CN116520868A - 一种飞机姿态角边界突变修正方法 - Google Patents

Abstract

本发明属于飞机飞行数据可视化技术领域，特别涉及一种飞机姿态角边界突变修正方法，具体步骤如下：第一步，数据准备；第二步，修正滚转角360度突变；第三步，修正航向角360度突变；第四步，判断滚转角是否存在180度突变；第五步，修正滚转角相位；第六步，修正滚转角180度突变；第七步，修正航向角180度突变。本发明提供了一种识别飞行数据中飞机姿态角中存在的边界突变并加以修正的方法，避免了在飞行视景仿真演示过程中飞机姿态跳变的情况。

Description

一种飞机姿态角边界突变修正方法

技术领域

本发明属于飞机飞行数据可视化技术领域，特别涉及一种飞机姿态角边界突变修正方法。

背景技术

飞机是一种构造复杂且高度精密的航空运输工具，飞行安全历来是航空从业者乃至全社会关心的重点领域。人们为飞机安装了大量的传感器用于控制飞行过程以及监控飞行状态。每次飞行后，对那些传感器所采集的参数进行分析是详细了解飞行过程及飞机各系统工作状态的一种必要且有效的手段。飞行数据可视化技术正是这样的技术，它把多维的飞行数据与计算机图形技术相结合，以三维视景仿真演示、仪表重现、航迹推演、二维时间历程曲线、二维表格等多种形式可视化再现飞行过程。飞行数据可视化使飞行过程分析变得直观且高效，现广泛应用于民航领域。

现有技术的技术方案是：实现飞行过程三维视景仿真演示的基本过程是：首先进行飞行数据预处理，即提取飞行数据中与三维视景仿真演示密切相关的参数，主要包括飞机位置参数和姿态参数；建立飞机三维几何模型；搭建或选用三维视景仿真平台；用预处理数据驱动三维视景仿真平台里的飞机模型，实现飞行过程的三维视景仿真。

现有技术存在的缺点：对于真实飞行数据，飞机位置参数和姿态参数属于缓变参数，它们的采样率通常不会太高，为获得流畅的仿真演示，通常需将原始数据进行插值处理。根据飞机姿态角的定义，滚转角取值范围为φ∈[-180,180]，俯仰角取值范围为θ∈[-90,90]，航向角取值范围为ψ∈[-180,180]，在飞行过程中将不可避免地出现姿态角边界突变的情况(如向右盘旋突破航向角右边界180度时，航向角将由180度突变至-180度；向右横滚突破滚转角右边界180度时，滚转角将由180度突变至-180度)，由此会导致插值后姿态出错，在视景上表现为个别帧出现飞机“乱舞”的情况。

发明内容

本发明的目的就是为了克服上述背景技术的缺点，提供一种飞机姿态角边界突变修正方法，避免在飞行数据可视化过程中出现飞机姿态跳变。

为了实现上述技术效果，本发明通过下述技术方案实现：

一种飞机姿态角边界突变修正方法，用φ_i、θ_i、ψ_i分别表示第i时刻滚转角、俯仰角、航向角，i取值范围为1到N，N是总时刻数，角度单位均为度，具体步骤如下：

第一步，数据准备；

第二步，修正滚转角360度突变；

第三步，修正航向角360度突变；

第四步，判断滚转角是否存在180度突变；

第五步，修正滚转角相位；

第六步，修正滚转角180度突变；

第七步，修正航向角180度突变。

进一步地，所述第一步具体为：按算式(1)计算滚转角变化序列φ_d，按算式(2)计算航向角变化序列ψ_d。

进一步地，所述第二步具体为：在φ_d中如果不存在绝对值大于330的值，说明本次任务中滚转角未发生360度突变，不用修正；否则，找出所有满足“|φ_di|>330”条件的i，将这些i从小到大排列，记为t_1j，其中j＝1,2,…,m,m为满足上述条件的总时刻数；

当j＝1时，按算式(3)(4)对滚转角序列进行第1次修正；修正结束后取j＝2，对滚转角序列进行第2次修正；以此类推，对滚转角序列完成第m次修正。

φ_i＝φ^′ _i,i＝1,2,…,N (4)。

进一步地，所述第三步具体为：

在ψ_d中如果不存在绝对值大于330的值，说明本次任务中滚转角未发生360度突变，不用修正；否则，找出所有满足“|ψ_di|>330”条件的i，将这些i从小到大排列，记为t_2k，其中k＝1,2,…,n,n为满足上述条件的总时刻数；

当k＝1时，按算式(5)(6)对航向角序列进行第1次修正；修正结束后取k＝2，对航向角序列进行第2次修正；以此类推，对航向角序列完成第n次修正。

ψ_i＝ψ′_i,i＝1,2,…,N (6)。

进一步地，所述第四步具体为：

在φ_d中如果不存在绝对值处于170和190之间的值，说明本次任务中滚转角和航向角未发生180度突变，不用修正；否则，依次执行第五步、第六步和第七步。

进一步地，所述第五步具体为：

找出所有满足“170<|φ_di|<190”条件的i，将这些i从小到大排列，记为t_3l，其中l＝1,2,…,o,o为满足上述条件的总时刻数。

依次取l＝1,2,…,o，若满足条件，则按算式(7)(8)对滚转角序列进行一次修正。

φ_i＝φ′_i,i＝1,2,…,N (8)。

进一步地，所述第六步具体为：

设定修正次数a，一般取a不小于5。

当l＝1时，依次按算式(9)、(10)、(11)、(12)、(13)、(14)计算1遍，再重复a-1遍，完成第1处突变修正；当l＝2时，依次按算式(9)、(10)、(11)、(12)、(13)、(14)计算1遍，再重复a-1遍，完成第2处突变修正；以此类推，完成第o处突变修正。

φ′_i＝φ_i,i＝1,2,…,N (9)

φ″_i＝φ_i,i＝1,2,…,N (10)

φ″_i＝φ′_i,i＝1,2,…,N (12)

φ_i＝φ′_i,i＝1,2,…,N (14)

进一步地，所述第七步具体为：

当l＝1时，依次按算式(15)、(16)、(17)、(18)、(19)、(20)计算1遍，再重复a-1遍，完成第1处突变修正；当l＝2时，依次按算式(15)、(16)、(17)、(18)、(19)、(20)计算1遍，再重复a-1遍，完成第2处突变修正；以此类推，完成第o处突变修正。

ψ′_i＝ψ_i,i＝1,2,…,N (15)

ψ″_i＝ψ_i,i＝1,2,…,N (16)

ψ″_i＝φ′_i,i＝1,2,…,N (18)

ψ_i＝ψ′_i,i＝1,2,…,N (20)。

本发明的优点在于：

本发明提供了一种识别飞行数据中飞机姿态角中存在的边界突变并加以修正的方法，避免了在飞行视景仿真演示过程中飞机姿态跳变的情况。

附图说明

图1是某次飞行任务飞机原始姿态角时间历程曲线

图2是某次飞行任务飞机经修正后的姿态角时间历程曲线。

图3是某次飞行任务飞机原始姿态角数据。

图4是某次飞行任务飞机修正后姿态角数据。

具体实施方式

为了更清楚地说明本发明所提供的技术方案，下面将结合附图和实施例对本发明作进一步描述。应当指明的是，所提供的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部实施例，因此不应被看作是对保护范围的限定。基于本发明中的实施例，本领域普通技术工作人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

实施例1

一种飞机姿态角边界突变修正方法，修正对象是飞机某次飞行任务的滚转角序列和航向角序列，为便于描述，用φ_i、θ_i、ψ_i分别表示第i时刻滚转角、俯仰角、航向角，i取值范围为1到N，N是总时刻数，角度单位均为度。具体修正步骤如下：

第一步，数据准备

按算式(1)计算滚转角变化序列φ_d，按算式(2)计算航向角变化序列ψ_d。

第二步，修正滚转角360度突变

在φ_d中如果不存在绝对值大于330的值，说明本次任务中滚转角未发生360度突变，不用修正；否则，找出所有满足“|φ_di|>330”条件的i，将这些i从小到大排列，记为t_1j，其中j＝1,2,…,m,m为满足上述条件的总时刻数。

当j＝1时，按算式(3)(4)对滚转角序列进行第1次修正；修正结束后取j＝2，对滚转角序列进行第2次修正；以此类推，对滚转角序列完成第m次修正。

φ_i＝φ_i ^′,i＝1,2,…,N (4)

第三步，修正航向角360度突变

在ψ_d中如果不存在绝对值大于330的值，说明本次任务中滚转角未发生360度突变，不用修正；否则，找出所有满足“|ψ_di|>330”条件的i，将这些i从小到大排列，记为t_2k，其中k＝1,2,…,n,n为满足上述条件的总时刻数。

当k＝1时，按算式(5)(6)对航向角序列进行第1次修正；修正结束后取k＝2，对航向角序列进行第2次修正；以此类推，对航向角序列完成第n次修正。

ψ_i＝ψ′_i,i＝1,2,…,N (6)

第四步，判断滚转角是否存在180度突变

在φ_d中如果不存在绝对值处于170和190之间的值，说明本次任务中滚转角和航向角未发生180度突变，不用修正；否则，依次执行第五步、第六步和第七步。

第五步，修正滚转角相位

找出所有满足“170<|φ_di|<190”条件的i，将这些i从小到大排列，记为t_3l，其中l＝1,2,…,o,o为满足上述条件的总时刻数。

依次取l＝1,2,…,o，若满足条件，则按算式(7)(8)对滚转角序列进行一次修正。

φ_i＝φ′_i,i＝1,2,…,N (8)

第六步，修正滚转角180度突变

设定修正次数a，一般取a不小于5。

当l＝1时，依次按算式(9)、(10)、(11)、(12)、(13)、(14)计算1遍，再重复a-1遍，完成第1处突变修正；当l＝2时，依次按算式(9)、(10)、(11)、(12)、(13)、(14)计算1遍，再重复a-1遍，完成第2处突变修正；以此类推，完成第o处突变修正。

φ′_i＝φ_i,i＝1,2,…,N (9)

φ″_i＝φ_i,i＝1,2,…,N (10)

φ″_i＝φ′_i,i＝1,2,…,N (12)

φ_i＝φ′_i,i＝1,2,…,N (14)

第七步，修正航向角180度突变

当l＝1时，依次按算式(15)、(16)、(17)、(18)、(19)、(20)计算1遍，再重复a-1遍，完成第1处突变修正；当l＝2时，依次按算式(15)、(16)、(17)、(18)、(19)、(20)计算1遍，再重复a-1遍，完成第2处突变修正；以此类推，完成第o处突变修正。

ψ′_i＝ψ_i,i＝1,2,…,N (15)

ψ″_i＝ψ_i,i＝1,2,…,N (16)

ψ″_i＝ψ′_i,i＝1,2,…,N (18)

ψ_i＝ψ′_i,i＝1,2,…,N (20)

实施例2

在某次飞行任务中，飞机先后完成了平飞、稳定盘旋和垂直斤斗三个动作，其原始姿态角数据见图3，其原始姿态角时间历程曲线如附图1所示，数据的总时刻数N为153。现在介绍运用本发明所提供的技术方法修正姿态角中存在的边界突变。

第一步，数据准备

按算式(1)计算滚转角变化序列φ_d：当i＝0时，φ_di的值为0；当i＝2,3,…,153时，φ_di的值为第i时刻滚转角的值与第i-1时刻滚转角的值之差。计算结果如图3所示。

按算式(2)计算航向角变化序列ψ_d：当i＝0时，ψ_di的值为0；当i＝2,3,…,153时，ψ_di的值为第i时刻航向角的值与第i-1时刻航向角角的值之差。计算结果如图3所示。

第二步，修正滚转角360度突变

在φ_d中不存在绝对值大于330的值，说明本次任务中滚转角未发生360度突变，不用修正。

第三步，修正航向角360度突变

在ψ_d中存在绝对值大于330的值，所有满足“|ψ_di|>330”条件的i有1个，其值为41，因此n＝1，将所有i按从小到大排列，记为t_2k，即t_2k＝{41}。

当k＝1时，按算式(5)(6)对航向角序列进行修正：修正后的航向角序列，其第1至第40时刻的值与修正前对应时刻的值相等；第41至第153时刻的值等于修正前对应时刻的值减去360、第41时刻ψ_d的绝对值及第41时刻ψ_d的倒数三者的乘积。

第四步，判断滚转角是否存在180度突变

在φ_d中存在绝对值处于170和190之间的值，因此，下面依次执行第五步、第六步和第七步。

第五步，修正滚转角相位

所有满足“170<|φ_di|<190”条件的i有2个，分别为98和130，因此o＝2，将所有i按从小到大排列，记为t_3l，即t_3l＝{98,130}。

依次取l＝1,2，只有当l＝2时满足条件，按算式(7)(8)对滚转角进行修正：修正后的滚转角序列，其第1至129时刻的值与修正前对应时刻的值相等；第130至第153时刻的值等于修正前对应时刻的值减去360、第130时刻ψ_d的绝对值、第130时刻ψ_d的倒数、第130时刻俯仰角的绝对值、第130时刻俯仰角的倒数五者的乘积。

第六步，修正滚转角180度突变

设定修正次数a＝5。

当l＝1时，依次按算式(9)、(10)、(11)、(12)、(13)、(14)计算1遍：

令φ′所有时刻的值等于φ对应时刻的值；

令φ″所有时刻的值等于φ对应时刻的值；

依次计算第93至第113时刻φ′的值：对于其中任一时刻，φ^′的值等于该时刻前一时刻φ″的值与该时刻φ″的值的平均值；

令φ″所有时刻的值等于φ′对应时刻的值；

依次计算第103至第93时刻φ′的值：对于其中任一时刻，φ′的值等于该时刻φ″的值与该时刻后一时刻φ″的值的平均值；

令φ所有时刻的值等于φ′对应时刻的值；

重复上述计算过程4遍，完成1处突变修正。

当l＝2时，参照l＝1时的计算方法完成第2处突变修正。

第七步，修正航向角180度突变

当l＝1时，依次按算式(15)、(16)、(17)、(18)、(19)、(20)计算1遍：

令ψ′所有时刻的值等于ψ对应时刻的值；

令ψ″所有时刻的值等于ψ对应时刻的值；

依次计算第93至第113时刻ψ′的值：对于其中任一时刻，ψ′的值等于该时刻前一时刻ψ″的值与该时刻ψ″的值的平均值；

令ψ″所有时刻的值等于ψ′对应时刻的值；

依次计算第103至第93时刻ψ′的值：对于其中任一时刻，ψ^′的值等于该时刻ψ″的值与该时刻后一时刻ψ″的值的平均值；

令ψ所有时刻的值等于ψ′对应时刻的值；

重复上述计算过程4遍，完成1处突变修正。

当l＝2时，参照l＝1时的计算方法完成第2处突变修正。

至此，修正过程结束，修正后的姿态角数据见图4，修正后姿态角时间历程曲线如附图2所示。

Claims (8)

1.一种飞机姿态角边界突变修正方法，其特征在于：具体步骤如下：

第一步，数据准备；

第二步，修正滚转角360度突变；

第三步，修正航向角360度突变；

第四步，判断滚转角是否存在180度突变；

第五步，修正滚转角相位；

第六步，修正滚转角180度突变；

第七步，修正航向角180度突变。

2.根据权利要求1所述的一种飞机姿态角边界突变修正方法，其特征在于：所述第一步具体为

按算式(1)计算滚转角变化序列φ_d，按算式(2)计算航向角变化序列ψ_d。

φ_i、θ_i、ψ_i分别表示第i时刻滚转角、俯仰角、航向角，i取值范围为1到N，N是总时刻数，角度单位均为度。

3.根据权利要求2所述的一种飞机姿态角边界突变修正方法，其特征在于：所述第二步具体为：在φ_d中如果不存在绝对值大于330的值，说明本次任务中滚转角未发生360度突变，不用修正；否则，找出所有满足“|φ_di|>330”条件的i，将这些i从小到大排列，记为t_1j，其中j＝1,2,…,m,m为满足上述条件的总时刻数；

当j＝1时，按算式(3)(4)对滚转角序列进行第1次修正；修正结束后取j＝2，对滚转角序列进行第2次修正；以此类推，对滚转角序列完成第m次修正。

φ_i＝φ_i ^′,i＝1,2,…,N (4)。

4.根据权利要求3所述的一种飞机姿态角边界突变修正方法，其特征在于：所述第三步具体为：

在ψ_d中如果不存在绝对值大于330的值，说明本次任务中滚转角未发生360度突变，不用修正；否则，找出所有满足“|ψ_di|>330”条件的i，将这些i从小到大排列，记为t_2k，其中k＝1,2,…,n,n为满足上述条件的总时刻数；

当k＝1时，按算式(5)(6)对航向角序列进行第1次修正；修正结束后取k＝2，对航向角序列进行第2次修正；以此类推，对航向角序列完成第n次修正。

ψ_i＝ψ_i ^′,i＝1,2,…,N (6)。

5.根据权利要求4所述的一种飞机姿态角边界突变修正方法，其特征在于：所述第四步具体为：

在φ_d中如果不存在绝对值处于170和190之间的值，说明本次任务中滚转角和航向角未发生180度突变，不用修正；否则，依次执行第五步、第六步和第七步。

6.根据权利要求5所述的一种飞机姿态角边界突变修正方法，其特征在于：所述第五步具体为：

找出所有满足“170<|φ_di|<190”条件的i，将这些i从小到大排列，记为t_3l，其中l＝1,2,…,o,o为满足上述条件的总时刻数。

依次取l＝1,2,…,o，若满足条件，则按算式(7)(8)对滚转角序列进行一次修正。

7.根据权利要求6所述的一种飞机姿态角边界突变修正方法，其特征在于：所述第六步具体为：

设定修正次数a，一般取a不小于5。

当l＝1时，依次按算式(9)、(10)、(11)、(12)、(13)、(14)计算1遍，再重复a-1遍，完成第1处突变修正；当l＝2时，依次按算式(9)、(10)、(11)、(12)、(13)、(14)计算1遍，再重复a-1遍，完成第2处突变修正；以此类推，完成第o处突变修正。

φ′_i＝φ_i，i＝1,2，…，N (9)

φ″_i＝φ_i，i＝1,2，…，N (10)

φ″_i＝φ′_i，i＝1,2，…，N (12)

φ_i＝φ′_i，i＝1,2，…，N (14)

8.根据权利要求6所述的一种飞机姿态角边界突变修正方法，其特征在于：所述第七步具体为：

当l＝1时，依次按算式(15)、(16)、(17)、(18)、(19)、(20)计算1遍，再重复a-1遍，完成第1处突变修正；当l＝2时，依次按算式(15)、(16)、(17)、(18)、(19)、(20)计算1遍，再重复a-1遍，完成第2处突变修正；以此类推，完成第o处突变修正。

φ′_i＝φ_i，i＝1,2，…，N (15)

φ″_i＝φ_i，i＝1,2，…，N (16)

φ″_i＝φ′_i，i＝1,2，…，N (18)

φ_i＝φ′_i，i＝1,2，…，N (20)。