身标记点，解算机体坐标系三轴矢量；其中，A、B、C分别为位于翅根处的标记点、机体背部的标记点以及机头处的标记点；
Xb轴向量由给出，和都表示向量；
机体纵轴矢量与向量的夹角，记为β，设Zb轴向量模长为1，则Zb轴向量由如下方程组得出：
其中，Fagl_decision<0为角度判定不等式，用于对Zb轴解算结果加以约束；
Yb轴向量由计算得到；
步骤A2，根据解算得到的机体坐标系三轴矢量，采用悬挂法确定质心位置；其中，质心M与ABC四点共面，测量∠ABM大小以及向量模长a，则向量由如下方程组确定：
其中，Gagl_decision<0为角度判定不等式，用于约束计算结果；
步骤A3，根据质心与机身标记点的位置关系对质心坐标进行实时计算，得到质心M在地面坐标系下的坐标为
进一步地，所述姿态角包括：俯仰角θ、偏航角和滚转角γ；
所述利用机体坐标系主轴确定飞行姿态角包括：
定义俯仰角θ范围在[-90°,90°]，以机体抬头为正，偏航角范围在(-180°,180°]，以机头左偏航为正，滚转角γ范围在(-180°,180°]，以机体向左滚转为正；
设Zb轴向量则俯仰角θ由如下公式确定：
设在地平面上的投影为则由如下公式计算偏航角
设Yb轴向量过Zb轴的铅垂面法向量为得到滚转角γ：
进一步地，利用标记点空间坐标确定左前翅的扑动角度包括：
设ωLF为左前翅的扑动角度，其定义为翅膀向量在XbObYb平面内的投影与XbObZb平面的夹角，以XbObZb平面为翅膀扑动0°面，上扑为正，下扑为负；
设左前翅向量在XbObYb平面内的投影为得到：
其中，为左前翅向量，由翅根处的标记点A和左前翅标记点WLF决定。
进一步地，所述利用质心坐标确定瞬时升推力包括：
假设任何时刻下左右翅的升推力大小始终相等，且左右翅的升力方向始终与机体坐标系Yb轴同向，推力方向始终与机体坐标系Zb轴反向；
设质心M在地面坐标系OXYZ下三轴加速度为aM＝[aMx aMy aMz]T，其在机体坐标系下对应的三轴加速度为aMb＝[aMbx aMby aMbz]T，构建旋转变换阵R，使得aMb＝RaM＝Rz×Ry×Rx×aM，其中，Rx、Ry、Rz分别为绕地面坐标系X、Y、Z轴旋转θ、γ的旋转矩阵，Rx、Ry、Rz由下式给出：
其中，θ、γ分别为俯仰角、偏航角和滚转角；
设t时刻质心M在地面坐标系下的位置坐标为LM,t＝[xM,t yM,t zM,t]T，三轴速度矢量为vM,t＝[vMx,t vMy,t vMz,t]T，三轴加速度为aM,t＝[aMx,t aMy,t aMz,t]T，运动捕捉系统的采样频率为f，则vM,t与aM,t由向前差分表示为：
vM,t＝(LM,t+1-LM,t)f
aM,t＝(vM,t+1-vM,t)f
设t时刻质心M在机体坐标系ObXbYbZb下的三轴加速度为aMb,t＝[aMbx,t aMby,t aMbz,t]T，旋转变换阵为Rt，则aMb,t＝RtaM,t，令机体总质量为m，重力加速度为g，则机体所受重力在地面坐标系下表示为G＝[0 -mg 0]T，t时刻其在机体坐标系下的三轴力为Gb,t＝[Gbx,t Gby,tGbz,t]T＝RtG；
根据如下方程组计算t时刻机体单翅升推力FL,t、FT,t以及总升推力FLS,t、FTS,t：
其中，FL,t、FT,t、FLS,t、FTS,t分别表示单翅升力、单翅推力、总升力和总推力。
进一步地，升推力系数表示为：
其中，CL,t为t时刻单翅升力系数，CT,t为t时刻单翅推力系数，ρ为空气密度，S为单翅翼面积，Vt为t时刻机体相对于空气的运动速度，Vt＝||vM,t||2。
进一步地，t时刻攻角αt的大小等于t时刻机体速度矢量vM,t在机体纵向对称面即YbObZb面内的投影vM_yoz,t与指向机头方向的机体纵轴矢量之间的夹角，当vM_yoz,t沿机体竖轴的分量为负时，攻角为正；
令t时刻机体三轴速度矢量vM,t在机体坐标系下的坐标为vMb,t＝[vMbx,t vMby,tvMbz,t]T，则vMb,t＝RtvM,t，vM_yoz,t＝[0 vMby,t vMbz,t]T，攻角表示为：
本发明实施例提供的技术方案带来的有益效果至少包括：
(1)本发明实施例描述的标记点排布方案以较小的额外负荷为包括姿态角、机体质心坐标、各翅翼扑动角度、升推力及其系数以及攻角在内的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数计算提供了标记参考，平衡了标记点重量与系统捕捉率的同时极大降低了对飞行姿态的干扰，提供了一种多功能、高连续、低负荷、低约束的标记点排布方案；
(2)本发明实施例所述的飞行参数确定方法包括姿态角计算方法，利用机身标记点排布方案，实时解算机体坐标系主轴，根据得到的机体坐标系主轴确定姿态角；在相同的机身标记点数量下，相比于动捕系统输出的刚体姿态角数据，该姿态角计算方法具有低错误率、高准确度以及数据可操作性高的优点；
(3)本发明实施例实现了机体质心坐标计算功能，相比于采用动捕系统输出刚体质心坐标的方法，极大地提高了机身标记点排布的自由度，免除了复杂的参数设置及准备过程，减少了时间代价，具有步骤简、精度高、约束低的优点；
(4)本发明实施例所述的飞行参数确定方法具有升推力及升推力系数计算功能，相比于目前广泛采用的CFD仿真以及地面固定测试方法，将考虑仿蝴蝶扑翼飞行器实际的飞行情况作为参数计算的前提条件，把飞行姿态综合到升推力计算过程中，使数据具有更高的真实性和可参考意义。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1为本发明实施例提供的基于动捕系统的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法的流程示意图；
图2为本发明实施例提供的动捕系统场地配置示意图；
图3为本发明实施例提供的标记点排布示意图；
图4为本发明实施例提供的机体坐标系示意图；
图5为本发明实施例提供的机身标记点示意图；
图6为本发明实施例提供的机体质心运动示意图；
图7为本发明实施例提供的三轴姿态角示意图；
图8为本发明实施例提供的前翅扑角示意图；
图9为本发明实施例提供的后翅扑角示意图；
图10为本发明实施例提供的攻角及升推力示意图；
图11为本发明实施例提供的攻角及升推力系数示意图；
图12是本发明实施例提供的一种电子设备的结构示意图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明实施方式作进一步地详细描述。
如图1所示，本发明实施例提供了一种基于动捕系统的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法，该方法可以由电子设备实现，该电子设备可以是终端或服务器，该方法包括：
S101，场地配置：根据动捕系统场地大小确定摄像机排布，结合空间特征建立地面坐标系；
本实施例中，为正确使用动捕系统来确定飞行参数，首先需要进行动捕系统场地的准备工作，即场地配置，场地配置具体可以包括以下步骤：
首先，根据摄像机捕捉距离和动捕系统场地大小确定采用沿长方形空间四边均匀分布的排布方式，具体的：在空间4个顶点安置4台摄像机后，根据空间的长宽大小，在空间4边上均匀排布多台摄像机，所有摄像机均安置在空间的上表面边缘，采用铝合金支架与空间墙体固定，综合调整每台摄像机的镜头角度使所有摄像机的总视场包含整个场地空间，使其具有全空间捕捉能力；
本实施例中，动捕系统的场地为7.2m×12m的长方形空间，为使单个摄像机的最大捕捉距离可基本覆盖整个场地，在此选用Optitrack Prime 17W摄像机，其分辨率为1664×1088，帧速高达360FPS，被动捕捉距离达15m，满足使用需求。考虑到多个摄像机的联合捕捉效果，同时减小安装复杂度，决定采用沿长方形空间四边均匀分布的排布方式，首先在空间4个顶点安置4台摄像机，其余摄像机以相邻3m左右的间隔在空间4边上均匀排布。最终采用的摄像机排布方式如图2所示，共安置14台摄像机，其中，长边3台，宽边6台，所有摄像机均安置在空间的上表面边缘，采用铝合金支架与空间墙体固定。之后将所有摄像机连接到POE+交换机，并与主机相连，构建动捕系统的数据传输网络以及供电链路。为保证每台摄像机的充分利用，需配合主机上的Motive软件对所有摄像机的镜头角度进行综合调整，使所有摄像机的总视场包含整个场地空间，具有全空间捕捉能力。
之后，需对搭建好的动捕系统进行标定，并结合空间特征建立地面坐标系OXYZ，最终确定的地面坐标系OXYZ，如图2所示；其中，XOZ位于地平面上，坐标系原点O位于场地地平面中心，X轴水平向右，与场地长边平行，Y轴垂直地平面向上，Z轴纵向，与场地宽边平行，且与X轴、Y轴共同构成右手直角坐标系。
S102，标记点排布：根据飞行参数计算要求，并平衡标记点重量和系统捕捉率，确定标记点排布和类型；其中，所述标记点包括：翅膀标记点和机身标记点，所述飞行参数包括：姿态角、翅膀扑动角度(扑动角度简称：扑角)、升推力、升推力系数和攻角；具体可以包括以下步骤：
根据飞行参数计算要求，在仿蝴蝶扑翼飞行器4个翅膀上各放置1个标记点以计算翅膀扑角，在机身上放置3个标记点实现对机体坐标系以及姿态角的计算，并综合考虑标记点重量对飞行状态的影响以及系统捕捉率确定标记点类型，所采用的翅膀标记点类型如表1所示；其中，
将翅膀上放置的4个标记点分别记为左前翅标记点WLF，右前翅标记点WRF，左后翅标记点WLH，以及右后翅标记点WRH，所有翅膀标记点均放置在各翅翼的翼尖处以提高动捕系统的捕捉率并将翅膀扑动形变对角度计算的影响考虑在内，同时，所有翅膀标记点均采用荧光反射贴以减少标记点对翅膀运动的影响，所有翅膀标记点均在翅膀正反面相应位置重叠贴合，以防止翅膀扑动导致的丢点问题；
机身上的3个标记点分别为位于翅根处的标记点A，位于机体背部的标记点B，以及位于机头处的标记点C，3个标记点均位于机体的对称面内，且间隔距离大于3倍自身直径以防止标记点识别错误，同时，3个标记点均采用球形荧光反射材料以提高系统捕捉率。
表1标记点类型
| 标记 | 类型 | 标记 | 类型 |
| WLF | 直径2cm圆形贴纸 | A | 直径1cm半球 |
| WRF | 直径2cm圆形贴纸 | B | 直径1cm半球 |
| WLH | 直径2cm圆形贴纸 | C | 直径1.5cm整球 |
| WRH | 直径2cm圆形贴纸 |
本实施例中，结合自主设计的仿蝴蝶扑翼飞行器的机体特征，采用如图3所示的标记点排布方案。
S103，机体坐标系构建：将机体(即：仿蝴蝶扑翼飞行器)看作质点，根据地面坐标系主轴方向定义机体坐标系，利用机身标记点坐标对机体坐标系主轴进行解算，确定质心坐标；
本实施例中，定义机体坐标系，设机体坐标系为ObXbYbZb，其三轴方向定义为：在仿蝴蝶扑翼飞行器起飞前的初始姿态下，机体坐标系与地面坐标系三轴分别平行；其中，坐标系原点Ob位于机体质心，Xb轴垂直于机体对称平面指右；Yb轴在机体对称平面内，与Xb轴垂直并指向机体上方，Zb位于机体对称平面内并与Xb、Yb构成右手直角坐标系。
本实施例中，仿蝴蝶扑翼飞行器的初始方向为机头与地面坐标系的Z轴方向反向且机体水平，由此可定义如图4所示的机体坐标系。
本实施例中，利用机身标记点坐标对机体坐标系主轴进行解算，确定质心坐标，具体可以包括以下步骤：
步骤A1，根据A、B、C三个机身标记点，解算机体坐标系三轴矢量；在机体坐标系的解算过程中，需要用到A、B、C三个机身标记点，为更直观地描述其相对位置，给出如图5所示的机身标记点侧视图，其中-Zb为机体坐标系Zb轴的负方向，其中，
Xb轴向量由给出，和都表示向量；
机体纵轴矢量与向量的夹角，记为β，测量得β为10°，∠ABC为25°，设Zb轴向量模长为1，则Zb轴向量由如下方程组得出：
其中，Fagl_decision<0为角度判定不等式，用于对Zb轴解算结果加以约束，本实施例中具体使用的角度判定不等式Fagl_decision<0可以表示为：
Yb轴向量由计算得到；
步骤A2，根据解算得到的机体坐标系三轴矢量，采用悬挂法确定质心位置；其中，认为质心M与ABC四点共面，测量∠ABM、∠CBM大小以及向量模长a，则向量由如下方程组确定：
其中，Gagl_decision<0为角度判定不等式，用于约束计算结果，本实施例中具体使用的角度判定不等式Gagl_decision<0可以表示为：
本实施例中，测量得∠ABM为42°，∠CBM为18°模长a为0.039m。
步骤A3，根据质心与机身标记点的位置关系对质心坐标进行实时计算，得到质心M在地面坐标系下的坐标为
本实施例中，采用的飞行实验方法为操作仿蝴蝶扑翼飞行器做直线飞行，整个飞行过程包括两个连续的阶段，第一阶段为缓慢上升阶段，第二阶段为缓慢下降阶段，并保证在每个阶段内至少有两个完整的机体波动周期以便于观察其飞行特性。使用上述配置好的动捕系统对机体标记点进行捕捉，得到各标记点在地面坐标系下的三维坐标，利用三次多项式插值补充丢失的数据点，并将数据保存至CSV文件，之后基于本发明所述的飞行参数确定方法使用MATLAB软件进行数据处理得到飞行参数结果。
图6给出了本实施例的一次飞行实验中机体质心的运动示意图，曲线为质心运动轨迹，带方框箭头的线段为机体瞬时速度矢量，用于表征当前时刻的飞行速度方向。整个飞行过程大约持续了6个机体波动周期，分为爬升和下降两个阶段，可以在图中明显观察到仿蝴蝶扑翼飞行器的高度变化。
S104，飞行参数确定：利用机体坐标系主轴确定飞行姿态角，利用标记点空间坐标确定前后翅膀扑动角度，利用质心坐标确定瞬时升推力、升推力系数和攻角。
本实施例中，所述姿态角包括：俯仰角θ、偏航角和滚转角γ；
所述利用机体坐标系主轴确定飞行姿态角包括：
定义俯仰角θ范围在[-90°,90°]，以机体抬头为正，偏航角范围在(-180°,180°]，以机头左偏航为正，滚转角γ范围在(-180°,180°]，以机体向左滚转为正；
设Zb轴向量则俯仰角θ由如下公式确定：
设在地平面上的投影为则由如下公式计算偏航角
设Yb轴向量过Zb轴的铅垂面法向量为得到滚转角γ：
图7给出了本实施例中机体三轴姿态角的示意图。可见，俯仰角变化近似为正弦波动，在爬升阶段俯仰角均值约为40°，机身明显抬头；在下降阶段俯仰角均值约为0°，说明机身基本水平，这与实际飞行轨迹相对应。观察偏航角曲线可知，在爬升阶段机体轻微向右偏航，在下降阶段基本为直线飞行，偏航角变化基本为周期性波动，与俯仰角变化基本反相。滚转角变化无明显规律，但基本维持在±10°以内波动，因此对实际飞行姿态的影响不明显。
本实施例中，利用标记点空间坐标确定前后翅膀扑动角度包括：
设ωLF、ωRF、ωLH、ωRH分别为左前翅、右前翅、左后翅以及右后翅的扑动角度，其定义为翅膀向量在XbObZb平面内的投影与XbObZb平面的夹角，以XbObZb平面为翅膀扑动0°面，上扑为正，下扑为负；
设左前翅向量在XbObZb平面内的投影为得到：
进一步
其中，为左前翅向量；
之后采用相同方法依次计算其余3个翅膀扑角。
图8和图9分别给出了本实施例中前翅和后翅扑角的示意图；其中，前翅的扑角变化为正弦波动，最大扑角为±40°左右，与图7所示的俯仰角变化基本反相，且左右基本对称。后翅的扑角变化与前翅基本相同，但与前翅存在约0.05s的时间滞后，这主要是由于前后翅的柔性差异所导致的。
本实施例中，所述利用质心坐标确定瞬时升推力包括：
假设任何时刻下左右翅的升推力大小始终相等，且左右翅的升力方向始终与机体坐标系Yb轴同向，推力方向始终与机体坐标系Zb轴反向；
设质心M在地面坐标系OXYZ下三轴加速度为aM＝[aMx aMy aMz]T，其在机体坐标系下对应的三轴加速度为aMb＝[aMbx aMby aMbz]T，构建旋转变换阵R，使得aMb＝RaM＝Rz×Ry×Rx×aM，其中，Rx、Ry、Rz分别为绕地面坐标系X、Y、Z轴旋转θ、γ的旋转矩阵，Rx、Ry、Rz由下式给出：
其中，θ、γ分别为俯仰角、偏航角和滚转角；
设t时刻质心M在地面坐标系下的位置坐标为LM,t＝[xM,t yM,t zM,t]T，三轴速度矢量为vM,t＝[vMx,t vMy,t vMz,t]T，三轴加速度为aM,t＝[aMx,t aMy,t aMz,t]T，运动捕捉系统的采样频率为f，在本实施例中采样频率取240Hz，则vM,t与aM,t由向前差分表示为：
vM,t＝(LM,t+1-LM,t)f
aM,t＝(vM,t+1-vM,t)f
设t时刻质心M在机体坐标系ObXbYbZb下的三轴加速度为aMb,t＝[aMbx,t aMby,t aMbz,t]T，旋转变换阵为Rt，则aMb,t＝RtaM,t，令机体总质量为m，m＝0.0596kg，重力加速度为g，g＝9.8m/s2，则机体所受重力在地面坐标系下表示为G＝[0 -mg 0]T，t时刻其在机体坐标系下的三轴力为Gb,t＝[Gbx,t Gby,t Gbz,t]T＝RtG；
根据如下方程组计算t时刻机体单翅升推力FL,t、FT,t以及总升推力FLS,t、FTS,t：
其中，FL,t、FT,t、FLS,t、FTS,t分别表示单翅升力、单翅推力、总升力和总推力。
本实施例中，升推力系数表示为：
其中，CL,t为t时刻单翅升力系数；CT,t为t时刻单翅推力系数；ρ为空气密度，取1.29kg/m3；S为单翅翼面积，取0.070414m2；Vt为t时刻机体相对于空气的运动速度，Vt＝||vM,t||2。
本实施例中，根据质心坐标通过旋转矩阵变换结合运动学方程计算瞬时升推力和升推力系数。
本实施例中，最后计算仿蝴蝶扑翼飞行器的瞬时攻角：设t时刻攻角为αt，其大小等于t时刻机体速度矢量vM,t在机体纵向对称面即YbObZb面内的投影vM_yoz,t与指向机头方向的机体纵轴矢量之间的夹角，当vM_yoz,t沿机体竖轴的分量为负时，攻角为正；
令t时刻机体三轴速度矢量vM,t在机体坐标系下的坐标为vMb,t＝[vMbx,t vMby,tvMbz,t]T，则vMb,t＝RtvM,t，vM_yoz,t＝[0 vMby,t vMbz,t]T，攻角表示为：
图10和图11分别给出了本实施例中升推力和升推力系数随攻角变化的示意图。由图可知，攻角呈现出明显的周期性波动，波动范围在0°到40°之间，且与升力存在显著相关性，与升力变化基本反相。结合图8的前翅扑角曲线，升力的波峰和波谷分别出现在前翅下冲程和上冲程的起始阶段，与扑角同频。与升力相比，推力曲线无明显的波动规律。升推力系数的变化规律与升推力基本一致，但其波动幅值逐渐减小，这与飞行速度的变化有关。
以上对图6-图11的结果分析验证了本实施例所述的基于动捕系统的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法的可行性和可实施性，实现了包括质心坐标、姿态角、翅膀扑动角度、升推力及其系数以及攻角在内的多种飞行参数的计算功能，其数据结果具有很高的真实性，形成了完整的实验框架，体现了其所具有的高实用价值。
为进一步验证本发明实施例所述方法的精确性，以姿态角计算结果为参考，采用对比实验进行验证。使用本实施例中所述的仿蝴蝶扑翼飞行器，在飞行器机身上外接姿态传感器YIS100，与机载控制板相连，并通过ZigBee模块对所测得的姿态信息进行实时回传，以此作为姿态角的真实值。安装好翅膀标记点和机身标记点后，使用动捕系统软件构建机身刚体，并对刚体信息进行调整，之后采用上述飞行实验方法，得到各标记点的空间坐标数据，分别记录系统输出以及采用本发明实施例所述方法计算得到的姿态角结果，计算均方根误差RMSE，相关结果如表2所示。可见，本发明所述的飞行参数确定方法其姿态角计算的均方根误差均在1°以内，明显小于动捕系统直接输出的姿态角误差，验证了本发明实施例所述方法的高精确度特性。
表2系统输出与本发明实施例所述方法的姿态角计算结果误差
| 使用方法 | 俯仰角RMSE(°) | 偏航角RMSE(°) | 滚转角RMSE(°) |
| 系统输出 | 3.018 | 4.901 | 4.255 |
| 本发明计算方法 | 0.667 | 0.852 | 0.793 |
综上，本发明实施例所述的飞行参数确定方法至少具有以下技术效果：
(1)本发明实施例描述的标记点排布方案以较小的额外负荷为包括姿态角、机体质心坐标、各翅翼扑动角度、升推力及其系数以及攻角在内的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数计算提供了标记参考，平衡了标记点重量与系统捕捉率的同时极大降低了对飞行姿态的干扰，提供了一种多功能、高连续、低负荷、低约束的标记点排布方案；
(2)本发明实施例所述的飞行参数确定方法包括姿态角计算方法，利用机身标记点排布方案，实时解算机体坐标系主轴，根据得到的机体坐标系主轴确定姿态角；在相同的机身标记点数量下，相比于动捕系统输出的刚体姿态角数据，该姿态角计算方法具有低错误率、高准确度以及数据可操作性高的优点；
(3)本发明实施例所述的飞行参数确定方法实现了机体质心坐标计算功能，相比于采用动捕系统输出刚体质心坐标的方法，极大地提高了机身标记点排布的自由度，免除了复杂的参数设置及准备过程，减少了时间代价，具有步骤简、精度高、约束低的优点；
(4)本发明实施例所述的飞行参数确定方法具有升推力及升推力系数计算功能，相比于目前广泛采用的CFD仿真以及地面固定测试方法，将考虑仿蝴蝶扑翼飞行器实际的飞行情况作为参数计算的前提条件，把飞行姿态综合到升推力计算过程中，使数据具有更高的真实性和可参考意义；
(5)本发明实施例所述的飞行参数确定方法以仿蝴蝶扑翼飞行器为平台，但其所涉及的所有飞行参数均适用于所有的仿生扑翼飞行器的飞行状态表征，因此本发明所述的飞行参数确定方法可以扩展到所有的仿生扑翼飞行器的飞行参数计算，具有很强的扩展性和适用性；
(6)本发明实施例所述的飞行参数确定方法包括场地配置、标记点排布、机体坐标系构建以及飞行参数计算4大步骤，具有数据连续、精确度高、真实性强等特点，形成了完整的数据处理体系，为实现扑翼飞行器的飞行参数计算提供了系统性的解决方案和实验框架，极大节约了后续飞行实验的时间成本，减少了重复性劳动；这些创新性的成果不仅为仿生扑翼飞行器的飞行机理研究提供了新的方法，同时也为扑翼飞行器的优化改进提供了有效、真实的数据支撑。
图12是本发明实施例提供的一种电子设备600的结构示意图，该电子设备600可因配置或性能不同而产生比较大的差异，可以包括一个或一个以上处理器(centralprocessing units，CPU)601和一个或一个以上的存储器602，其中，所述存储器602中存储有至少一条指令，所述至少一条指令由所述处理器601加载并执行以实现上述基于动捕系统的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法。
以上所述仅为本发明的较佳实施例，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (8)
1.一种基于动捕系统的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法，其特征在于，包括：
根据动捕系统场地大小确定摄像机排布，结合空间特征建立地面坐标系；
根据飞行参数计算要求，并平衡标记点重量和系统捕捉率，确定标记点排布和类型；其中，所述标记点包括：翅膀标记点和机身标记点，所述飞行参数包括：姿态角、翅膀扑动角度、升推力、升推力系数和攻角；
将机体看作质点，根据地面坐标系主轴方向定义机体坐标系，利用机身标记点坐标对机体坐标系主轴进行解算，确定质心坐标；
利用机体坐标系主轴确定飞行姿态角，利用标记点空间坐标确定前后翅膀扑动角度，利用质心坐标确定瞬时升推力、升推力系数和攻角；
其中，所述将机体看作质点，根据地面坐标系主轴方向定义机体坐标系包括：
定义机体坐标系，设机体坐标系为ObXbYbZb，其三轴方向定义为：在仿蝴蝶扑翼飞行器起飞前的初始姿态下，机体坐标系与地面坐标系三轴分别平行；其中，坐标系原点Ob位于质心，Xb轴垂直于机体对称平面指右；Yb轴在机体对称平面内，与Xb轴垂直并指向机体上方，Zb位于机体对称平面内并与Xb、Yb构成右手直角坐标系；
其中，所述利用机身标记点坐标对机体坐标系主轴进行解算，确定质心坐标包括：
步骤A1，根据A、B、C三个机身标记点，解算机体坐标系三轴矢量；其中，A、B、C分别为位于翅根处的标记点、机体背部的标记点以及机头处的标记点；
Xb轴向量由给出，和都表示向量；
机体纵轴矢量与向量的夹角，记为β，设Zb轴向量模长为1，则Zb轴向量由如下方程组得出：
其中，Fagl_decision<0为角度判定不等式，用于对Zb轴解算结果加以约束；
Yb轴向量由计算得到；
步骤A2，根据解算得到的机体坐标系三轴矢量，采用悬挂法确定质心位置；其中，质心M与ABC四点共面，测量∠ABM大小以及向量模长a，则向量由如下方程组确定：
其中，Gagl_decision<0为角度判定不等式，用于约束计算结果；
步骤A3，根据质心与机身标记点的位置关系对质心坐标进行实时计算，得到质心M在地面坐标系下的坐标为
2.根据权利要求1所述的基于动捕系统的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法，其特征在于，所述根据动捕系统场地大小确定摄像机排布，结合空间特征建立地面坐标系包括：
根据摄像机捕捉距离和动捕系统场地大小确定采用沿长方形空间四边均匀分布的排布方式，具体的：在空间4个顶点安置4台摄像机后，根据空间的长宽大小，在空间4边上均匀排布多台摄像机，所有摄像机均安置在空间的上表面边缘，调整每台摄像机的镜头角度使所有摄像机的总视场包含整个场地空间；
结合空间特征建立地面坐标系OXYZ；其中，XOZ位于地平面上，坐标系原点O位于场地地平面中心，X轴水平向右，与场地长边平行，Y轴垂直地平面向上，Z轴纵向，与场地宽边平行，且与X轴、Y轴共同构成右手直角坐标系。
3.根据权利要求1所述的基于动捕系统的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法，其特征在于，所述根据飞行参数计算要求，并平衡标记点重量和系统捕捉率，确定标记点排布和类型包括：
根据飞行参数计算要求，在仿蝴蝶扑翼飞行器4个翅膀上各放置1个标记点以计算翅膀扑角，在机身上放置3个标记点实现对机体坐标系以及姿态角的计算，并综合考虑标记点重量对飞行状态的影响以及系统捕捉率确定标记点类型；其中，
将翅膀上放置的4个标记点分别记为左前翅标记点WLF，右前翅标记点WRF，左后翅标记点WLH，以及右后翅标记点WRH，所有翅膀标记点均放置在各翅翼的翼尖处，且所有翅膀标记点均采用荧光反射贴，所有翅膀标记点均在翅膀正反面相应位置重叠贴合；
机身上的3个标记点分别为位于翅根处的标记点A，位于机体背部的标记点B，以及位于机头处的标记点C，3个标记点均采用球形荧光反射材料且均位于机体的对称面内，3个标记点间隔距离大于3倍自身直径。
4.根据权利要求1所述的基于动捕系统的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法，其特征在于，所述姿态角包括：俯仰角θ、偏航角和滚转角γ；
所述利用机体坐标系主轴确定飞行姿态角包括：
定义俯仰角θ范围在[-90°,90°]，以机体抬头为正，偏航角范围在(-180°,180°]，以机头左偏航为正，滚转角γ范围在(-180°,180°]，以机体向左滚转为正；
设Zb轴向量则俯仰角θ由如下公式确定：
设在地平面上的投影为则由如下公式计算偏航角
设Yb轴向量过Zb轴的铅垂面法向量为得到滚转角γ：
5.根据权利要求1所述的基于动捕系统的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法，其特征在于，利用标记点空间坐标确定左前翅的扑动角度包括：
设ωLF为左前翅的扑动角度，其定义为翅膀向量在XbObYb平面内的投影与XbObZb平面的夹角，以XbObZb平面为翅膀扑动0°面，上扑为正，下扑为负；
设左前翅向量在XbObYb平面内的投影为得到：
其中，为左前翅向量，由翅根处的标记点A和左前翅标记点WLF决定。
6.根据权利要求4所述的基于动捕系统的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法，其特征在于，所述利用质心坐标确定瞬时升推力包括：
假设任何时刻下左右翅的升推力大小始终相等，且左右翅的升力方向始终与机体坐标系Yb轴同向，推力方向始终与机体坐标系Zb轴反向；
设质心M在地面坐标系OXYZ下三轴加速度为aM＝[aMx aMy aMz]T，其在机体坐标系下对应的三轴加速度为aMb＝[aMbx aMby aMbz]T，构建旋转变换阵R，使得aMb＝RaM＝Rz×Ry×Rx×aM，其中，Rx、Ry、Rz分别为绕地面坐标系X、Y、Z轴旋转θ、γ的旋转矩阵，Rx、Ry、Rz由下式给出：
其中，θ、γ分别为俯仰角、偏航角和滚转角；
设t时刻质心M在地面坐标系下的位置坐标为LM,t＝[xM,t yM,t zM,t]T，三轴速度矢量为vM,t＝[vMx,t vMy,t vMz,t]T，三轴加速度为aM,t＝[aMx,t aMy,t aMz,t]T，运动捕捉系统的采样频率为f，则vM,t与aM,t由向前差分表示为：
vM,t＝(LM,t+1-LM,t)f
aM,t＝(vM,t+1-vM,t)f
设t时刻质心M在机体坐标系ObXbYbZb下的三轴加速度为aMb,t＝[aMbx,t aMby,t aMbz,t]T，旋转变换阵为Rt，则aMb,t＝RtaM,t，令机体总质量为m，重力加速度为g，则机体所受重力在地面坐标系下表示为G＝[0 -mg 0]T，t时刻其在机体坐标系下的三轴力为Gb,t＝[Gbx,t Gby,tGbz,t]T＝RtG；
根据如下方程组计算t时刻机体单翅升推力FL,t、FT,t以及总升推力FLS,t、FTS,t：
其中，FL,t、FT,t、FLS,t、FTS,t分别表示单翅升力、单翅推力、总升力和总推力。
7.根据权利要求6所述的基于动捕系统的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法，其特征在于，升推力系数表示为：
其中，CL,t为t时刻单翅升力系数，CT,t为t时刻单翅推力系数，ρ为空气密度，S为单翅翼面积，Vt为t时刻机体相对于空气的运动速度，Vt＝||vM,t||2。
8.根据权利要求6所述的基于动捕系统的仿蝴蝶扑翼飞行器飞行参数确定方法，其特征在于，t时刻攻角αt的大小等于t时刻机体速度矢量vM,t在机体纵向对称面即YbObZb面内的投影vM_yoz,t与指向机头方向的机体纵轴矢量之间的夹角，当vM_yoz,t沿机体竖轴的分量为负时，攻角为正；
令t时刻机体三轴速度矢量vM,t在机体坐标系下的坐标为vMb,t＝[vMbx,t vMby,t vMbz,t]T，则vMb,t＝RtvM,t，vM_yoz,t＝[0 vMby,t vMbz,t]T，攻角表示为：
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