一種采用飛行和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)估計(jì)無人機(jī)配平迎角的方法
【專利摘要】一種采用飛行和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)估計(jì)無人機(jī)配平迎角的方法，無人機(jī)飛行試驗(yàn)中，對于空中的風(fēng)信息及迎角等飛行參數(shù)無法測量，事后可采用飛行試驗(yàn)數(shù)據(jù)和風(fēng)洞數(shù)據(jù)來估計(jì)無人機(jī)飛行迎角，實(shí)現(xiàn)飛行性能分析的要求。首先根據(jù)無人機(jī)飛行試驗(yàn)特點(diǎn)，將飛行試驗(yàn)中的平飛特征數(shù)據(jù)截取出來，并采用數(shù)據(jù)處理方法，截取穩(wěn)定的平飛參數(shù)。隨后分析無人機(jī)空中飛行時(shí)的運(yùn)動學(xué)關(guān)系，并考慮風(fēng)洞數(shù)據(jù)，通過Gasuss_Newton優(yōu)化方法做無人機(jī)平飛方程優(yōu)化處理，當(dāng)試驗(yàn)參數(shù)和估計(jì)參數(shù)之間存在誤差時(shí)，需要對風(fēng)洞數(shù)據(jù)和動力學(xué)關(guān)系進(jìn)行偏移修正并反復(fù)迭代，直到誤差小于一定門限值結(jié)束，試驗(yàn)手段得到的風(fēng)洞修正量可用于對風(fēng)洞數(shù)據(jù)分析，得到的飛行迎角可實(shí)現(xiàn)飛行性能分析。
【專利說明】一種采用飛行和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)估計(jì)無人機(jī)配平迎角的方法
所屬【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001]本發(fā)明涉及一種采用飛行和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)估計(jì)無人機(jī)配平迎角的方法，可解決無人機(jī)飛行試驗(yàn)時(shí)無法測量迎角，而需要事后進(jìn)行數(shù)據(jù)處理估計(jì)無人機(jī)飛行迎角，以實(shí)現(xiàn)無人機(jī)飛行性能分析的要求。
【背景技術(shù)】
[0002]在無人機(jī)飛行試驗(yàn)中，機(jī)載慣導(dǎo)元件只能測量姿態(tài)角、角速率，空速和高度等飛行參數(shù)，而無法獲取飛行中的風(fēng)速、風(fēng)向以及飛行迎角等飛行參數(shù)。
[0003]在已有的無人機(jī)飛行試驗(yàn)飛行性能分析中，一般對飛行迎角只做簡單近似處理，例如只用姿態(tài)角替代飛行迎角來評估升阻比，升力系數(shù)等性能參數(shù)，或者根據(jù)飛行時(shí)天氣狀態(tài)，測量當(dāng)時(shí)的風(fēng)速和風(fēng)向作為參考，在估計(jì)飛行迎角時(shí)，從俯仰角中加以扣除來代替飛行迎角，沒有從理論與實(shí)際的結(jié)合上考慮，從飛行動力學(xué)關(guān)系上分析估計(jì)飛行迎角，故而常用的迎角估計(jì)較為粗糙且不準(zhǔn)確。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004]本發(fā)明的技術(shù)解決問題:克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供了一種采用飛行和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)估計(jì)無人機(jī)配平迎角的方法，主要針對無人機(jī)飛行試驗(yàn)時(shí)，無法用機(jī)載設(shè)備測量風(fēng)信息和飛行迎角，而飛行試驗(yàn)結(jié)束后需進(jìn)行飛行性能分析時(shí)，無法獲取較為準(zhǔn)確的飛行迎角的缺點(diǎn)?？筛鶕?jù)無人機(jī)飛行動力學(xué)關(guān)系，采用優(yōu)化迭代的方法，使理論估計(jì)參數(shù)逼近真實(shí)試驗(yàn)參數(shù)來得到飛行迎角。
[0005]本發(fā)明的技術(shù)解決方案是:
[0006]一種采用飛行試驗(yàn)和風(fēng)洞數(shù)據(jù)估計(jì)無人機(jī)飛行迎角的方法，步驟如下:
[0007](I)令無人機(jī)按照預(yù)定飛行航跡巡航，
[0008](2)在無人機(jī)巡航過程中，機(jī)載角速率陀螺測量得到機(jī)體軸的三方向角速率ωχ，coy和ωζ，垂直陀螺測量得到俯仰角Θ和滾轉(zhuǎn)角Y，氣壓高度計(jì)測量得到飛行高度H，空速管測量得到飛行空速V;
[0009](3)選取無人機(jī)巡航過程中的平飛段數(shù)據(jù)，剔除轉(zhuǎn)彎段的數(shù)據(jù)；所述平飛段數(shù)據(jù)滿足俯仰角Θ在-2度到6度之間，并且滾轉(zhuǎn)角Y均值為O ;
[0010](4)對步驟(3)中得到的所述平飛段數(shù)據(jù)進(jìn)行移動平均濾波處理，得到俯仰角Θ的平均數(shù)列Θ ave ；
[0011](5)對步驟(4)中得到的平均數(shù)列Θ ave進(jìn)行穩(wěn)態(tài)處理，得到穩(wěn)態(tài)平飛俯仰角數(shù)據(jù)段；
[0012](6)針對步驟(5)中得到的穩(wěn)態(tài)平飛俯仰角數(shù)據(jù)段中的每個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)，將對應(yīng)的俯仰角Θ、飛行高度H、飛行空速V、推力T、重量G和升降舵偏值δ z分別求均值，得到
Θ, H, V,f,歹Z;其中，推力T和重量G是無人機(jī)飛行過程中，根據(jù)實(shí)時(shí)測量的油門信號
以及從油耗量與油門關(guān)系數(shù)據(jù)表格中得到的數(shù)據(jù)，插值計(jì)算出燃油消耗重量，從而計(jì)算出當(dāng)前時(shí)刻的無人機(jī)總重G ;根據(jù)實(shí)時(shí)測量的油門信號以及從推力與油門關(guān)系數(shù)據(jù)表格中得到的數(shù)據(jù)，插值計(jì)算出當(dāng)前時(shí)刻的推力T ；
[0013](7)將步驟(6)中得到的
【權(quán)利要求】
1.一種采用飛行和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)估計(jì)無人機(jī)配平迎角的方法，其特征在于步驟如下: (1)令無人機(jī)按照預(yù)定飛行航跡巡航， (2)在無人機(jī)巡航過程中，機(jī)載角速率陀螺測量得到機(jī)體軸的三方向角速率ωχ，ωy和ωζ，垂直陀螺測量得到俯仰角Θ和滾轉(zhuǎn)角Y，氣壓高度計(jì)測量得到飛行高度H，空速管測量得到飛行空速V; (3)選取無人機(jī)巡航過程中的平飛段數(shù)據(jù)，剔除轉(zhuǎn)彎段的數(shù)據(jù)；所述平飛段數(shù)據(jù)滿足俯仰角Θ在-2度到6度之間，并且滾轉(zhuǎn)角Y均值為O ; (4)對步驟(3)中得到的所述平飛段數(shù)據(jù)進(jìn)行移動平均濾波處理，得到俯仰角Θ的平均數(shù)列9ave; (5)對步驟(4)中得到的平均數(shù)列Θ.進(jìn)行穩(wěn)態(tài)處理，得到穩(wěn)態(tài)平飛俯仰角數(shù)據(jù)段； (6)針對步驟(5)中得到的穩(wěn)態(tài)平飛俯仰角數(shù)據(jù)段中的每個(gè)數(shù)據(jù)點(diǎn)，將對應(yīng)的俯仰角Θ、飛行高度H、飛行空速V、推力T、重量G和升降舵偏值δζ分別求均值，得到Θ, H, V,Τ,Jz ;其中，推力T和重量G是無人機(jī)飛行過程中，根據(jù)實(shí)時(shí)測量的油門信號以及從油耗量與油門關(guān)系數(shù)據(jù)表格中得到的數(shù)據(jù)，插值計(jì)算出燃油消耗重量，從而計(jì)算出當(dāng)前時(shí)刻的無人機(jī)總重G ;根據(jù)實(shí)時(shí)測量的油門信號以及從推力與油門關(guān)系數(shù)據(jù)表格中得到的數(shù)據(jù)，插值計(jì)算出當(dāng)前時(shí)刻的推力T ； (7)將步驟(6)中 得到的歹,/7,作為無人機(jī)平飛運(yùn)動方程優(yōu)化迭代過程的初值，通過GasustNewton優(yōu)化方法對無人機(jī)平飛運(yùn)動方程進(jìn)行優(yōu)化迭代，最終得到無人機(jī)飛行迎角目標(biāo)值，為后續(xù)無人機(jī)飛行性能評估提供有效迎角估計(jì)量。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種采用飛行和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)估計(jì)無人機(jī)配平迎角的方法，其特征在于:所述步驟(4)對平飛段數(shù)據(jù)進(jìn)行移動平均濾波處理，得到俯仰角Θ的平均數(shù)列Θ ave具體為: 通過公式u
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種采用飛行和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)估計(jì)無人機(jī)配平迎角的方法，其特征在于:所述步驟(5)對平均數(shù)列Θ _進(jìn)行穩(wěn)態(tài)處理，得到穩(wěn)態(tài)平飛俯仰角數(shù)據(jù)段，具體為: 對平均數(shù)列Θ.中的數(shù)據(jù)，通過公式
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種采用飛行和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)估計(jì)無人機(jī)配平迎角的方法，其特征在于:所述步驟(7)中通過GasustNewton優(yōu)化方法對無人機(jī)平飛運(yùn)動方程進(jìn)行優(yōu)化迭代，最終得到無人機(jī)飛行迎角，具體為: (4.1)令調(diào)節(jié)量kl，k2, k3的初值為1，令飛行迎角初值a ^、升降舵偏值初值δ ζ0和俯仰角初值Θ ^均為O ;kl為升力系數(shù)的調(diào)節(jié)量，k2為阻力系數(shù)的調(diào)節(jié)量，k3為升降舵效率的調(diào)節(jié)量；

(4.2)通過
5 .根據(jù)權(quán)利要求4所述的一種采用飛行和風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)估計(jì)無人機(jī)配平迎角的方法，其特征在于:所述Cy(a)、CX(a)、CmZ(a)和C=(Or)均是以迎角α為自變量的一維表格。
【文檔編號】G01C1/00GK103994748SQ201410228876
【公開日】2014年8月20日 申請日期:2014年5月27日 優(yōu)先權(quán)日:2014年5月27日
【發(fā)明者】蘇浩秦, 魏凱, 包曉翔, 李平坤, 曾立科, 劉凱 申請人:中國航天空氣動力技術(shù)研究院