一種機載氣動參數(shù)辨識系統(tǒng)的制作方法

一種機載氣動參數(shù)辨識系統(tǒng)的制作方法
【專利摘要】一種機載氣動參數(shù)辨識系統(tǒng)，涉及飛行器機載設備。設有數(shù)據(jù)采集存儲模塊、激勵諸元模塊和在線辨識模塊；數(shù)據(jù)采集存儲模塊的數(shù)據(jù)輸出一端接其他兩模塊；三模塊通過CAN總線與飛行控制器通信；數(shù)據(jù)采集存儲模塊設有至少2組傳感器、抗混疊模擬濾波器、信號調節(jié)器、采樣保持器以及量化器；傳感器包括但不限于三軸速率傳感器等，傳感器的輸出端接各自的抗混疊模擬濾波器，抗混疊模擬濾波器的輸出端通過信號調節(jié)器連接采樣保持器的輸入端，同步采樣控制器的輸出端連接采樣保持器控制端，采樣保持器輸出端連接量化器，量化器的輸出端連接編碼器輸入端，編碼器的輸出端連接記錄儀并通過CAN總線與激勵諸元模塊、在線辨識模塊和飛行控制器連接。
【專利說明】
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明涉及飛行器機載設備，尤其是涉及一種機載氣動參數(shù)辨識系統(tǒng)。 一種機載氣動參數(shù)辨識系統(tǒng)

【背景技術】
[0002] 飛行器的氣動參數(shù)是飛行器研制的基礎。氣動參數(shù)可以分析飛行器的飛行性能和 飛行品質，驗證總體布局的正確性，進而對總體設計提出反饋意見。氣動參數(shù)可以評估飛行 器的穩(wěn)定性和操縱性，是飛行器控制律設計的基礎。氣動參數(shù)搭建高置信度的飛行仿真平 臺，驗證飛行控制律的正確性和有效性，降低試飛風險。
[0003] 目前氣動參數(shù)只能通過三個渠道獲得：風洞試驗、流體動力學計算和飛行氣動參 數(shù)辨識試驗。風洞實驗的氣動參數(shù)精度較高，需要大量的資金投入；流體動力學計算需要專 業(yè)人員和服務器進行大規(guī)模計算，技術服務費較高，相比風洞實驗誤差較大；氣動參數(shù)辨識 試驗的性價比高，可廣泛應用于中小型飛行器、大型飛行器研制。
[0004] 對于中小型飛行器，風洞實驗投入太大，流體動力學計算誤差較大，動力學模型的 獲取一直是困擾已久的問題。中小型無人機即使成功試飛，也無法獲得較為準確的動力學 模型，無法給出準確的飛行性能和飛行品質指標，這對飛行器控制律設計和市場營銷都造 成困難。從經濟性和準確性角度，氣動參數(shù)辨識非常適合中小型飛行器研制。
[0005] 對于大型飛行器，主要依靠風洞實驗，同時結合流體動力學計算。但風洞試驗和流 體動力學計算都具有一定局限性，氣動數(shù)據(jù)存在一定天地差異，還是需要利用真實試飛數(shù) 據(jù)進行氣動參數(shù)辨識，進而修正風洞實驗和流體動力學計算的氣動數(shù)據(jù)庫。另外，大型飛行 器研制環(huán)節(jié)有縮比模型的自由飛試驗，利用氣動參數(shù)辨識技術可以獲得縮比模型的氣動特 性，為飛行器設計提供參考。
[0006] 氣動參數(shù)辨識屬于控制理論與控制工程學科的系統(tǒng)辨識方向。系統(tǒng)辨識包括模型 辨識和參數(shù)估計。在飛行器外形確定的情況下，待辨識模型結構往往確定，主要問題是參 數(shù)估計。氣動參數(shù)辨識通過試飛過程采集的輸入（氣動舵面偏轉角度、油門）和輸出數(shù)據(jù) (三軸角速率、三軸姿態(tài)、三軸加速度、空速/迎角/側滑），利用辨識算法估計關鍵氣動參 數(shù)。為提高輸入輸出數(shù)據(jù)的有效信息，需要主動激勵激發(fā)飛行器固有運動模態(tài)。激勵設計 很大程度上影響辨識效果，也是氣動參數(shù)辨識的關鍵。
[0007] 在國內外參數(shù)辨識系統(tǒng)研究中，大部分設計的采集系統(tǒng)都是依靠高頻處理芯片 實施分時復用的方式進行多路數(shù)模轉換，同時激勵程序直接寫入控制系統(tǒng)中，并且通常不 會有在線辨識功能。（參考：[1]王軍強，朱章華.基于DSP的無人飛行器數(shù)據(jù)采集系統(tǒng) 的設計[J].計算機測量與控制，2009, 17(2) :434-436 ; [2]程秀芹，李永紅，王恩懷， 等.飛行器氣動參數(shù)測試系統(tǒng)的設計[J].自動化與儀表，2010, 25(010) :42-45 ; [3]Basic principles of flight test instrumentation engineering[C]. AGARD, 1974.)
[0008] 上述辨識方案存在以下缺點：1)所采集的飛行數(shù)據(jù)往往無法滿足辨識的要求，相 比氣動參數(shù)辨識飛行控制對傳感器精度、頻率要求較低，更關鍵的是基于飛行控制的采集 系統(tǒng)無法從硬件上解決各數(shù)據(jù)間的時延問題。2)為開展氣動參數(shù)辨識，需要對飛行控制系 統(tǒng)的硬軟件進行修改，容易產生安全隱患，造成飛行事故。


【發(fā)明內容】

[0009] 本發(fā)明的目的在于提供一種機載氣動參數(shù)辨識系統(tǒng)。
[0010] 本發(fā)明設有數(shù)據(jù)采集存儲模塊、激勵諸元模塊和在線辨識模塊；
[0011] 所述數(shù)據(jù)采集存儲模塊的數(shù)據(jù)輸出一端接激勵諸元模塊和在線辨識模塊；數(shù)據(jù)采 集存儲模塊、激勵諸元模塊和在線辨識模塊通過CAN總線與飛行控制器相互通信；
[0012] 所述數(shù)據(jù)采集存儲模塊設有至少2組傳感器、抗混疊模擬濾波器、信號調節(jié)器、采 樣保持器以及量化器；所述傳感器包括但不限于三軸速率傳感器、三軸過載傳感器、舵面?zhèn)?感器、迎角傳感器、側滑角傳感器和空速傳感器等，傳感器的輸出端接各自的抗混疊模擬濾 波器，抗混疊模擬濾波器的輸出端通過信號調節(jié)器連接采樣保持器的輸入端，同步采樣控 制器的輸出端連接采樣保持器控制端并控制采樣保持器定時采樣，采樣保持器輸出端連接 量化器，量化器的輸出端連接編碼器輸入端，編碼器的輸出端連接記錄儀，并且通過CAN總 線分別與激勵諸元模塊、在線辨識模塊和飛行控制器連接。
[0013] 所述激勵諸元模塊，可采用一個編程MPC5534芯片，CAN總線數(shù)據(jù)輸出端連接 MPC5534芯片，MPC5534芯片輸出連接CAN總線。
[0014] 所述在線辨識模塊，可設有輸入串口、輸出串口、第1RAM、ROM、卡爾曼濾波器和第 2RAM，CAN總線連接輸入串口，輸入串口輸出連接第1RAM，第1RAM輸出連接卡爾曼濾波器， ROM內儲存初始設置，ROM輸出連接卡爾曼濾波器，卡爾曼濾波器輸出連接到第2RAM，第 2RAM輸出連接到輸出串口，輸出串口連接系統(tǒng)CAN總線。
[0015] 本發(fā)明將飛行器的辨識軟硬件從飛行控制系統(tǒng)中剝離，不僅確保飛行控制的安 全，而且能提供激勵信號和解決各傳感器采集不同的的問題；機載辨識系統(tǒng)模塊化，使得安 裝和卸載更加方便，可為多類型多型號飛行器提供高精度辨識數(shù)據(jù)和在線氣動模型數(shù)據(jù)。
[0016] 本發(fā)明是飛行器氣動參數(shù)辨識的機載專用設備，其功能是：激勵飛行器的運動模 態(tài)，實時測量并采集飛行器輸入數(shù)據(jù)（各氣動舵面、發(fā)動機）、輸出數(shù)據(jù)（角運動、線運動、迎 角/側滑），調用氣動參數(shù)辨識算法解算動力學模型，進而獲得飛行器的氣動參數(shù)。
[0017] 本發(fā)明主要應用于無人飛行器動力學模型確定、飛行器的縮比模型自由飛試驗， 以及有人機氣動參數(shù)的天地差異修正。適用于多類型固定翼、旋翼飛行器，有人、無人飛行 器。
[0018] 本發(fā)明按照氣動參數(shù)辨識要求設計功能完備、相對獨立的辨識系統(tǒng)，使用時只需 要將其數(shù)據(jù)接口和飛行控制系統(tǒng)連接，飛行控制系統(tǒng)硬件無需修改，軟件僅增加一個成熟 的功能模塊。
[0019] 本發(fā)明是一種獨立于飛行控制系統(tǒng)的機載辨識系統(tǒng)，辨識過程對原系統(tǒng)影響更 ??；具有更好的數(shù)據(jù)同步性，保證測量精度滿足辨識要求；集成判斷辨識所需的激勵設計 諸元程序，以及相配套的觸發(fā)時機和安全終止判斷；集成氣動參數(shù)在線辨識功能，為控制策 略選擇提供更多方案。
[0020] 本發(fā)明根據(jù)設定的采樣頻率，控制器通過程序控制各保持器同時采集對應通道的 電壓信號。
[0021] 諸元軟件和在線辨識是在嵌入式中編程可以實現(xiàn)。諸元軟件通過接收采集系統(tǒng)數(shù) 據(jù)，判斷飛行器姿態(tài)信息，計算激勵信號的脈寬和幅值，當飛行器角速率和過載信號穩(wěn)定在 一個閾值內時開啟激勵；激勵過程中判斷飛行器角速率和過載信號大于設定極限值時終止 激勵，實施安全保護，并在下次激勵時將激勵信號的幅值減小。
[0022] 在線辨識，根據(jù)卡爾曼濾波算法實時更新計算氣動參數(shù)，作為自適應控制的一部 分，減小飛行控制系統(tǒng)數(shù)據(jù)處理壓力，更有同步采集系統(tǒng)提供的無時延數(shù)據(jù)，控制精度比直 接集成的控制精度更高更可靠。

【專利附圖】

【附圖說明】
[0023] 圖1為本發(fā)明實施例的結構組成框圖。
[0024] 圖2為本發(fā)明實施例的數(shù)據(jù)采集存儲模塊的結構組成框圖。
[0025] 圖3為本發(fā)明實施例的激勵諸元程序流程圖。
[0026] 圖4為本發(fā)明實施例的在線辨識模塊的結構組成框圖。

【具體實施方式】
[0027] 下面結合附圖詳細描述本發(fā)明的【具體實施方式】和工作原理。
[0028] 如圖1?4所示，本發(fā)明實施例設有數(shù)據(jù)采集存儲模塊1、激勵諸元模塊2、在線辨 識模塊3、CAN總線4。
[0029] 所述數(shù)據(jù)采集存儲模塊1的數(shù)據(jù)輸出一端接激勵諸元模塊2和在線辨識模塊3 ; 數(shù)據(jù)采集存儲模塊1、激勵諸元模塊2和在線辨識模塊3通過CAN總線4與飛行控制器A相 互通信。
[0030] 所述數(shù)據(jù)采集存儲模塊1設有至少2組傳感器11、抗混疊模擬濾波器12、信號調 節(jié)器13、采樣保持器14以及量化器15 ;所述傳感器11包括但不限于三軸速率傳感器、三軸 過載傳感器、舵面?zhèn)鞲衅鳌⒂莻鞲衅鳌然莻鞲衅骱涂账賯鞲衅鞯?，傳感?1的輸出端 接各自的抗混疊模擬濾波器12,抗混疊模擬濾波器12的輸出端通過信號調節(jié)器13連接采 樣保持器14的輸入端，同步采樣控制器16的輸出端連接采樣保持器14控制端并控制采樣 保持器14定時采樣，采樣保持器14輸出端連接量化器15,量化器15的輸出端連接編碼器 17輸入端，編碼器17的輸出端連接記錄儀18,并且通過CAN總線4分別與激勵諸元模塊2、 在線辨識模塊3和飛行控制器A連接。
[0031] 所述激勵諸元模塊2,可采用一個編程MPC5534芯片，CAN總線數(shù)據(jù)輸出端連接 MPC5534芯片，MPC5534芯片輸出連接CAN總線。
[0032] 所述在線辨識模塊3,可設有輸入串口 31、輸出串口 32、第1RAM33、R0M34、卡爾曼 濾波器35和第2RAM36, CAN總線4連接輸入串口 31，輸入串口 31輸出連接第1RAM33,第 1RAM33輸出連接卡爾曼濾波器35, R0M34內儲存初始設置，R0M34輸出連接卡爾曼濾波器 35,卡爾曼濾波器35輸出連接到第2RAM36,第2RAM36輸出連接到輸出串口 32,輸出串口 32 連接系統(tǒng)CAN總線4。
[0033] 以下給出本發(fā)明的工作原理。
[0034] 數(shù)據(jù)同步采集模塊為其他兩個模塊提供實時的飛行數(shù)據(jù)，通過總線和飛行控制系 統(tǒng)通信。
[0035] 通過CAN總線將每個模塊的數(shù)據(jù)在各個模塊之間共享，每個模塊按照各自數(shù)據(jù)需 求在CAN總線上讀取數(shù)據(jù)；同步采集模塊的傳感器數(shù)據(jù)傳，激勵諸元模塊的產生的激勵信 號和在線辨識模塊的辨識參數(shù)結果，都傳到CAN總線上；同步采集模塊在CAN總線上讀取飛 控的開始采集和終止采集信號，激勵諸元模塊在CAN總線上讀取同步采集得來的數(shù)據(jù)和飛 控開始激勵指令以判斷開始和終止激勵的時機；在線辨識模塊在在CAN總線上讀取同步采 集數(shù)據(jù)、激勵信號和飛控中需要用于辨識的信號，以進行參數(shù)辨識計算；飛行控制器在CAN 總線上讀取激勵信號、飛控所需的傳感器采集數(shù)據(jù)和辨識參數(shù)結果。另外，可以根據(jù)不同場 合自定義每個模塊上傳到CAN總線上的數(shù)據(jù)和CAN總線上讀取的數(shù)據(jù)。
[0036] 同步采集模塊實施方式通過各傳感器和元件組成，輔之以嵌入式程序控制；激勵 諸元和在線辨識由嵌入式程序計算實現(xiàn)。
[0037] 本發(fā)明的同步采集模塊，如圖2所示，由多個采樣保持器組成，傳感器通過各自的 抗混疊模擬濾波和信號調節(jié)器處理之后，和對應的采樣保持器相連，采集包括角速率、過 載、舵面、迎角、側滑角和空速等模擬電壓信號。采集系統(tǒng)使用一個量化器，將各個保持器中 的電壓量化為數(shù)字量，依次量化后通過乘法、加法器進行數(shù)位分配后寫入儲存器中。在模擬 信號通道較多時，可以使用多個量化器分擔處理壓力從而加速轉換過程。工作原理是：采樣 控制器定時控制采樣保持器，同時采集到多路模擬信號電壓，電壓信號在量化器中依次轉 換為數(shù)字量并在數(shù)位分配后寫入儲存器中，實現(xiàn)多傳感器的采集數(shù)據(jù)同步無時延。得到的 高質量原始數(shù)據(jù)，用以實現(xiàn)后期飛行器的高精度辨識。
[0038] 激勵諸元軟件程序流程如圖3所示，飛行控制開啟激勵，開始運行以下流程；分析 同步采集傳輸過來的數(shù)據(jù)，根據(jù)時歷信號的頻率特性和波峰差值，分別計算激勵信號的脈 寬和幅值，生成激勵信號；判斷飛行器姿態(tài)信息，當飛行器角速率和過載信號穩(wěn)定在一個閾 值內時，激勵信號傳輸?shù)娇刂葡到y(tǒng)中，否則持續(xù)等到至平衡狀態(tài)；當激勵過程中判斷飛行器 角速率和過載信號大于設定極限值時終止激勵，實施安全保護，并將下次激勵信號的幅值 減小。
[0039] 在線辨識模塊的實施方式是使用卡爾曼濾波方式在線計算氣動參數(shù)，卡爾曼濾波 解算在FPGA內完成，主要利用內部邏輯資源，RAM和ROM使用FPGA內嵌的硬件塊RAM存儲 器，其中RAM暫存每步的中間結果，ROM存放濾波算法中的固定系數(shù)，如觀測系數(shù)矩陣、噪聲 系數(shù)陣等。由串口將濾波過程中用到測量值等信息輸入到FPGA，因解算結果暫存于一個稍 大的存儲器內，同時通過串口輸出在線辨識出的參數(shù)。若使用自適應或需要在線氣動參數(shù) 的控制策略實施控制時，才用到此模塊，其他情況下可見此部分關閉。
[0040] 本發(fā)明解決不同傳感器采集的數(shù)據(jù)不同步的問題，可拓展安裝多種傳感器，實施 不同的辨識任務。同時使用CAN總線連接方式進行數(shù)據(jù)傳輸，系統(tǒng)接線難度大大減小，更易 實現(xiàn)并且信號干擾的可能更小。本發(fā)明按照氣動參數(shù)辨識要求設計功能完備、相對獨立的 辨識系統(tǒng)，使用時只需要將其數(shù)據(jù)接口和飛行控制系統(tǒng)連接，飛行控制系統(tǒng)硬件無需修改， 軟件僅增加一個成熟的功能模塊。
[0041] 獨立于飛行控制系統(tǒng)的機載辨識系統(tǒng)，辨識過程對原系統(tǒng)影響更小；具有更好的 數(shù)據(jù)同步性，保證測量精度滿足辨識要求；集成判斷辨識所需的激勵設計諸元程序，以及相 配套的觸發(fā)時機和安全終止判斷；集成氣動參數(shù)在線辨識功能，為控制策略選擇提供更多 方案。
【權利要求】
1. 一種機載氣動參數(shù)辨識系統(tǒng)，其特征在于設有數(shù)據(jù)采集存儲模塊、激勵諸元模塊和 在線辨識模塊； 所述數(shù)據(jù)采集存儲模塊的數(shù)據(jù)輸出一端接激勵諸元模塊和在線辨識模塊；數(shù)據(jù)采集存 儲模塊、激勵諸元模塊和在線辨識模塊通過CAN總線與飛行控制器相互通信； 所述數(shù)據(jù)采集存儲模塊設有至少2組傳感器、抗混疊模擬濾波器、信號調節(jié)器、采樣 保持器以及量化器；所述傳感器包括但不限于三軸速率傳感器、三軸過載傳感器、舵面?zhèn)?感器、迎角傳感器、側滑角傳感器和空速傳感器，傳感器的輸出端接各自的抗混疊模擬濾波 器，抗混疊模擬濾波器的輸出端通過信號調節(jié)器連接采樣保持器的輸入端，同步采樣控制 器的輸出端連接采樣保持器控制端并控制采樣保持器定時采樣，采樣保持器輸出端連接量 化器，量化器的輸出端連接編碼器輸入端，編碼器的輸出端連接記錄儀，并且通過CAN總線 分別與激勵諸元模塊、在線辨識模塊和飛行控制器連接。
2. 如權利要求1所述一種機載氣動參數(shù)辨識系統(tǒng)，其特征在于所述激勵諸元模塊，采 用一個編程MPC5534芯片，CAN總線數(shù)據(jù)輸出端連接MPC5534芯片，MPC5534芯片輸出連接 CAN總線。
3. 如權利要求1所述一種機載氣動參數(shù)辨識系統(tǒng)，其特征在于所述在線辨識模塊，設 有輸入串口、輸出串口、第1RAM、R0M、卡爾曼濾波器和第2RAM，CAN總線連接輸入串口，輸入 串口輸出連接第1RAM，第1RAM輸出連接卡爾曼濾波器，ROM內儲存初始設置，ROM輸出連接 卡爾曼濾波器，卡爾曼濾波器輸出連接到第2RAM，第2RAM輸出連接到輸出串口，輸出串口 連接系統(tǒng)CAN總線。
【文檔編號】G01M9/00GK104102127SQ201410340630
【公開日】2014年10月15日 申請日期:2014年7月17日 優(yōu)先權日:2014年7月17日
【發(fā)明者】吳了泥, 豆修鑫, 李超, 程曉倩, 羅洋, 周圣祿, 張德進 申請人:廈門大學