飞行器过载传感器系统级安装误差标定系统及方法

摘要

本发明涉及飞行器过载传感器系统级安装误差标定系统及方法，属于飞行器总体气动辨识技术领域。本发明的飞行器过载传感器系统级安装误差标定方法，用于飞行试验后修正过载测量数据，确保飞行器气动参数辨识的精度和可信性，也可以作为飞行器的设计参数，用于飞行导航解算。

权利要求

1.飞行器过载传感器系统级安装误差标定方法，其特征在于该方法的步骤包括(1)建立坐标系，包括建立飞行器坐标系OX1Y1Z1、过载传感器敏感轴坐标系OmXmYmZm和基准角块坐标系OdXdYdZd；

(2)建立步骤(1)中所述坐标系之间的转换关系：

转换关系为：飞行器坐标系OX1Y1Z1到过载传感器敏感轴坐标系OmXmYmZm的转换矩阵为C；飞行器坐标系OX1Y1Z1到基准角块坐标系OdXdYdZd的转换矩阵为A；基准角块坐标系OdXdYdZd到过载传感器敏感轴坐标系OmXmYmZm的转换矩阵为B；其中，C＝AB；

(3)根据步骤(2)得到的转换矩阵C得到过载传感器相对于飞行器的安装误差；

(4)根据步骤(3)得到的安装误差对飞行试验过载数据进行修正，实现气动辨识的目的；

所述的步骤(2)中，转换矩阵A、B的获取方法，步骤包括：

第一步，将飞行器调整到水平状态，具体方法为：将飞行器放在飞行器可调节架车上，调节飞行器可调节架车至水平后，在基准角块上正交摆放水平仪；

第二步，记录水平仪的读数θ1和θ2和过载传感器的输出

第三步，将飞行器调整到垂直状态，具体方法为：使用飞行器翻转吊具将飞行器调整至垂直状态，然后在基准角块上正交摆放水平仪；

第四步，记录水平仪的读数 和 和过载传感器的输出

第五步，测量基准角块中A靠面法向矢量相对于飞行器坐标系的坐标(xa,ya,za)；测量基准角块中B靠面法向矢量相对于飞行器坐标系的坐标(xb,yb,zb)；

第六步，根据第二步、第四步和第五步得到的参数计算转换矩阵A和B，记H为角块基准坐标系到飞行器坐标系的转换矩阵，则有A＝H-1；其中其中，

其中，

第七步，根据第六步得到的转换矩阵A、B，求得转换矩阵C，C＝AB。

2.根据权利要求1所述的飞行器过载传感器系统级安装误差标定方法，其特征在于：所述的步骤(1)中，飞行器坐标系OX1Y1Z1：坐标原点O为飞行器质心，OX1轴位于飞行器纵向对称平面内，平行于底平面指向前方为正，OY1轴位于纵向对称平面内，垂直于OX1轴指向上方为正，OZ1轴由右手法则确定。

3.根据权利要求1所述的飞行器过载传感器系统级安装误差标定方法，其特征在于：所述的步骤(1)中，过载传感器敏感轴坐标系OmXmYmZm由过载传感器的三个敏感轴定义。

4.根据权利要求1所述的飞行器过载传感器系统级安装误差标定方法，其特征在于：所述的步骤(1)中，基准角块坐标系OdXdYdZd中的OdXd轴垂直于角块A板指向飞行器前方，OdYd轴垂直于角块B板指向飞行器上方，OdZd轴由右手法则确定。

5.根据权利要求1所述的飞行器过载传感器系统级安装误差标定方法，其特征在于：所述的步骤(2)中，转换矩阵

6.根据权利要求5所述的飞行器过载传感器系统级安装误差标定方法，其特征在于：根据转换矩阵C得到过载传感器相对于飞行器的安装误差为C12、C13、C21、C23、C31和C32，其中，C12表示过载传感器的Xm轴与飞行器Y1轴的交叉耦合角；C13表示过载传感器的Xm轴与飞行器Z1轴的交叉耦合角；C21表示过载传感器的Ym轴与飞行器X1轴的交叉耦合角；C23的表示过载传感器的Ym轴与飞行器Z1轴的交叉耦合角；C31表示过载传感器的Zm轴与飞行器X1轴的交叉耦合角；C32表示过载传感器的Zm轴与飞行器Y1轴的交叉耦合角。

说明书

飞行器过载传感器系统级安装误差标定系统及方法

技术领域

[0001] 本发明涉及飞行器过载传感器系统级安装误差标定系统及方法，属于飞行器总体气动辨识技术领域。

背景技术

[0002] 过载传感器是一类飞行器上常用的导航设备，能够测量除重力以外的合力所产生的加速度，也是气动参数辨识的重要测量设备。过载传感器通常由三个正交的敏感轴构成，分别敏感三个方向所受到的过载，但由于飞行器加工制造误差的原因，过载传感器的三个敏感轴与飞行器的体坐标系存在安装偏差，这对飞行器的气动参数辨识存在一定影响，尤其当飞行器某一个或两个方向所受到的过载相对较大，而其它方向所受到的过载较小时，大过载方向将在小过载敏感轴上叠加一个偏差量，导致过载测量值与真实值不符。以某高升阻比飞行器为例，当法向过载为轴向过载的25倍时，当安装偏差为40′的安装偏差将导致轴向过载测量产生30％的测量偏差，对气动参数辨识有较大影响。

发明内容

[0003] 本发明的技术解决问题是：克服现有技术的不足，提出飞行器过载传感器系统级安装误差标定系统及方法，该方法对过载传感器的安装偏差进行标定，以便在飞行试验后对过载数据进行修正，实现气动辨识的目的。

[0004] 本发明的技术解决方案是：

[0005] 飞行器过载传感器系统级安装误差标定系统，该系统包括飞行器、过载传感器、基准角块、飞行器可调节架车、水平仪、高空作业车、飞行器翻转吊具和过载传感器地面测试设备；

[0006] 所述的过载传感器安装在飞行器内，飞行器的外表面上安装基准角块；

[0007] 所述的飞行器可调节架车用于调整飞行器在地面状态下的姿态；

[0008] 所述的水平仪用于测量飞行器相对于水平位置的倾斜角；

[0009] 所述的高空作业车用于地面测试电缆插拔和吊装辅助；

[0010] 所述的飞行器翻转吊具用于调整飞行器的姿态；

[0011] 所述的过载传感器地面测试设备用于记录过载传感器的测试数据。

[0012] 所述的水平仪包括两套单轴水平仪或一套正交双轴水平仪，测量精度1″。

[0013] 基准角块用于提供飞行器外形的测量基准，基准角块为一标准正交仪，由互相垂直的两靠面组成，分别为A靠面和B靠面，A靠面和B靠面的平面度公差均不大于0.01mm，A靠面和B靠面的不垂直度不大于5"，基准角块的B靠面与飞行器加工基准面通过适配器联接。

[0014] 飞行器过载传感器系统级安装误差标定方法，该方法的步骤包括

[0015] (1)建立坐标系，包括建立飞行器坐标系OX1Y1Z1、过载传感器敏感轴坐标系OmXmYmZm和基准角块坐标系OdXdYdZd；

[0016] (2)建立步骤(1)中所述坐标系之间的转换关系：

[0017] 转换关系为：飞行器坐标系OX1Y1Z1到过载传感器敏感轴坐标系OmXmYmZm的转换矩阵为C；飞行器坐标系OX1Y1Z1到基准角块坐标系OdXdYdZd的转换矩阵为A；基准角块坐标系OdXdYdZd到过载传感器敏感轴坐标系OmXmYmZm的转换矩阵为B；其中，C＝AB；

[0018] (3)根据步骤(2)得到的转换矩阵C得到过载传感器相对于飞行器的安装误差；

[0019] (4)根据步骤(3)得到的安装误差对飞行试验过载数据进行修正，实现气动辨识的目的。

[0020] 所述的步骤(1)中，飞行器坐标系OX1Y1Z1：坐标原点O为飞行器质心，OX1轴位于飞行器纵向对称平面内，平行于底平面指向前方为正，OY1轴位于纵向对称平面内，垂直于OX1轴指向上方为正，OZ1轴由右手法则确定。

[0021] 所述的步骤(1)中，过载传感器敏感轴坐标系OmXmYmZm由过载传感器的三个敏感轴定义。

[0022] 所述的步骤(1)中，基准角块坐标系OdXdYdZd中的OdXd轴垂直于角块A板指向飞行器前方，OdYd轴垂直于角块B板指向飞行器上方，OdZd轴由右手法则确定。

[0023] 所述的步骤(2)中，转换矩阵

[0024] 根据转换矩阵C得到过载传感器相对于飞行器的安装误差为C12、C13、C21、C23、C31和C32，其中，C12表示过载传感器的Xm轴与飞行器Y1轴的交叉耦合角；C13表示过载传感器的Xm轴与飞行器Z1轴的交叉耦合角；C21表示过载传感器的Ym轴与飞行器X1轴的交叉耦合角；C23的表示过载传感器的Ym轴与飞行器Z1轴的交叉耦合角；C31表示过载传感器的Zm轴与飞行器X1轴的交叉耦合角；C32表示过载传感器的Zm轴与飞行器Y1轴的交叉耦合角。

[0025] 所述的步骤(2)中，转换矩阵A、B的获取方法，步骤包括：

[0026] 第一步，将飞行器调整到水平状态，具体方法为：将飞行器放在飞行器可调节架车上，调节飞行器可调节架车至水平后，在基准角块上正交摆放水平仪；

[0027] 第二步，记录水平仪的读数θ1和θ2和过载传感器的输出

[0028] 第三步，将飞行器调整到垂直状态，具体方法为：使用飞行器翻转吊具将飞行器调整至垂直状态，然后在基准角块上正交摆放水平仪；

[0029] 第四步，记录水平仪的读数 和 和过载传感器的输出

[0030] 第五步，测量基准角块中A靠面法向矢量相对于飞行器坐标系的坐标(xa,ya,za)；测量基准角块中B靠面法向矢量相对于飞行器坐标系的坐标(xb,yb,zb)；

[0031] 第六步，根据第二步、第四步和第五步得到的参数计算转换矩阵A和B，记H为角块基准坐标系到飞行器坐标系的转换矩阵，则有A＝H-1。其中

[0032]

[0033] 其中，

[0034]

[0035] 其中，

[0036] 第七步，根据第六步得到的转换矩阵A、B，求得转换矩阵C，C＝AB。

[0037] 有益效果

[0038] (1)本发明的飞行器过载传感器系统级安装误差标定方法，用于飞行试验后修正过载测量数据，确保飞行器气动参数辨识的精度和可信性，也可以作为飞行器的设计参数，用于飞行导航解算。

[0039] (2)标定试验后，根据试验所记录的过载传感器数据和水平仪记录数据，以及高精度正交基准角块与飞行器外形的测量偏差，利用上文的安装偏差矩阵计算方法，计算出矩阵C。在飞行试验开展气动辨识工作时，过载传感器测量数据，需要利用转移矩阵C对测量值进行修正，作为数据预处理的一个环节。

具体实施方式

[0040] 飞行器过载传感器系统级安装误差标定方法，所述的飞行器的外表面上安装一基准角块，用于提供飞行器外形的测量基准，基准角块为一标准正交仪，由互相垂直的两靠面组成，分别为A靠面和B靠面；该方法的步骤包括：

[0041] (1)建立坐标系，包括建立飞行器坐标系OX1Y1Z1、过载传感器敏感轴坐标系OmXmYmZm和基准角块坐标系OdXdYdZd；

[0042] 其中，飞行器坐标系OX1Y1Z1：坐标原点O为飞行器质心，OX1轴位于飞行器纵向对称平面内，平行于底平面指向前方为正，OY1轴位于纵向对称平面内，垂直于OX1轴指向上方为正，OZ1轴由右手法则确定；

[0043] 过载传感器敏感轴坐标系OmXmYmZm由过载传感器的三个敏感轴定义；

[0044] 基准角块坐标系OdXdYdZd中的OdXd轴垂直于角块A板指向飞行器前方，OdYd轴垂直于角块B板指向飞行器上方，OdZd轴由右手法则确定；

[0045] (2)建立步骤(1)中所述坐标系之间的转换关系：

[0046] 转换关系为：

[0047] 飞行器坐标系OX1Y1Z1到过载传感器敏感轴坐标系OmXmYmZm的转换矩阵为C；飞行器坐标系OX1Y1Z1到基准角块坐标系OdXdYdZd的转换矩阵为A；基准角块坐标系OdXdYdZd到过载传感器敏感轴坐标系OmXmYmZm的转换矩阵为B；其中，

[0048] (3)步骤(2)得到的转换矩阵C中C12、C13、C21、C23、C31和C32即为过载传感器相对于飞行器的安装误差，C12表示过载传感器的Xm轴与飞行器Y1轴的交叉耦合角；C13表示过载传感器的Xm轴与飞行器Z1轴的交叉耦合角；C21表示过载传感器的Ym轴与飞行器X1轴的交叉耦合角；C23的表示过载传感器的Ym轴与飞行器Z1轴的交叉耦合角；C31表示过载传感器的Zm轴与飞行器X1轴的交叉耦合角；C32表示过载传感器的Zm轴与飞行器Y1轴的交叉耦合角；

[0049] (4)根据步骤(3)得到的安装误差对飞行试验过载数据进行修正，实现气动辨识的目的。

[0050] 获取所述的步骤(2)中的转换矩阵A、B的系统包括：安装有过载传感器的飞行器、飞行器可调节架车、水平仪、角块、高空作业车、飞行器翻转吊具和过载传感器地面测试设备；其中，飞行器可调节架车能够在地面状态下调整飞行器的姿态，例如水平状态和竖直状态，水平仪包括两套单轴水平仪或一套正交双轴水平仪，测量精度1″；基准角块的A靠面和B靠面的平面度公差不大于0.01mm，A靠面和B靠面的不垂直度不大于5"，以基准角块的B靠面与飞行器加工基准面通过适配器联接；高空作业车用于地面测试电缆插拔和吊装辅助，飞行器翻转吊具用于飞行器姿态调整；过载传感器地面测试设备用于记录过载传感器测试数据。

[0051] 获取所述的步骤(2)中的转换矩阵A、B的方法，步骤包括：

[0052] 第一步，将飞行器调整到水平状态，具体方法为：将飞行器放在飞行器可调节架车上，粗调飞行器可调节架车至基本水平后，在基准角块上正交摆放水平仪；

[0053] 第二步，记录水平仪的读数θ1和θ2和过载传感器的输出

[0054] 第三步，将飞行器调整到垂直状态，具体方法为：使用飞行器翻转吊具将飞行器调整至垂直状态，然后在基准角块上正交摆放水平仪；

[0055] 第四步，记录水平仪的读数 和 和过载传感器的输出

[0056] 第五步，测量基准角块中A靠面法向矢量相对于飞行器坐标系的坐标(xa,ya,za)；测量基准角块中B靠面法向矢量相对于飞行器坐标系的坐标(xb,yb,zb)；

[0057] 第六步，根据第二步、第四步和第五步得到的参数计算转换矩阵A和B，记H为角块基准坐标系到飞行器坐标系的转换矩阵，则有A＝H-1。其中

[0058]

[0059] 其中，

[0060]

[0061] 其中，

[0062] 第七步，根据第六步得到的转换矩阵A、B，求得转换矩阵C；

[0063] C＝AB。

[0064] 实施例

[0065] 以高升阻比外形飞行器为例，获取传感器相对飞行器坐标系的转换矩阵C以及对应的安装偏差。

[0066] 飞行器过载传感器系统级安装误差标定方法，所述的飞行器的外表面上安装一基准角块，用于提供飞行器外形的测量基准，基准角块为一标准正交仪，由互相垂直的两靠面组成，分别为A靠面和B靠面；该方法的步骤包括：

[0067] (1)建立坐标系，包括建立飞行器坐标系OX1Y1Z1、过载传感器敏感轴坐标系OmXmYmZm和基准角块坐标系OdXdYdZd；

[0068] 其中，飞行器坐标系OX1Y1Z1：坐标原点O为飞行器质心，OX1轴位于飞行器纵向对称平面内，平行于底平面指向前方为正，OY1轴位于纵向对称平面内，垂直于OX1轴指向上方为正，OZ1轴由右手法则确定；

[0069] 过载传感器敏感轴坐标系OmXmYmZm由过载传感器的三个敏感轴定义；

[0070] 基准角块坐标系OdXdYdZd中的OdXd轴垂直于角块A板指向飞行器前方，OdYd轴垂直于角块B板指向飞行器上方，OdZd轴由右手法则确定；

[0071] (2)建立步骤(1)中所述坐标系之间的转换关系：

[0072] 转换关系为：

[0073] 飞行器坐标系OX1Y1Z1到过载传感器敏感轴坐标系OmXmYmZm的转换矩阵为C；飞行器坐标系OX1Y1Z1到基准角块坐标系OdXdYdZd的转换矩阵为A；基准角块坐标系OdXdYdZd到过载传感器敏感轴坐标系OmXmYmZm的转换矩阵为B；其中，

[0074] (3)步骤(2)得到的转换矩阵C中C12、C13、C21、C23、C31和C32即为过载传感器相对于飞行器的安装误差，C12表示过载传感器的Xm轴与飞行器Y1轴的交叉耦合角；C13表示过载传感器的Xm轴与飞行器Z1轴的交叉耦合角；C21表示过载传感器的Ym轴与飞行器X1轴的交叉耦合角；C23的表示过载传感器的Ym轴与飞行器Z1轴的交叉耦合角；C31表示过载传感器的Zm轴与飞行器X1轴的交叉耦合角；C32表示过载传感器的Zm轴与飞行器Y1轴的交叉耦合角；

[0075] (4)根据步骤(3)得到的安装误差对飞行试验过载数据进行修正，实现气动辨识的目的。

[0076] 获取所述的步骤(2)中的转换矩阵A、B的系统包括：安装有过载传感器的飞行器、飞行器可调节架车、水平仪、角块、高空作业车、飞行器翻转吊具和过载传感器地面测试设备；其中，飞行器可调节架车能够在地面状态下调整飞行器的姿态，例如水平状态和竖直状态，水平仪包括两套单轴水平仪或一套正交双轴水平仪，测量精度1″；基准角块的A靠面和B靠面的平面度公差不大于0.01mm，A靠面和B靠面的不垂直度不大于5"，以基准角块的B靠面与飞行器加工基准面通过适配器联接；高空作业车用于地面测试电缆插拔和吊装辅助，飞行器翻转吊具用于飞行器姿态调整；过载传感器地面测试设备用于记录过载传感器测试数据。

[0077] 获取所述的步骤(2)中的转换矩阵A、B的方法，步骤包括：

[0078] 第一步，将飞行器调整到水平状态，具体方法为：将飞行器放在飞行器可调节架车上，粗调飞行器可调节架车至基本水平后，在基准角块上正交摆放水平仪；

[0079] 第二步，记录水平仪的读数θ1为5"，θ2为25.5"，过载传感器的输出平均值[0080] 第三步，将飞行器调整到垂直状态，具体方法为：使用飞行器翻转吊具将飞行器调整至垂直状态，然后在基准角块上正交摆放水平仪；

[0081] 第四步，记录水平仪的读数 为40.875"， 为-20.75"，过载传感器的输出平均值[0082] 第五步，测量基准角块中A靠面法向矢量相对于飞行器坐标系的坐标(xa,ya,za)为(1,-0.00018,-0.00032)；测量基准角块中B靠面法向矢量相对于飞行器坐标系的坐标(xb,yb,zb)为(0.00038,1,0.00022)；

[0083] 第六步，根据第二步、第四步和第五步得到的参数计算转换矩阵A和B，记H为角块基准坐标系到飞行器坐标系的转换矩阵，则有A＝H-1。其中

[0084] 第七步，根据第六步得到的转换矩阵A、B，求得转换矩阵C；

[0085]

[0086] 安装误差C12为6.35′、C13为11.22′、C21为-12.85′、C23为2.25′、C31为-11.22′和C32为-2.28′。

[0087] 根据得到的安装误差对飞行试验过载数据进行修正，飞行试验中过载测量数据为通过标定方法获得的过载传感器安装误差C，可得到过载在飞行器坐标系下的分量 供气动辨识使用。