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一种飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿方法及装置
申请号	CN202110222204.X	申请日	2021-02-28	公开(公告)号	CN112858960A	公开(公告)日	2021-05-28
申请人	哈尔滨工业大学;			发明人	韩琦; 李尤; 王艺臻; 葛林; 李琼; 王莘;
摘要	一种飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿方法及装置，属于航空磁补偿领域，目的是为了对飞机尾杆振动产生的磁干扰进行补偿。所述方法包括：在飞机进行校准飞行时，同时采集飞机的高度、加速度数据、总场数据和磁场三分量数据；根据飞机尾杆的三轴加速度ax、ay和az获得飞机尾杆的三轴位移hx、hy和hz；构造矩阵ΔE；对ΔE和总场数据HT的每一列数据进行带通滤波；根据公式bpf(HT)＝bpf(ΔE)θE估计飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿系数θE；利用补偿系数θE计算飞机尾杆振动引起的磁干扰HI，并根据HE＝HT‑HI计算实际地磁场值HE。所述装置包括：采集模块、尾杆位移计算模块、矩阵构造模块、滤波模块、补偿系数估计模块和补偿模块。
权利要求	1.一种飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿方法，其特征在于，包括：在飞机进行校准飞行时，同时采集飞机的高度、加速度数据、总场数据和磁场三分量数据；根据飞机尾杆的三轴加速度ax、ay和az获得飞机尾杆的三轴位移hx、hy和hz；根据公式ΔE＝(Δ,hf,△hz)构造矩阵ΔE；其中， δ是由ui、uiuj和构成的行向量， v1、v2和v3为三分量磁力仪测得的磁场三分量，为ui的导数；hf为飞机机体高度hf的矢量形式，△hz为飞机尾杆在垂直地面方向的高度变化量；对ΔE和总场数据HT的每一列数据进行带通滤波，得到bpf(HT)和bpf(ΔE)，其中，bpf为 FIR带通滤波器；根据公式bpf(HT)＝bpf(ΔE)θE估计飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿系数θE，其中，θE T T ＝(θ,k1,k2) ，θ的标量形式θ是由公式中的待定系数 p1、p2、p3、a11、a12、a13、a22、a23、b11、b12、b13、b21、b22、b23、b31和b32构成的列向量，HI为飞机产生的磁干扰HI的标量形式，pi、aij、bij为待估计的航磁干扰补偿系数，k1和k2为系数、且满足bpf (HE)＝k1·bpf(hf)+k2·bpf(△hz)，HE为实际地磁场值，△hz为飞机尾杆在垂直地面方向的高度变化量；利用补偿系数θE计算飞机尾杆振动引起的磁干扰HI，并根据HE＝HT‑HI计算实际地磁场值HE。 2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述飞机尾杆的三轴位移hx、hy和hz的获得方法包括：采用FFT对三轴加速度ax、ay和az进行变换，获得飞机尾杆的三轴位移hx、hy和hz。 3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述△hz的获得方法包括：根据计算得到△hz的标量形式△hz的值，△hz的符号与hz相同，其中，l为飞机尾杆根部到末端的直线距离，hz为飞机尾杆在加速度计Z轴方向的位移。 4.根据权利要求1、2或3所述的方法，其特征在于，所述根据公式bpf(HT)＝bpf(ΔE)θE 估计飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿系数θE包括：根据公式bpf(HT)＝bpf(ΔE)θE利用递推最小二乘法估计补偿系数θE。 5.一种飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿装置，其特征在于，包括：采集模块，其配置成在飞机进行校准飞行时，同时采集飞机的高度、加速度数据、总场数据和磁场三分量数据；尾杆位移计算模块，其配置成根据飞机尾杆的三轴加速度ax、ay和az获得飞机尾杆的三轴位移hx、hy和hz；矩阵构造模块，其配置成根据公式ΔE＝(Δ,hf,△hz)构造矩阵ΔE；其中， δ是由ui、uiuj和构成的行向量， v1、v2 和v3为三分量磁力仪测得的磁场三分量，为ui的导数；hf为飞机机体高度hf的矢量形式，△ hz为飞机尾杆在垂直地面方向的高度变化量；滤波模块，其配置成对ΔE和总场数据HT的每一列数据进行带通滤波，得到bpf(HT)和 bpf(ΔE)，其中，bpf为FIR带通滤波器；补偿系数估计模块，其配置成根据公式bpf(HT)＝bpf(ΔE)θE估计飞机尾杆振动引起的 T T 磁干扰的补偿系数θE，其中，θE＝(θ ,k1,k2) ，θ的标量形式θ是由公式中的待定系数p1、p2、p3、a11、a12、a13、a22、a23、b11、b12、 b13、b21、b22、b23、b31和b32构成的列向量，HI为飞机产生的磁干扰HI的标量形式，pi、aij、bij为待估计的航磁干扰补偿系数，k1和k2为系数、且满足bpf(HE)＝k1·bpf(hf)+k2·bpf(△hz)， HE为实际地磁场值，△hz为飞机尾杆在垂直地面方向的高度变化量；和补偿模块，其配置成利用补偿系数θE计算飞机尾杆振动引起的磁干扰HI，并根据HE＝HT‑ HI计算实际地磁场值HE。 6.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述尾杆位移计算模块采用FFT对三轴加速度ax、ay和az进行变换，获得飞机尾杆的三轴位移hx、hy和hz。 7.根据权利要求5所述的装置，其特征在于，所述补偿系数估计模块中的△hz通过计算得到，其中，△hz为△hz的标量形式，△hz的符号与hz相同，l为飞机尾杆根部到末端的直线距离，hz为飞机尾杆在加速度计Z轴方向的位移。 8.根据权利要求5、6或7所述的装置，其特征在于，所述补偿系数θE采用递推最小二乘法估计得到。
说明书全文	一种飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿方法及装置技术领域 [0001] 本本发明涉及一种针对飞机尾杆振动引起磁干扰的补偿方法，可应用于对飞机尾杆振动产生的磁干扰的补偿过程，属于航空磁补偿领域。背景技术 [0002] 航磁干扰补偿技术是在航磁探测过程中去除由航空平台带来的磁干扰的一种技术。通过分析航空平台自身磁干扰的类型和性质，建立航空平台磁干扰数学模型，然后在校准飞行过程中按照规定的方法测得磁总场及三分量数据，并将其用来解算航空平台磁干扰数学模型的系数。在实际的航磁探测过程中，利用估计出的模型系数及飞机姿态数据估计航空平台产生的磁干扰并将其从磁总场中去除，从而得到不含航空平台磁干扰的磁场数据。现有航磁干扰补偿系数计算方法多是基于T‑L模型，该模型将航空平台磁干扰分为恒定场、感应场和涡流场三种类型，其中恒定场系数有3项，感应场系数和涡流场系数各有9项，且两者分别与地磁场的大小及变化率有关。T‑L模型通常假设装有磁传感器的尾杆与航空平台本身是刚性连接的，但是在实际探测过程中风力和气流影响会造成装有磁传感器的尾杆振动，从而导致测量的总场中包含尾杆振动引起的磁干扰，该部分磁干扰会影响估计系数的精度。因此需要在求解航空平台磁干扰系数时去除由尾杆振动引起的磁干扰。发明内容 [0003] 本发明的目的是为了对飞机尾杆振动引起的磁干扰进行补偿，提供一种飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿方法及装置。 [0004] 本发明所述的一种飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿方法包括： [0005] 在飞机进行校准飞行时，同时采集飞机的高度、加速度数据、总场数据和磁场三分量数据； [0006] 根据飞机尾杆的三轴加速度ax、ay和az获得飞机尾杆的三轴位移hx、hy和hz； [0007] 根据公式ΔE＝(Δ,hf,△hz)构造矩阵ΔE；其中， δ是由ui、uiuj和构成的行向量， v1、v2和v3为三分量磁力仪测得的磁场三分量，为ui的导数；hf为飞机机体高度hf的矢量形式，△hz为飞机尾杆在垂直地面方向的高度变化量； [0008] 对ΔE和总场数据HT的每一列数据进行带通滤波，得到bpf(HT)和bpf(ΔE)，其中，bpf为FIR带通滤波器； [0009] 根据公式bpf(HT)＝bpf(ΔE)θE估计飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿系数θE，其T T 中，θE＝(θ,k1,k2) ，θ的标量形式θ是由公式中的待定系数p1、p2、p3、a11、a12、a13、a22、a23、b11、b12、b13、b21、b22、b23、b31和b32构成的列向量，HI为飞机产生的磁干扰HI的标量形式，pi、aij、bij为待估计的航磁干扰补偿系数，k1和k2为系数、且满足bpf(HE)＝k1·bpf(hf)+k2·bpf(△hz)，HE为实际地磁场值，△hz为飞机尾杆在垂直地面方向的高度变化量； [0010] 利用补偿系数θE计算飞机尾杆振动引起的磁干扰HI，并根据HE＝HT‑HI计算实际地磁场值HE。 [0011] 可选地，所述飞机尾杆的三轴位移hx、hy和hz的获得方法包括： [0012] 采用FFT对三轴加速度ax、ay和az进行变换，获得飞机尾杆的三轴位移hx、hy和hz。 [0013] 可选地，所述△hz的获得方法包括： [0014] 根据计算得到△hz的标量形式△hz的值，△hz的符号与hz相同，其中，l为飞机尾杆根部到末端的直线距离，hz为飞机尾杆在加速度计Z轴方向的位移。 [0015] 可选地，所述根据公式bpf(HT)＝bpf(ΔE)θE估计飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿系数θE包括： [0016] 根据公式bpf(HT)＝bpf(ΔE)θE利用递推最小二乘法估计补偿系数θE。 [0017] 本发明所述的一种飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿装置包括： [0018] 采集模块，其配置成在飞机进行校准飞行时，同时采集飞机的高度、加速度数据、总场数据和磁场三分量数据； [0019] 尾杆位移计算模块，其配置成根据飞机尾杆的三轴加速度ax、ay和az获得飞机尾杆的三轴位移hx、hy和hz； [0020] 矩阵构造模块，其配置成根据公式ΔE＝(Δ,hf,△hz)构造矩阵ΔE；其中，δ是由ui、uiuj和构成的行向量， v1、v2 和v3为三分量磁力仪测得的磁场三分量，为ui的导数；hf为飞机机体高度hf的矢量形式， △hz为飞机尾杆在垂直地面方向的高度变化量； [0021] 滤波模块，其配置成对ΔE和总场数据HT的每一列数据进行带通滤波，得到bpf(HT)和bpf(ΔE)，其中，bpf为FIR带通滤波器； [0022] 补偿系数估计模块，其配置成根据公式bpf(HT)＝bpf(ΔE)θE估计飞机尾杆振动引T T 起的磁干扰的补偿系数θE，其中，θE＝(θ ,k1,k2) ，θ的标量形式θ是由公式中的待定系数p1、p2、p3、a11、a12、a13、a22、a23、b11、b12、 b13、b21、b22、b23、b31和b32构成的列向量，HI为飞机产生的磁干扰HI的标量形式，pi、aij、bij为待估计的航磁干扰补偿系数，k1和k2为系数、且满足bpf(HE)＝k1·bpf(hf)+k2·bpf(△hz)， HE为实际地磁场值，△hz为飞机尾杆在垂直地面方向的高度变化量；和 [0023] 补偿模块，其配置成利用补偿系数θE计算飞机尾杆振动引起的磁干扰HI，并根据HE＝HT‑HI计算实际地磁场值HE。 [0024] 可选地，所述尾杆位移计算模块采用FFT对三轴加速度ax、ay和az进行变换，获得飞机尾杆的三轴位移hx、hy和hz。 [0025] 可选地，所述补偿系数估计模块中的△hz通过计算得到，其中，△hz为△hz的标量形式，△hz的符号与hz相同，l为飞机尾杆根部到末端的直线距离，hz为飞机尾杆在加速度计Z轴方向的位移。 [0026] 可选地，所述补偿系数θE采用递推最小二乘法估计得到。 [0027] 本发明所述的一种飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿方法及装置对T‑L模型做出改进，将飞机尾杆在垂直地面方向的高度变化量引入到T‑L模型中，进而去除航磁补偿系统中尾杆振动导致的探头位移造成的磁干扰。附图说明 [0028] 图1是本发明具体实施方式所述的一种飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿方法的示意性流程图； [0029] 图2是本发明具体实施方式中△hz的计算原理示意图，其中，1表示GPS，2表示磁力仪探头和加速度计，3表示地面； [0030] 图3是本发明具体实施方式所述的一种飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿装置的结构示意图。具体实施方式 [0031] 如图1所示，本实施方式所述的一种飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿方法一般性地可以包括： [0032] 步骤S1、在飞机进行校准飞行时，同时采集飞机的高度、加速度数据、总场数据(即总场磁力仪输出的数据)和磁场三分量数据； [0033] 步骤S2、根据飞机尾杆的三轴加速度ax、ay和az获得飞机尾杆的三轴位移hx、hy和hz，具体地，可以采用FFT对三轴加速度ax、ay和az进行变换，获得飞机尾杆的三轴位移hx、hy 和hz； [0034] 步骤S3、根据公式ΔE＝(Δ,hf,△hz)构造矩阵ΔE；其中， δ是由ui、uiuj和构成的行向量，δ1＝u1，δ2＝u2，δ3＝u3， δ5＝u1·u2，δ6＝u1·u3， δ8＝u2·u3， δ10＝u1′·u1，δ11＝u1′·u2，δ12＝u1′·u3，δ13＝u2′·u1，δ14＝ u2′·u2，δ15＝u2′·u3，δ16＝u3′·u1，δ17＝u3′·u2，δ18＝u3′·u3，N的最大取值为18。 [0035] v1、v2和v3为三分量磁力仪测得的磁场三分量，为ui的导数；hf为飞机机体高度hf的矢量形式，△hz为飞机尾杆在垂直地面方向的高度变化量； [0036] 步骤S4、对ΔE和总场数据HT的每一列数据进行带通滤波，得到bpf(HT)和bpf(ΔE)，其中，bpf为FIR带通滤波器； [0037] 步骤S5、根据公式bpf(HT)＝bpf(ΔE)θE估计飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿系T T 数θE，具体地，可以采用推最小二乘法进行估计；其中，θE＝(θ,k1,k2) ，θ的标量形式θ是由公式中的待定系数p1、p2、p3、a11、a12、a13、a22、a23、b11、 b12、b13、b21、b22、b23、b31和b32构成的列向量，HI为飞机产生的磁干扰HI的标量形式，pi、aij、bij 为待估计的航磁干扰补偿系数，k1和k2为系数、且满足bpf(HE)＝k1·bpf(hf)+k2·bpf(△ hz)，HE为实际地磁场值，△hz为飞机尾杆在垂直地面方向的高度变化量； [0038] △hz的标量形式 △hz的符号与hz相同，如图2所示，l为飞机尾杆根部到末端的直线距离，hz为飞机尾杆在加速度计Z轴方向的位移； [0039] 步骤S6、利用补偿系数θE计算飞机尾杆振动引起的磁干扰HI，并根据HE＝HT‑HI计算实际地磁场值HE。 [0040] 上述一种飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿方法，其原理如下： [0041] 记在校准飞行过程中总场磁力仪测得的磁场数据为N×1列向量HT，实际地磁场值为N×1列向量HE，而飞机产生的磁干扰为N×1列向量HI，则有： [0042] HT＝HE+HI (1) [0043] 其中，只有HT可以通过直接测量得到。航磁干扰补偿的最终目的是确定HE，观察上式可以发现，只要计算出HI并将其从HT中减掉就可以得到HE。 [0044] 根据T‑L模型，飞机产生的磁干扰可以表示为： [0045] [0046] 其中，pi、aij、bij为需要估计出的航磁干扰补偿系数，ui为由地磁场与飞机轴向所成夹角的方向余弦，为ui的导数。如果记三分量磁力仪测得的磁场三分量为v1、v2、v3，ui可根据下式计算得到： [0047] [0048] 根据几何对称性，公式(2)可以转化为更为紧凑的形式： [0049] [0050] 其中，θ是由上式中待定系数构成的列向量，δ是由ui、uiuj和构成的行向量。根据公式(3)，HI可以表示为： [0051] HI＝Δθ (4) [0052] 其中，为N×16矩阵，θ是θ的矢量形式。考虑到飞机产生的磁干扰与校准机动动作的频率有关，而地磁场可认为与校准机动动作的频率无关，若设bpf为 FIR带通滤波器，结合公式(1)和(2)则有： [0053] bpf(HT)＝bpf(HE)+bpf(HI)＝bpf(HE)+bpf(Δ)θ (5) [0054] 由于飞机机身高度变化会引入地磁梯度影响，导致bpf(HE)≠0，现有方法将bpf(HE)建模为与飞机高度相关的线性函数，即： [0055] bpf(HE)＝k1·bpf(hf) (6) [0056] 其中，hf为高度计测得的飞机机体的高度，hf为hf的矢量形式，k1为系数。 [0057] 结合式(5)有 [0058] bpf(HT)＝bpf(ΔG)θG (7) [0059] 其中，ΔG＝(Δ,hf)，θG＝θE＝(θT,k1)T。通过计算ΔG，得到航磁补偿系数θG。 [0060] 然而在实际飞行过程中，由于气流等原因，装有磁传感器的飞机尾杆会产生振动。因此，除了飞机机身高度变化会带来磁干扰，飞机尾杆的振动也会引入磁干扰。因为飞行过程中经纬度变化对磁场值的影响较小，所以暂时忽略经纬度，只对飞机尾杆高度的变化进行分析。 [0061] 本发明将尾杆振动引起的磁干扰建模为飞机尾杆末端磁力仪的垂直位移的线性函数，即bpf(HE)可以建模为与飞机机身高度和尾杆末端垂直位移的线性函数，写成 [0062] bpf(HE)＝k1·bpf(hf)+k2·bpf(△hz) (8) [0063] 其中，△hz飞机尾杆在垂直地面方向的高度变化量。 [0064] 如图2所示，假设三轴加速度计的X轴指向左翼，Y轴指向机头方向，Z轴垂直于XY平面。则有 [0065] [0066] 其中，α为飞机尾杆振动的角度，hx，hy，hz分别为每个采样点飞机尾杆在加速度计X，Y，Z轴方向的位移，对应的矢量形式分别为hx、hy和hz。 [0067] 又因为 [0068] [0069] 其中，l为飞机尾杆根部到末端的直线距离， [0070] 结合公式(9)和公式(10)有： [0071] [0072] 其中，△hz的符号与hz相同。 [0073] 尾杆振动测量中，由于传感器布置不便等原因，通过直接测量得到尾杆位移是非常困难的，因此借助加速度计测量得到加速度信号，然后再通过FFT变换法实现加速度计测得的三轴加速度ax，ay，az到位移hx，hy，hz的转化。 [0074] 结合公式(5)和公式(8)有： [0075] bpf(HT)＝bpf(ΔE)θE (12) [0076] 其中，ΔE＝(Δ,hf,△hz)，θE＝(θT,k1,k2)T。根据式(12)可以估计得到补偿系数θE。 [0077] 采用本实施方式所述的补偿方法对飞机尾杆振动引起的磁干扰进行补偿的方法如下： [0078] 步骤一、在飞机上安装GPS、加速度计、三分量磁力仪和总场磁力仪； [0079] 步骤二、令飞机进行校准飞行，同时采集飞机的高度、加速度数据、总场数据和磁场三分量数据； [0080] 步骤三、使用基于FFT变换的加速度到位移的转换方法，由三轴加速度ax、ay和az得到位移hx、hy和hz； [0081] 步骤四、构造矩阵ΔE； [0082] 步骤五、对总场数据HT和ΔE的每一列数据进行带通滤波，得到bpf(HT)和bpf(ΔE)； [0083] 步骤六、根据公式(12)利用递推最小二乘法估计θE； [0084] 步骤七、利用估计出的θE计算磁干扰，并将其从测量到的总场数据中减掉以得到不含飞机平台磁干扰和地磁梯度相关的磁干扰的地磁场值。 [0085] 本实施方式还提供了一种飞机尾杆振动引起的磁干扰的补偿装置，如图3所示，该装置一般性地可以包括： [0086] 采集模块4，其配置成在飞机进行校准飞行时，同时采集飞机的高度、加速度数据、总场数据和磁场三分量数据； [0087] 尾杆位移计算模块5，其配置成根据飞机尾杆的三轴加速度ax、ay和az获得飞机尾杆的三轴位移hx、hy和hz； [0088] 矩阵构造模块6，其配置成根据公式ΔE＝(Δ,hf,△hz)构造矩阵ΔE；其中，δ是由ui、uiuj和构成的行向量， v1、v2 和v3为三分量磁力仪测得的磁场三分量，为ui的导数；hf为飞机机体高度hf的矢量形式，△ hz为飞机尾杆在垂直地面方向的高度变化量； [0089] 滤波模块7，其配置成对ΔE和总场数据HT的每一列数据进行带通滤波，得到bpf(HT)和bpf(ΔE)，其中，bpf为FIR带通滤波器； [0090] 补偿系数估计模块8，其配置成根据公式bpf(HT)＝bpf(ΔE)θE估计飞机尾杆振动T T 引起的磁干扰的补偿系数θE，其中，θE＝(θ ,k1,k2) ，θ的标量形式θ是由公式中的待定系数p1、p2、p3、a11、a12、a13、a22、a23、b11、b12、 b13、b21、b22、b23、b31和b32构成的列向量，HI为飞机产生的磁干扰HI的标量形式，pi、aij、bij为待估计的航磁干扰补偿系数，k1和k2为系数、且满足bpf(HE)＝k1·bpf(hf)+k2·bpf(△hz)， HE为实际地磁场值，△hz为飞机尾杆在垂直地面方向的高度变化量；和 [0091] 补偿模块9，其配置成利用补偿系数θE计算飞机尾杆振动引起的磁干扰HI，并根据HE＝HT‑HI计算实际地磁场值HE。 [0092] 作为本发明的优选实施例，所述尾杆位移计算模块采用FFT对三轴加速度ax、ay和az进行变换，获得飞机尾杆的三轴位移hx、hy和hz。 [0093] 作为本发明的优选实施例，所述补偿系数估计模块中的△hz通过计算得到，其中，△hz为△hz的标量形式，△hz的符号与hz相同，l为飞机尾杆根部到末端的直线距离，hz为飞机尾杆在加速度计Z轴方向的位移。 [0094] 作为本发明的优选实施例，所述补偿系数θE采用递推最小二乘法估计得到。