收的信號(hào)解析串行通訊協(xié)議數(shù)據(jù)包，分別獲得姿態(tài)角(Φ θ φ)和角速率(p q r)測(cè)量信息；根據(jù)虛擬飛行實(shí)驗(yàn)特有的氣流角和姿態(tài)角轉(zhuǎn)換關(guān)系，解算獲得氣流角（α β)〇
[0035] 其中，所述嵌入式姿態(tài)測(cè)量計(jì)算機(jī)通過硬件電路或?qū)崟r(shí)操作系統(tǒng)保證其實(shí)時(shí)性， 在所述嵌入式姿態(tài)測(cè)量計(jì)算機(jī)內(nèi)部同步運(yùn)行三個(gè)并行循環(huán)，所述三個(gè)并行循環(huán)包括姿態(tài)角 更新循環(huán)、角速率更新循環(huán)和氣流角解算循環(huán)。
[0036] 其中，所述姿態(tài)角更新循環(huán)完成所述航向姿態(tài)參考系統(tǒng)信號(hào)的接收和解析，獲得 姿態(tài)角測(cè)量值;所述角速率更新循環(huán)完成所述慣性測(cè)量單元信號(hào)的接收和解析，獲得角速 率測(cè)量值;所述氣流角解算循環(huán)，根據(jù)模型姿態(tài)角解算獲得迎角/側(cè)滑角。
[0037] 氣流角解算(公式1)和(公式2)所示；
[0038]
(公式1);
[0039] 0 = sin_1(cositsin9sinΦ-sinitcos Φ )(公式2)〇
[0040] 其中，參見圖3所示，所述氣流角解算公式在風(fēng)洞虛擬飛行實(shí)驗(yàn)特殊條件下成立； 所述特殊條件設(shè)立原則:一是風(fēng)洞試驗(yàn)段流場(chǎng)速度和方向恒定;二是飛行器模型的線運(yùn)動(dòng) 自由度被完全約束。
[0041] 因此，飛行器模型在風(fēng)洞坐標(biāo)系內(nèi)的速度始終等于[V 0 0]，利用（公式3)進(jìn)行坐 標(biāo)變換得到飛行器模型體坐標(biāo)系下的速度分量[u ν w]，然后根據(jù)迎角/側(cè)滑角的定義(公 式4)即可得到所述氣流角轉(zhuǎn)換公式。
[0042]
[0<
[0<
[0045] 3.所述航向姿態(tài)參考系統(tǒng)安裝于所述飛行器模型內(nèi)部并且靠近飛行器模型質(zhì)心 位置，所述航向姿態(tài)參考系統(tǒng)的敏感軸與飛行器模型的體軸平行，實(shí)時(shí)測(cè)量并輸出模型姿 態(tài)角(φ θ φ )。
[0046] 4.所述慣性測(cè)量單元安裝于模型內(nèi)部，所述慣性測(cè)量單元的敏感軸與飛行器模型 的體軸平行，實(shí)時(shí)測(cè)量并輸出模型角速率(p q r)。
[0047] 其中，所述航向姿態(tài)參考系統(tǒng)和慣性測(cè)量單元均采用貨架產(chǎn)品，其信號(hào)解析應(yīng)根 據(jù)各自的通訊協(xié)議完成，主要步驟包括:數(shù)據(jù)包起始信號(hào)握手、有效字段截取、數(shù)值換算和 量綱轉(zhuǎn)化，參見圖4所示。
[0048] 5.所述系統(tǒng)標(biāo)定計(jì)算機(jī)，主要起人機(jī)界面作用，接收和顯示所述嵌入式姿態(tài)測(cè)量 計(jì)算機(jī)發(fā)送來的姿態(tài)測(cè)量值，輔助操作人員確認(rèn)姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)工作正常，并輔助標(biāo)定航向 姿態(tài)參考系統(tǒng)和慣性測(cè)量單元的傳感器初始安裝姿態(tài)角(Φ〇 θ〇 φ〇)。
[0049] 另一方面，本發(fā)明還提供了一種低速風(fēng)洞虛擬飛行實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)測(cè)量系統(tǒng)使用方 法，如圖5所示，步驟包括：
[0050] (a)安裝姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)，調(diào)整航向姿態(tài)參考系統(tǒng)和慣性測(cè)量單元的敏感軸使其與 飛行器模型體軸對(duì)準(zhǔn)誤差在〇. 1°以內(nèi)；（b)安裝飛行器模型，調(diào)整飛行器模型體軸使其與風(fēng) 洞坐標(biāo)系對(duì)準(zhǔn)誤差在〇 . 05°以內(nèi)；（c)姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)上電，測(cè)量并記錄初始安裝姿態(tài)角；（d) 在所述姿態(tài)角更新循環(huán)程序中進(jìn)行初始安裝姿態(tài)角修正設(shè)置；（e)姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)實(shí)時(shí)更新 和輸出姿態(tài)測(cè)量信息。以上顯示和描述了本發(fā)明的基本原理和主要特征和本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)。
[0051] 本行業(yè)的技術(shù)人員應(yīng)該了解，本發(fā)明不受上述實(shí)施例的限制，上述實(shí)施例和說明 書中描述的只是說明本發(fā)明的原理，在不脫離本發(fā)明精神和范圍的前提下，本發(fā)明還會(huì)有 各種變化和改進(jìn)，這些變化和改進(jìn)都落入要求保護(hù)的本發(fā)明范圍內(nèi)。本實(shí)發(fā)明要求保護(hù)范 圍由所附的權(quán)利要求書及其等效物界定。
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種低速風(fēng)洞虛擬飛行實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)測(cè)量系統(tǒng)，包括風(fēng)洞試驗(yàn)段、飛行器模型和姿 態(tài)測(cè)量系統(tǒng)，其特征在于，所述姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)包括機(jī)載電源、嵌入式姿態(tài)測(cè)量計(jì)算機(jī)、航向 姿態(tài)參考系統(tǒng)、慣性測(cè)量單元和系統(tǒng)標(biāo)定計(jì)算機(jī)； 其中，所述機(jī)載電源、嵌入式姿態(tài)測(cè)量計(jì)算機(jī)、航向姿態(tài)參考系統(tǒng)和慣性測(cè)量單元置于 所述飛行器模型內(nèi)部;所述航向姿態(tài)參考系統(tǒng)和慣性測(cè)量單元的測(cè)量信息通過串行總線進(jìn) 入所述嵌入式姿態(tài)測(cè)量計(jì)算機(jī);所述嵌入式姿態(tài)測(cè)量計(jì)算機(jī)的計(jì)算結(jié)果通過無線以太網(wǎng)發(fā) 送至所述系統(tǒng)標(biāo)定計(jì)算機(jī);所述系統(tǒng)標(biāo)定計(jì)算機(jī)置于所述風(fēng)洞試驗(yàn)段外部。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種低速風(fēng)洞虛擬飛行實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)測(cè)量系統(tǒng)，其特征在于， 所述機(jī)載電源為所述嵌入式姿態(tài)測(cè)量計(jì)算機(jī)、航向姿態(tài)參考系統(tǒng)和慣性測(cè)量單元供電，所 述機(jī)載電源具有電源電壓檢測(cè)與報(bào)警功能。3. 根據(jù)權(quán)利要求2所述的一種低速風(fēng)洞虛擬飛行實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)測(cè)量系統(tǒng)，其特征在于， 所述機(jī)載電源包括電池組、分壓電路、電壓檢測(cè)與報(bào)警、3組開關(guān)和輸出端口；所述電池組提 供直流電源;所述分壓電路將電源電壓調(diào)節(jié)至后級(jí)設(shè)備所需電壓范圍；所述電壓檢測(cè)與報(bào) 警監(jiān)控電源電壓低于設(shè)定閾值時(shí)，發(fā)出輸出電壓不足告警信號(hào);所述3組開關(guān)及輸出端口實(shí) 現(xiàn)設(shè)備通斷和連接控制。4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種低速風(fēng)洞虛擬飛行實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)測(cè)量系統(tǒng)，其特征在于， 所述嵌入式姿態(tài)測(cè)量計(jì)算機(jī)，接收所述航向姿態(tài)參考系統(tǒng)和慣性測(cè)量單元的信號(hào)，并利用 所接收的信號(hào)解析串行通訊協(xié)議數(shù)據(jù)包，分別獲得姿態(tài)角和角速率測(cè)量信息;根據(jù)虛擬飛 行實(shí)驗(yàn)特有的氣流角和姿態(tài)角轉(zhuǎn)換關(guān)系，解算獲得氣流角。5. 根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種低速風(fēng)洞虛擬飛行實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)測(cè)量系統(tǒng)，其特征在于， 所述嵌入式姿態(tài)測(cè)量計(jì)算機(jī)通過硬件電路或?qū)崟r(shí)操作系統(tǒng)保證其實(shí)時(shí)性，在所述嵌入式姿 態(tài)測(cè)量計(jì)算機(jī)內(nèi)部同步運(yùn)行三個(gè)并行循環(huán)，所述三個(gè)并行循環(huán)包括姿態(tài)角更新循環(huán)、角速 率更新循環(huán)和氣流角解算循環(huán)。6. 根據(jù)權(quán)利要求5所述的一種低速風(fēng)洞虛擬飛行實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)測(cè)量系統(tǒng)，其特征在于， 所述姿態(tài)角更新循環(huán)完成所述航向姿態(tài)參考系統(tǒng)信號(hào)的接收和解析，獲得姿態(tài)角測(cè)量值； 所述角速率更新循環(huán)完成所述慣性測(cè)量單元信號(hào)的接收和解析，獲得角速率測(cè)量值;所述 氣流角解算循環(huán)，根據(jù)模型姿態(tài)角解算獲得迎角/側(cè)滑角。7. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種低速風(fēng)洞虛擬飛行實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)測(cè)量系統(tǒng)，其特征在于， 所述航向姿態(tài)參考系統(tǒng)安裝于所述飛行器模型內(nèi)部并且靠近飛行器模型質(zhì)心位置，所述航 向姿態(tài)參考系統(tǒng)的敏感軸與飛行器模型的體軸平行，實(shí)時(shí)測(cè)量并輸出模型姿態(tài)角。8. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種低速風(fēng)洞虛擬飛行實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)測(cè)量系統(tǒng)，其特征在于， 所述慣性測(cè)量單元安裝于模型內(nèi)部，所述慣性測(cè)量單元的敏感軸與飛行器模型的體軸平 行，實(shí)時(shí)測(cè)量并輸出模型角速率。9. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種低速風(fēng)洞虛擬飛行實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)測(cè)量系統(tǒng)，其特征在于， 所述系統(tǒng)標(biāo)定計(jì)算機(jī)，主要起人機(jī)界面作用，接收和顯示所述嵌入式姿態(tài)測(cè)量計(jì)算機(jī)發(fā)送 來的姿態(tài)測(cè)量值，輔助操作人員確認(rèn)姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)工作正常，并輔助標(biāo)定航向姿態(tài)參考系 統(tǒng)和慣性測(cè)量單元的傳感器初始安裝姿態(tài)角。10. -種低速風(fēng)洞虛擬飛行實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)測(cè)量系統(tǒng)的使用方法，其特征在于，步驟包 括： (a) 安裝姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)，調(diào)整航向姿態(tài)參考系統(tǒng)和慣性測(cè)量單元的敏感軸使其與飛行 器模型體軸對(duì)準(zhǔn)誤差在〇. 1°以內(nèi)； (b) 安裝飛行器模型，調(diào)整飛行器模型體軸使其與風(fēng)洞坐標(biāo)系對(duì)準(zhǔn)誤差在0.05°以內(nèi)； (c) 姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)上電，測(cè)量并記錄初始安裝姿態(tài)角； (d) 在所述姿態(tài)角更新循環(huán)程序中進(jìn)行初始安裝姿態(tài)角修正設(shè)置； (e) 姿態(tài)測(cè)量系統(tǒng)實(shí)時(shí)更新和輸出姿態(tài)測(cè)量信息。
【專利摘要】本發(fā)明公開一種低速風(fēng)洞虛擬飛行實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)測(cè)量系統(tǒng)，包括機(jī)載電源、嵌入式姿態(tài)測(cè)量計(jì)算機(jī)、航向姿態(tài)參考系統(tǒng)、慣性測(cè)量單元和系統(tǒng)標(biāo)定計(jì)算機(jī)；所述機(jī)載電源、嵌入式姿態(tài)測(cè)量計(jì)算機(jī)、航向姿態(tài)參考系統(tǒng)和慣性測(cè)量單元置于所述飛行器模型內(nèi)部；所述航向姿態(tài)參考系統(tǒng)和慣性測(cè)量單元的測(cè)量信息通過串行總線進(jìn)入所述嵌入式姿態(tài)測(cè)量計(jì)算機(jī)；所述嵌入式姿態(tài)測(cè)量計(jì)算機(jī)的計(jì)算結(jié)果通過無線以太網(wǎng)發(fā)送至所述系統(tǒng)標(biāo)定計(jì)算機(jī)；所述系統(tǒng)標(biāo)定計(jì)算機(jī)置于所述風(fēng)洞試驗(yàn)段外部。本發(fā)明采用純慣性測(cè)量元件直接測(cè)量模型角速率和姿態(tài)角，再利用虛擬飛行實(shí)驗(yàn)特有的姿態(tài)角和氣流角之間的轉(zhuǎn)換關(guān)系，間接解算獲得氣流角，從而獲得虛擬飛行實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ妥藨B(tài)測(cè)量信息。
【IPC分類】G01M9/06
【公開號(hào)】CN105651483
【申請(qǐng)?zhí)枴?br>【發(fā)明人】聶博文, 岑飛, 劉志濤, 郭林亮, 孔鵬, 祝明紅, 蔣敏, 溫渝昌
【申請(qǐng)人】中國(guó)空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心低速空氣動(dòng)力研究所
【公開日】2016年6月8日
【申請(qǐng)日】2016年3月4日