本发明公开一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统，包括机载电源、嵌入式姿态测量计算机、航向姿态参考系统、惯性测量单元和系统标定计算机；所述机载电源、嵌入式姿态测量计算机、航向姿态参考系统和惯性测量单元置于所述飞行器模型内部；所述航向姿态参考系统和惯性测量单元的测量信息通过串行总线进入所述嵌入式姿态测量计算机；所述嵌入式姿态测量计算机的计算结果通过无线以太网发送至所述系统标定计算机；所述系统标定计算机置于所述风洞试验段外部。本发明采用纯惯性测量元件直接测量模型角速率和姿态角，再利用虚拟飞行实验特有的姿态角和气流角之间的转换关系，间接解算获得气流角，从而获得虚拟飞行实验模型姿态测量信息。
1.一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统，包括风洞试验段、飞行器模型和姿态测量系统，其特征在于，所述姿态测量系统包括机载电源、嵌入式姿态测量计算机、航向姿态参考系统、惯性测量单元和系统标定计算机；
其中，所述机载电源、嵌入式姿态测量计算机、航向姿态参考系统和惯性测量单元置于所述飞行器模型内部；所述航向姿态参考系统和惯性测量单元的测量信息通过串行总线进入所述嵌入式姿态测量计算机；所述嵌入式姿态测量计算机的计算结果通过无线以太网发送至所述系统标定计算机；所述系统标定计算机置于所述风洞试验段外部；
所述嵌入式姿态测量计算机，接收所述航向姿态参考系统和惯性测量单元的信号，并利用所接收的信号解析串行通讯协议数据包，分别获得姿态角和角速率测量信息；根据虚拟飞行实验中气流角和姿态角的转换关系，解算获得气流角；
所述嵌入式姿态测量计算机通过硬件电路或实时操作系统保证其实时性，在所述嵌入式姿态测量计算机内部同步运行三个并行循环，所述三个并行循环包括姿态角更新循环、角速率更新循环和气流角解算循环；
所述姿态角更新循环完成所述航向姿态参考系统信号的接收和解析，获得姿态角测量值；所述角速率更新循环完成所述惯性测量单元信号的接收和解析，获得角速率测量值；所述气流角解算循环，根据模型姿态角解算获得迎角/侧滑角。
2.根据权利要求1所述的一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统，其特征在于，所述机载电源为所述嵌入式姿态测量计算机、航向姿态参考系统和惯性测量单元供电，所述机载电源具有电源电压检测与报警功能。
3.根据权利要求2所述的一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统，其特征在于，所述机载电源包括电池组、分压电路、电压检测与报警、3组开关和输出端口；所述电池组提供直流电源；所述分压电路将电源电压调节至后级设备所需电压范围；所述电压检测与报警监控电源电压低于设定阈值时，发出输出电压不足告警信号；所述3组开关及输出端口实现设备通断和连接控制。
4.根据权利要求3所述的一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统，其特征在于，所述航向姿态参考系统安装于所述飞行器模型内部并且靠近飞行器模型质心位置，所述航向姿态参考系统的敏感轴与飞行器模型的体轴平行，实时测量并输出模型姿态角。
5.根据权利要求1所述的一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统，其特征在于，所述惯性测量单元安装于模型内部，所述惯性测量单元的敏感轴与飞行器模型的体轴平行，实时测量并输出模型角速率。
6.根据权利要求1所述的一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统，其特征在于，所述系统标定计算机，主要起人机界面作用，接收和显示所述嵌入式姿态测量计算机发送来的姿态测量值，辅助操作人员确认姿态测量系统工作正常，并辅助标定航向姿态参考系统和惯性测量单元的传感器初始安装姿态角。
7.一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统的使用方法，其特征在于，步骤包括：
(a)安装根据所述权利要求1-6中任一所述低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统，调整航向姿态参考系统和惯性测量单元的敏感轴使其与飞行器模型体轴对准误差在0.1°以内；
(b)安装飞行器模型，调整飞行器模型体轴使其与风洞坐标系对准误差在0.05°以内；
(c)姿态测量系统上电，测量并记录初始安装姿态角；
(d)在所述姿态角更新循环程序中进行初始安装姿态角修正设置；
一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统及使用方法
技术领域
[0001] 本发明属于风洞实验装置技术领域，特别是涉及一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统。
背景技术
[0002] 低速风洞虚拟飞行实验要求实时获取飞机模型的气流角、角速率、姿态角信息，用于飞行控制系统反馈或飞行历程参数记录。
[0003] 现有的测量系统按传感器工作原理可分为三类：
[0004] (1)流场与惯性组合测量系统，分别采用风标传感器和惯性测量传感器测量获得气流角和姿态角；该方法存在以下缺点：一是风标传感器必须安装于模型外表面，破坏了模型的几何相似性，尤其是对机头、机翼等敏感部位的关键气动特性影响较大；二是风标传感器的测量范围有限，带宽较低，不能满足大迎角高机动虚拟飞行实验使用要求；三是气流角和角速率、姿态角信息分别来源于两种传感器，且各自都有一定的测量误差，数据的一致性和相关性不好，不利于虚拟飞行实验结果分析。
[0005] (2)光学测量系统，在模型上安装标记点，采用光学测量元件实时捕获标记点空间坐标，解算获得模型姿态信息；该方法存在以下缺点：一是系统复杂，造价昂贵；二是系统校准、标定和使用流程繁琐，稳定性差；三是在模型上布置标志点，大大增加了模型设计加工的难度。
[0006] (3)间接测量系统，在模型支撑装置的转动关节处安装编码器传感器，通过支撑装置和飞机模型的运动学传递关系，间接解算获得模型姿态；该方法存在以下缺点：一是适用范围窄，常常遇到装置转动关节上无法安装编码器传感器的情况；二是运动学解算关系复杂，误差累积，测量精度不高。
发明内容
[0007] 为了解决上述问题，本发明提出了一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统，采用纯惯性测量元件直接测量获得模型角速率和姿态角，再利用虚拟飞行实验特有的姿态角和气流角之间的转换关系，间接解算获得气流角，从而获得完整的虚拟飞行实验模型姿态测量信息。
[0008] 为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统，包括风洞试验段、飞行器模型和姿态测量系统，所述姿态测量系统包括机载电源、嵌入式姿态测量计算机、航向姿态参考系统、惯性测量单元和系统标定计算机；
[0009] 其中，所述机载电源、嵌入式姿态测量计算机、航向姿态参考系统和惯性测量单元置于所述飞行器模型内部；所述航向姿态参考系统和惯性测量单元的测量信息通过串行总线进入所述嵌入式姿态测量计算机；所述嵌入式姿态测量计算机的计算结果通过无线以太网发送至所述系统标定计算机；所述系统标定计算机置于所述风洞试验段外部。
[0010] 进一步的是，所述机载电源为所述嵌入式姿态测量计算机、航向姿态参考系统和惯性测量单元供电，所述机载电源具有电源电压检测与报警功能。
[0011] 进一步的是，所述机载电源包括电池组、分压电路、电压检测与报警、3组开关和输出端口；所述电池组提供直流电源；所述分压电路将电源电压调节至后级设备所需电压范围；所述电压检测与报警监控电源电压低于设定阈值时，发出输出电压不足告警信号；所述3组开关及输出端口实现设备通断和连接控制。
[0012] 进一步的是，所述嵌入式姿态测量计算机，接收所述航向姿态参考系统和惯性测量单元的信号，并利用所接收的信号解析串行通讯协议数据包，分别获得姿态角和角速率测量信息；根据虚拟飞行实验特有的气流角和姿态角转换关系，解算获得气流角。
[0013] 进一步的是，所述嵌入式姿态测量计算机通过硬件电路或实时操作系统保证其实时性，在所述嵌入式姿态测量计算机内部同步运行三个并行循环，所述三个并行循环包括姿态角更新循环、角速率更新循环和气流角解算循环。
[0014] 进一步的是，所述姿态角更新循环完成所述航向姿态参考系统信号的接收和解析，获得姿态角测量值；所述角速率更新循环完成所述惯性测量单元信号的接收和解析，获得角速率测量值；所述气流角解算循环，根据模型姿态角解算获得迎角/侧滑角。
[0015] 进一步的是，所述航向姿态参考系统安装于所述飞行器模型内部并且靠近飞行器模型质心位置，所述航向姿态参考系统的敏感轴与飞行器模型的体轴平行，实时测量并输出模型姿态角。
[0016] 进一步的是，所述惯性测量单元安装于模型内部，所述惯性测量单元的敏感轴与飞行器模型的体轴平行，实时测量并输出模型角速率。
[0017] 进一步的是，所述系统标定计算机，主要起人机界面作用，接收和显示所述嵌入式姿态测量计算机发送来的姿态测量值，辅助操作人员确认姿态测量系统工作正常，并辅助标定航向姿态参考系统和惯性测量单元的传感器初始安装姿态角。
[0018] 基于同样的发明原理，本发明还提供了一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统的使用方法，包括步骤：
[0019] (a)安装姿态测量系统，调整航向姿态参考系统和惯性测量单元的敏感轴使其与飞行器模型体轴对准误差在0.1°以内；(b)安装飞行器模型，调整飞行器模型体轴使其与风洞坐标系对准误差在0.05°以内；(c)姿态测量系统上电，测量并记录初始安装姿态角；(d)在所述姿态角更新循环程序中进行初始安装姿态角修正设置；(e)姿态测量系统实时更新和输出姿态测量信息。
[0020] 本发明所提出一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统，采用本技术方案的有益效果：
[0021] (1)本发明采用纯惯性测量系统，实现低速风洞虚拟飞行实验模型姿态实时测量，与流场和惯性组合测量、光学测量、间接测量系统相比具有以下优点：系统组成简单、造价低；测量原理充分利用了虚拟飞行实验的特点，算法简单，易实现；角度测量范围大、动态性能好、精度高。
[0022] (2)本发明中的机载设备全部安装于模型内部，完全避免了因模型几何外形相似受到破坏带来的气动干扰问题。
[0023] (3)本发明中的航向姿态参考系统和惯性测量单体积小、重量轻、安装条件宽松，极大地降低了飞行器模型设计的难度。
[0024] (4)本发明提出的模型姿态测量系统，通用性好，可以用于开展不同型号飞行器风洞虚拟飞行研究；提出的使用方法简单易行，可以推广到其他低速风洞中，具有良好工程应用前景。
附图说明
[0025] 图1为本发明的一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统的结构示意简图；
[0026] 图2为本发明的实施例中机载电源的结构示意简图；
[0027] 图3为本发明实施例中气流角解算原理示意图；
[0028] 图4为本发明实施例中惯性测量单元信号解析流程图；
[0029] 图5为本发明实施例中模型姿态测量系统使用方法流程图。
具体实施方式
[0030] 为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面结合附图对本发明作进一步阐述。
[0031] 在实施例中，参见图1所示，一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统，包括风洞试验段、飞行器模型和姿态测量系统，所述姿态测量系统包括机载电源、嵌入式姿态测量计算机、航向姿态参考系统、惯性测量单元和系统标定计算机；其中，所述机载电源、嵌入式姿态测量计算机、航向姿态参考系统和惯性测量单元置于所述飞行器模型内部；所述航向姿态参考系统和惯性测量单元的测量信息通过串行总线进入所述嵌入式姿态测量计算机；所述嵌入式姿态测量计算机的计算结果通过无线以太网发送至所述系统标定计算机；所述系统标定计算机置于所述风洞试验段外部。
[0032] 1.所述机载电源为所述嵌入式姿态测量计算机、航向姿态参考系统和惯性测量单元供电，所述机载电源具有电源电压检测与报警功能。
[0033] 其中，如图2所示，所述机载电源包括电池组、分压电路、电压检测与报警、3组开关和输出端口；所述电池组提供直流电源；所述分压电路将电源电压调节至后级设备所需电压范围；所述电压检测与报警监控电源电压低于设定阈值时，发出输出电压不足告警信号；所述3组开关及输出端口实现设备通断和连接控制。
[0034] 2.所述嵌入式姿态测量计算机，接收所述航向姿态参考系统和惯性测量单元的信号，并利用所接收的信号解析串行通讯协议数据包，分别获得姿态角(ψθφ)和角速率(pqr)测量信息；根据虚拟飞行实验特有的气流角和姿态角转换关系，解算获得气流角(αβ)。
[0035] 其中，所述嵌入式姿态测量计算机通过硬件电路或实时操作系统保证其实时性，在所述嵌入式姿态测量计算机内部同步运行三个并行循环，所述三个并行循环包括姿态角更新循环、角速率更新循环和气流角解算循环。
[0036] 其中，所述姿态角更新循环完成所述航向姿态参考系统信号的接收和解析，获得姿态角测量值；所述角速率更新循环完成所述惯性测量单元信号的接收和解析，获得角速率测量值；所述气流角解算循环，根据模型姿态角解算获得迎角/侧滑角。
[0037] 气流角解算(公式1)和(公式2)所示；
[0038] α＝tan-1(cosψsinθcosφ+sinψsinφcosψcosθ)]]>(公式1)；
[0039] β＝sin-1(cosψsinθsinφ-sinψcosφ)(公式2)。
[0040] 其中，参见图3所示，所述气流角解算公式在风洞虚拟飞行实验特殊条件下成立；所述特殊条件设立原则：一是风洞试验段流场速度和方向恒定；二是飞行器模型的线运动自由度被完全约束。
[0041] 因此，飞行器模型在风洞坐标系内的速度始终等于[V00]，利用(公式3)进行坐标变换得到飞行器模型体坐标系下的速度分量[uvw]，然后根据迎角/侧滑角的定义(公式4)即可得到所述气流角转换公式。
[0042] uvw＝cosθcosψcosθsinψ-sinθ-cosφsinψ+sinφsinθcosψcosφcosψ+sinφsinθsinψsinφcosθsinφsinψ+cosφsinθcosψ-sinφcosψ+cosφsinθsinψcosφcosθV00]]>[0043] (公式3)；
[0044] Vβα＝u2+v2+w2sin-1(v/V)tan-1(w/u)]]>(式4)。
[0045] 3.所述航向姿态参考系统安装于所述飞行器模型内部并且靠近飞行器模型质心位置，所述航向姿态参考系统的敏感轴与飞行器模型的体轴平行，实时测量并输出模型姿态角(ψθφ)。
[0046] 4.所述惯性测量单元安装于模型内部，所述惯性测量单元的敏感轴与飞行器模型的体轴平行，实时测量并输出模型角速率(pqr)。
[0047] 其中，所述航向姿态参考系统和惯性测量单元均采用货架产品，其信号解析应根据各自的通讯协议完成，主要步骤包括：数据包起始信号握手、有效字段截取、数值换算和量纲转化，参见图4所示。
[0048] 5.所述系统标定计算机，主要起人机界面作用，接收和显示所述嵌入式姿态测量计算机发送来的姿态测量值，辅助操作人员确认姿态测量系统工作正常，并辅助标定航向姿态参考系统和惯性测量单元的传感器初始安装姿态角(ψ0θ0φ0)。
[0049] 另一方面，本发明还提供了一种低速风洞虚拟飞行实验模型姿态测量系统使用方法，如图5所示，步骤包括：
[0050] (a)安装姿态测量系统，调整航向姿态参考系统和惯性测量单元的敏感轴使其与飞行器模型体轴对准误差在0.1°以内；(b)安装飞行器模型，调整飞行器模型体轴使其与风洞坐标系对准误差在0.05°以内；(c)姿态测量系统上电，测量并记录初始安装姿态角；(d)在所述姿态角更新循环程序中进行初始安装姿态角修正设置；(e)姿态测量系统实时更新和输出姿态测量信息。以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。
[0051] 本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本实发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。
