CN1828253A - 一种基于多流速传感器的飞行器飞行参数测量方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种用多个流速传感器组合测量飞行器飞行参数的方法。该方法，包括如下步骤：1)在飞行器机翼前缘上下左右对称位置布置至少一组流速传感器，流速传感器以四个为一组；2)对于一组流速传感器，四个流速传感器测量得到的流速值分别为：s₁、s₂、s₃和s₄，飞行器参数按照如下公式计算：空速：u₁=1/4(s₁+s₂+s₃+s₄)，迎角：α₁＝k₁(s₁+s₂－s₃－s₄－k₂β₁)，侧滑角：β₁＝k₃(s₁－s₂－s₃+s₄－k₄α₁)，滚转角速率：ω₁＝k₅(s₁－s₂+s₃－s₄)；3)对于一组以上流速传感器，对每组传感器测得的数值取平均值。采用本发明可增加飞行器的有效载荷。

Description

一种基于多流速传感器的飞行器飞行参数测量方法

技术领域

本发明涉及飞行器的飞行参数如空速、迎角、侧滑角及滚转角速率等的测量方法，特别涉及用多个流速传感器组合测量上述信息量的方法。

背景技术

空速、迎角、侧滑角、滚转角速率等飞行参数的准确测量对于飞行器的有效控制和操纵有着重要的作用，通常，已知技术对上述信息量的测量是独立的。空速测量一般用空速管，即皮托管，通过测量空速管处的总压与静压的压差，间接得出空速。迎角与侧滑角的测量方法类似，主要有两类典型传感器，即风标式迎角/侧滑角传感器和差压式迎角/侧滑角传感器，如文献1：“戚宗旭，迎角测量方法讨论，飞行试验，1992年第一期，33-37页”中公开的技术，其中，风标式传感器由对称剖面的翼型叶片(即风标)、转轴、角度变换器、配重等部分组成，当叶片与远前方气流形成一定角度时，气动力的作用将使叶片向气流方向转动，直到偏角趋于零，由此测出飞行器的迎角或侧滑角。差压式传感器通常由差压管和开口膜盒式压力传感器组成，差压管与空速管类似，其端头孔感受总压，侧面的小孔感受静压，在端头与差压管轴线成一定角度有两个对称孔，在一定安装方式下，通过测这两个孔的压差便可求得相应迎角或侧滑角。滚转角速率一般用速率陀螺直接测量，比如采用美国Analog Device公司的ADXRS系列速率陀螺芯片，文献2：“曾庆华，张为华，iMEMS速率陀螺芯片在MAV飞行控制系统中应用研究，测控技术，2004年23卷2期，68-70页”中公开的技术。

上述方法中，四个飞行参数的测量相对较独立，传感器体积和重量都比较大，而且像风标、空速管等器件若受到较大冲击则很容易损坏，因而适用性较差。

由于飞行器的上述飞行参数与其周围的流场情况有直接的联系，因此，人们一直希望有改进的飞行器飞行参数测量方法，比如通过测量飞行器机翼表面流场来推算相关信息量。随着新材料、新工艺的不断发展，流速传感器的微型化、低功耗已成为现实，采用微型流速传感器可以实现飞行参数的测量。

发明内容

本发明的目的是克服现有技术的不足，提供一种基于多流速传感器的飞行器飞行参数的测量方法。

为了达到上述目的，本发明采取如下技术方案：

一种基于多流速传感器的飞行器飞行参数的测量方法，包括如下步骤：

1)在飞行器机翼前缘布置至少一组流速传感器，流速传感器以四个为一组；

2)对于一组流速传感器，四个流速传感器测量得到的流速值分别为：s₁、s₂、s₃和s₄，飞行器参数按照如下公式计算：

飞行器空速： $u_1=\frac{1}{4}(s_1+s_2+s_3+s_4)$

飞行器迎角：α₁＝k₁(s₁+s₂-s₃-s₄-k₂β₁)

飞行器侧滑角：β₁＝k₃(s₁-s₂-s₃+s₄-k₄α₁)

飞行器滚转角速率：ω₁＝k₅(s₁-s₂+s₃-s₄)

式中，k₁、k₂、k₃、k₄、k₅为空速u₁的函数，由预先标定确定。

3)对于组数为n的一组以上流速传感器，对每组传感器测得的数值取平均值，飞行器参数按照如下公式计算：

飞行器空速： $\stackrel{\‾}{u}=\frac{1}{n}\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{u}_i$

飞行器迎角： $\stackrel{\‾}{\mathrm{\α}}=\frac{1}{n}\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\α}}_i$

飞行器侧滑角： $\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}=\frac{1}{n}\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\β}}_i$

飞行器滚转角速率： $\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}=\frac{1}{n}\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\ω}}_i$

在上述技术方案中，进一步地，如图1所示，所述步骤1)中每组的四个传感器分别布置在机翼前缘上、下、左、右四个对称位置。

在上述技术方案中，进一步地，所述步骤1)中根据飞行器的负载情况、功耗情况及所需测量的飞行参数的精确程度确定所需要安装的流速传感器的组数。当飞行器负载能力和所能提供的功耗都充裕的情况下，多组传感器不会影响飞行器的飞行状态，可在机翼前缘布置多组传感器，以使测量更精确。本领域技术人员知道，每组传感器之间的距离视飞行器翼型及所使用的传感器而定，在流速传感器之间互不干扰的前提下。

在上述技术方案中，进一步地，所述步骤1)多组流速传感器之间是互不干扰的。

在上述技术方案中，进一步地，所述流速传感器包括压力流速传感器、光纤流速传感器和热式流速传感器等流速传感器。

在上述技术方案中，进一步地，k₁、k₂、k₃、k₄、k₅为空速u₁的函数，空速可由四个传感器测得的流速值直接得到；迎角和侧滑角之间有耦合关系，根据步骤2)和步骤3)中的表达式进行联合标定；滚转角速率按照步骤2)和步骤3)中的表达式单独标定。标定参数k₁、k₂、k₃、k₄、k₅具体包括如下步骤：

(1)在一定空速u下，改变迎角和侧滑角，由四个传感器分别得到不同迎角α_i(i＝1，2…n)和侧滑角β_j(j＝1，2…m)组合下的相应位置的流速值s_1ij，s_2ij，s_3ij，s_4ij，并记：

α_tij＝s_1ij+s_2ij-s_3ij-s_4ij

β_tij＝s_1ij-s_2ij-s_3ij+s_4ij

然后，根据上述数据，采用一般的参数估计方法，如最小二乘法、极大似然估计法等，估计参数k₁、k₂、k₃、k₄，由此，可得到迎角和侧滑角的表达式如下：

飞行器迎角：α＝k₁(s₁+s₂-s₃-s₄-k₂β)

飞行器侧滑角：β＝k₃(s₁-s₂-s₃+s₄-k₄α)

(2)在同样空速下，对滚转角速率进行标定，不同滚转角速率ω_g(g＝1，2...l)下四个传感器测得的相应位置流速分别为s_1g，s_2g，s_3g，s_4g，记：

ω_tg＝s_1g-s_2g+s_3g-s_4g

同样，采用一般的参数估计方法估计参数k₅，由此，得到滚转角速率的表达式如下：

飞行器滚转角速率：ω＝k₅(s₁-s₂+s₃-s₄)

(3)在其它空速下，做同样标定，得到不同空速下相关的系数k，飞行器实际飞行时根据测得的空速选取相应系数k，用以求解当时的其它三个飞行参数；或者，预先标定拟和各系数k关于空速u的函数关系式，用以求解飞行器飞行时的其它三个飞行参数。

本发明的基于多流速传感器的飞行器飞行参数测量方法主要包括流速传感器在飞行器机翼前缘的布置方式和通过多个流速传感器的测量值推算飞行器空速、迎角、侧滑角及滚转角速率的方法。

与现有技术相比，本发明具有如下有益效果：

1、采用组合测量方式测量飞行器的四个飞行参数，相对于传统各飞行参数独立测量方法，系统更简洁；而且，可选用小型化的流速传感器，从而减少了测量系统的质量，增加了飞行器的有效载荷。

2、由于流速传感器形式多样，使用时可根据飞行器的实际情况进行选择。特别是对于微型飞行器，由于其负载能力极为有限，而且在着陆时往往与地面发生冲撞，所以传统的相关传感器很难应用于其上，而本发明则克服了这个缺陷。

附图说明

图1表示本发明飞行器飞行参数的测量方法使用1组(4个)流速传感器测量飞行器飞行参数的立体示意图；

图2表示本发明一实施例中使用1组(4个)流速传感器测量飞行器飞行参数的俯视示意图；

图3表示本发明一实施例采用的恒压式热式流速传感器的电路原理图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细描述：

参照图2，图中所示为一微型飞行器的机翼20，机翼20左右关于轴线00’对称，翼展300mm，蒙皮厚0.1mm。

四个流速传感器，为第一流速传感器1、第二流速传感器2、第三流速传感器3、第四流速传感器4分别按顺时针表贴在飞行器机翼前缘左右对称位置的上下表面。从正视飞行器机翼前缘的方向看，这4个传感器按顺时针方向依次为1、2、3、4。本实施例中选用热式流速传感器，其敏感元件为由陶瓷封装的薄膜铂热敏电阻，在市场上买到。铂热敏电阻本身性能稳定，从而使整个传感器网络有稳定的性能。铂薄膜通过激光喷溅在陶瓷表层，因而元件具有优良的防振和防冲击性能，比较适合用于飞行器。

铂热敏电阻通电发热后，其阻值会随着流经传感器的空速的改变而改变，因而可以通过测量热敏电阻的阻值来感受空气流速的变化。每个热式流速传感器均采用恒压式工作方式，其电路原理图如附图3所示。接点5处接恒压源(图中未示出)，数字6表示定值电阻，数字7表示第一铂热敏电阻，作流速敏感元件，数字8为第二铂热敏电阻，放置在飞行器内部，对第一铂热敏电阻7起环境温度补偿作用，数字9表示调零电阻。第一铂热敏电阻7的工作电阻R_w和其所在位置的空气流速v之间有如下关系：

$\frac{U^2}{{(R_c+R_w)}^2}{R}_w=(R_w-R_g)(A+B\sqrt{v})$

式中，R_c——定值电阻6的阻值；

      U——电桥桥顶电压，为定值；

      R_g——环境温度下铂热敏电阻7的阻值；

      A，B——常数，由预先标定确定。

式中，常数A、B的标定在零侧滑角、零迎角及零滚转角速率下进行。测量不同空气流速下传感器的输出，用得到的数据，采用最小二乘法估计参数A、B。

由第一、第二、第三和第四流速传感器测得的相应位置的流速值s₁、s₂、s₃和s₄，可直接得到飞行器的空速，即：

飞行器空速： $u=\frac{1}{4}(s_1+s_2+s_3+s_4)$

由于飞行器空速对迎角、侧滑角和滚转角速率的测量值有影响，所以需要在飞行器实际飞行时可能的空速范围内对迎角、侧滑角和滚转角速率进行标定，标定时还要考虑迎角与侧滑角之间的耦合关系。本实施例中，迎角的标定范围为0～8°，侧滑角的标定范围为-10°～10°，均比较小，在标定过程中线性拟和相关曲线。在一定空速u下，改变迎角和侧滑角，则由四个传感器分别得到不同迎角α_i(i＝1，2…n)和侧滑角β_j(j＝1，2…m)组合下的相应位置的流速值s_1ij，s_2ij，s_3ij，s_4ij，并记：

α_tij＝s_1ij+s_2ij-s_3ij-s_4ij

β_tij＝s_1ij-s_2ij-s_3ij+s_4ij

然后，根据上述数据，采用最小二乘法估计参数k₁、k₂、k₃、k₄，由此，得到迎角和侧滑角的表达式如下：

飞行器迎角：α＝k₁(s₁+s₂-s₃-s₄-k₂β)

飞行器侧滑角：β＝k₃(s₁-s₂-s₃+s₄-k₄α)

在同样空速下，对滚转角速率进行标定，不同滚转角速率ω_g(g＝1，2...l)下四个传感器测得的相应位置流速分别为s_1g，s_2g，s_3g，s_4g，记：

ω_tg＝s_1g-s_2g+s_3g-s_4g

同样，采用最小二乘法估计参数k₅，由此，得到滚转角速率的表达式如下：

飞行器滚转角速率：ω＝k₅(s₁-s₂+s₃-s₄)

在其它空速下，做同样标定，得到不同空速下相关的系数k，飞行器实际飞行时根据测得的空速选取相应系数k，用以求解当时的其它三个飞行参数。或者，也可预先标定拟和各系数k关于空速u的函数关系式，用以求解飞行器飞行时的其它三个飞行参数。

最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (6)

1、一种基于多流速传感器的飞行器飞行参数的测量方法，包括如下步骤：

1)在飞行器机翼前缘布置至少一组流速传感器，流速传感器以四个为一组；

2)对于一组流速传感器，四个流速传感器测量得到的流速值分别为：s₁、s₂、s₃和s₄，飞行器参数按照如下公式计算：

飞行器空速： $u_1=\frac{1}{4}(s_1+s_2+s_3+s_4)$

飞行器迎角：α₁＝k₁(s₁+s₂-s₃-s₄-k₂β₁)

飞行器侧滑角：β₁＝k₃(s₁-s₂-s₃+s₄-k₄α₁)

飞行器滚转角速率：ω₁＝k₅(s₁-s₂+s₃-s₄)

式中，k₁、k₂、k₃、k₄、k₅为空速u₁的函数，由预先标定确定；

3)对于组数为n的一组以上流速传感器，对每组传感器测得的数值取平均值，飞行器参数按照如下公式计算：

飞行器空速： $\stackrel{\‾}{u}=\frac{1}{n}\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{u}_i$

飞行器迎角： $\stackrel{\‾}{\mathrm{\α}}=\frac{1}{n}\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\α}}_i$

飞行器侧滑角： $\stackrel{\‾}{\mathrm{\β}}=\frac{1}{n}\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\β}}_i$

飞行器滚转角速率： $\stackrel{\‾}{\mathrm{\ω}}=\frac{1}{n}\underset{i=1}{\overset{n}{\mathrm{\Σ}}}{\mathrm{\ω}}_i$

2、根据权利要求1所述基于多流速传感器的飞行器飞行参数的测量方法，其特征是，所述步骤1)中每组的四个传感器分别布置在机翼前缘上、下、左、右四个对称位置。

3、根据权利要求1所述基于多流速传感器的飞行器飞行参数的测量方法，其特征是，所述步骤1)中在机翼前缘位置布置多组传感器，且流速传感器之间互不干扰。

4、根据权利要求1所述基于多流速传感器的飞行器飞行参数的测量方法，其特征是，所述k₁、k₂、k₃、k₄、k₅为空速u₁的函数，空速由四个传感器测得的流速值直接得到；迎角和侧滑角之间有耦合关系，根据步骤2)和步骤3)中的公式进行联合标定；滚转角速率按照步骤2)和步骤3)中的公式单独标定。

5、根据权利要求4所述基于多流速传感器的飞行器飞行参数的测量方法，其特征在于，标定参数k₁、k₂、k₃、k₄、k₅具体包括如下步骤：

(1)在一定空速u下，改变迎角和侧滑角，由四个传感器分别得到不同迎角α_i(i＝1，2…n)和侧滑角β_j(j＝1，2…m)组合下的相应位置的流速值s_1ij，s_2ij，s_3ij，s_4ij，并记：

α_tij＝s_1ij+s_2ij-s_3ij-s_4ij

β_tij＝s_1ij-s_2ij-s_3ij+s_4ij

采用参数估计方法估计参数k₁、k₂、k₃、k₄，由此，得到迎角和侧滑角的表达式如下：

飞行器迎角：α＝k₁(s₁+s₂-s₃-s₄-k₂β)

飞行器侧滑角：β＝k₃(s₁-s₂-s₃+s₄-k₄α)

(2)在同样空速下，对滚转角速率进行标定，不同滚转角速率ω_g(g＝1，2…l)下四个传感器测得的相应位置流速分别为s_1g，s_2g，s_3g，s_4g，记：

ω_tg＝s_1g-s_2g+s_3g-s_4g

采用参数估计方法估计参数k₅，由此，得到滚转角速率的表达式如下：

飞行器滚转角速率：ω＝k₅(s₁-s₂+s₃-s₄)

(3)在其它空速下，重复步骤(1)-(2)做同样标定，得到不同空速下相关的系数k，飞行器实际飞行时根据测得的空速选取相应系数k；或者，预先标定拟和各系数k关于空速u的函数关系式，用以求解飞行器飞行时的其它三个飞行参数。

6、根据权利要求5所述基于多流速传感器的飞行器飞行参数的测量方法，其特征在于，所述参数估计方法包括最小二乘法、极大似然估计法。

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