一种迎角和侧滑角的在线实时估计方法研究

速率 陀螺
uE e vE e w eE
aE E x ae ey aE ez
p q r
体轴速度 和加速度 计算模块
φ
u bE v bE w bE
迎角和
aE bx
a by abz
E E
大气数据 计算模块
质量和重 心计算模块
INS/GPS 系统 高度 高度
发动机 计算模块
ψ
θ
测滑角
质量
总升力
Fxgust
非线性气
r r Fb = m ⋅ ab
(3)
由加速度定义可知 (4)
式中 T x , T y , T z 为发动机推力矢量推力在三个轴上的分量 行器上包含风和其他干扰的阻力 1.4 非线性气动力模型 侧滑力和升力
Dw , C w , Lw 分别为作用在飞
由此我们就可以得到 D w , C w , Lw
本模块是利用气动力模型把作用在飞机上的气动力计算出来 本模块在整个估计系统中 占有很重要的地位 它的计算精度将直接影响整个系统的估计精度 这里采用非线性气动 力模型 7 式子中 δ h 为升降舵偏转量 δ lef 为前缘襟翼偏转量 δ sb 为减速板偏转量 δ a 为 副翼偏转量 前缘襟翼
25 ) + [ ∆ C
Z . sb
60 ) + cq / 2 V
(7) (8)
(α ) + ∆ C
h
( α )( 1 − δ
l , lef
C
l
= C ∆C
l
(α , β , δ
lef
) + ∆ C
a lef
(1 − δ
l ,δ
a
= 20
+ ∆C
lr
l ,δ
a
= 20 , lef
(1 − δ + ∆ C
E 测量的飞行器地速相对于地轴的三个方向的速度 ueE , veE , weE 和三个方向的加速度 a ex
,a
E ey
,a
E ez
以及飞行器相对于空间位置的三个欧拉角 θ , φ,ψ 和速率陀螺装置测量出来的飞机的三个角 速度 p, q , r 由地轴到体轴之间的矢量转换关系可以得到体轴的三个方向的速度 u bE , v bE , w bE
C
X
δr 为方向舵偏转量 sb
X cg .ref 为参考质心
X cg 为实际质心
下标 h
升降舵
lef (5) (6)
减速板
h
a
X , lef Xq , lef
副翼
(1 − δ
lef
r
lef
方向舵
X , sb
= C cq
X
(α , β , δ
X ,q
) + ∆C
25 ) + ∆ C 25 )]
( α )( δ
(2)
由以上可以得到三个方向加速度 a , a , a
1.3 气动力计算模块 本模块的主要功能是计算出来作用在飞行器上面所有的力 包括风和其他的干扰 所 需 要 的 输 入 有 由 INS/GPS 系 统 模 块 中 计 算 出 来 的 三 个 方 向 相 对 于 体 轴 系 的 加 速 度
E E E a bx , aby , a bz 由 INS/GPS 系统模块直接提供的飞行器空间的欧拉角θ,φ,ψ 由质量和重心 计算模块所提供的飞行器的实时质量 发动机模块所提供的发动机推力 T 和迎角和侧滑角
１ 应用 ＩＮＳ／ＧＰＳ 系统估计迎角和侧滑角的原理 本方法是通过应用机载的 INS/GPS 系统和其他一些辅助系统来对迎角和侧滑角进行估 计 本系统包括 10 个模块 INS/GPS 系统 体轴速度和加速度计算模块 大气数据计算模 块 质量和重心模块 发动机模块 气动力计算模块 非线性气动力模型 非线性气动力 分解模块 阵风引起的速度分量估计模块 迎角和侧滑角计算模块以及一个机载速率陀螺 测量装置 其内部结构如图 1 所示 1.1 INS/GPS 系统模块 该系统是固连在飞机内部的 主要功能是为体轴速度和加速度计算模块和气动力计算 E E E 模块提供所必须的参数, 如相对于地球坐标系的速度 ueE , v eE , weE 和加速度 a ex 飞行器 , a ey , aez 在空间位置上的欧拉角 θ,φ,ψ 和飞行器所处于的高度, 这里输出的速度信号是飞机相对于地 轴地速 它为真空速度 即飞行速度 和风速的矢量和 加速度信号也是作用在飞机上所 有力 包含大气紊流干扰和阵风影响 所引起的加速度值 本系统是整个系统的主要依靠 的测量系统 相对于飞机系统中所采用的其他测量装置 该系统具有很高的精度 1.2 体轴速度和加速度计算模块 本模块是和 INS/GPS 系统相连的 主要功能是计算出来飞行器地速相对于体轴的三个 E E E 方向的速度 u bE , v bE , w bE 和加速度 a bx 这个模块需要接受的数据是 INS/GPS 系统2V [C
(α ) + ∆ C
Y , lef
( α )( 1 − δ
C
Y
= C Y (α , β ) + ∆ C ( 1 − δ lef 25 )]( δ a ∆C
Yr . lef
( 1 − δ lef 25 ) + [ ∆ C Y , δ = 20 + ∆ C Y , δ = 20 . lef 20 ) + ∆ C Y , δ = 30 ( δ r 30 ) + b 2 V {[ C Yr ( α ) +
m
(α , β , δ ( α )( δ
)η
δ
h
(δ
h
) + C )
L
(X
cg . ref mq
− X
cg
) + ∆C
mq , lef
m , lef
(1 − δ
lef
lef
25 ) + 25 )] +
m . sb m
60 ) + cq / 2 V [ C
m . ds
(α ) + ∆ C
( α )( 1 − δ
+ ∆ C
n
r
= 20 , lef
20 ) + ∆ C
n
= 30
30 )
n . lef
+ b / 2 V {[ C (1 − δ
lef
(α ) + ∆ C
n
, lef
( α )( 1 − δ
25 )] r + [ C
(α ) + ∆ C
(α )
25 )] p } + ∆ C
(β )
1.5 气动力分解模块 本模块是用来计算出来由阵风和干扰量作用在飞机上的力 本模块是与非线性气动力 模块和气动力计算模块相连的 需要从气动力计算模块中接受到作用在飞行器上三个体轴 方向总的力 包含有所有干扰 主要是阵风 和从非线性气动力模块中得到飞机的气动力 两者的矢量差值用来估计作用在飞机上的阵风和其他干扰量引起的力 这个力是风轴系下 的力 然后通过坐标转化关系转换为体轴上的力 1.6 阵风引起的速度分量估计模块 本模块的作用是估计出来由阵风和干扰作用在飞机上的力所引起的速度分量 需要从 气动力分解模块中得到阵风和干扰量引起的力和从飞机的质量管理系统中得到飞机的实时 质量 所需要的计算关系如下 (11)
a a r
( α )( 1 − δ
h
lef
25 )] r + [ C
Z , lef
Yp
(α ) + C
Yup . lef
( α )( 1 − δ ( α )( δ
sb
lef
25 )] p }
C
Z
= C [C
Z Zq
(α , β , δ
) + ∆C
Zq , lef
(1 − δ
lef
lef
r
lef
25 ) + ∆ C 25 )]
一种迎角和侧滑角的在线实时估计方法研究
宋述杰 邓建华
陕西 西安 710072) (西北工业大学 航空学院
摘 要 针对迎角和侧滑角根本不能够精确测量 本文研究了一种利用 INS/GPS 系统数据结合其 他辅助系统来估计迎角和侧滑角的方法 利用 INS/GPS 系统测量的地速和总加速度信号结合飞机 其他传感器和数学模型估计得到了迎角和侧滑角传感器的虚拟信号 通过仿真验证 本方法结构 简单易于工程实现 并且估计出来的迎角和侧滑角精度高 具有很好的实时性 关键词 INS/GPS 系统 迎角 侧滑角
计算模块中计算得到的迎角和侧滑角的估计值 由牛顿第二定律
r r 式中 Fb 为飞行器所受的合外力矢量在体轴上表示 a b 为飞行器质心加速度在体轴上的
表示 由于采用加速度测量值来计算飞机所受力
F b = L BW − D w T x ⋅ − C w + T y − Lw T z
u
b
,v
b
,w
b
ˆ ,W ˆ ,W ˆ W x y z
估计的飞机真空速度
即飞行速度
为两个速度之间的矢量差
计算关系如
下 估计的飞机的三个方向的速度 这个速度为飞机的真空速度在三个体轴上的分量 为 ˆ = u E −W ˆ (14) U b b x E ˆ ˆ (15) V b = vb − W y
ˆb = w bE − W ˆz W
u bE E vb w bE = L
BE
u eE ⋅ v eE w eE

(1)
由矢量的导数转换关系得到
E & BE v eE &b & eE + L v = L BE v