專利名稱：高空駐空飛行器風(fēng)速風(fēng)向?qū)崟r測量方法與裝置的制作方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明主要用于高空駐空飛行器的飛行控制。其作用是提供飛行控制所需的實時相對風(fēng)速/風(fēng)向信息(空速/側(cè)滑角)和真風(fēng)速/風(fēng)向信息。本發(fā)明的領(lǐng)域?qū)儆诤娇諟y控技術(shù)。

背景技術(shù)：
高空駐空飛行器包括平流層飛艇、臨近空間浮升一體飛行器、高空氣球等飛行器。近年來在區(qū)域大氣環(huán)境監(jiān)測、防災(zāi)減災(zāi)、高分辨率實時監(jiān)視、預(yù)警和導(dǎo)彈防御、反恐、區(qū)域通信等需求的驅(qū)動下，以平流層飛艇為代表的高空駐空型飛行器引起了各國的普遍重視，美國、日本、俄羅斯、韓國、歐盟、中國等主要國家陸續(xù)啟動了相關(guān)的研究計劃，開始了較深入的研究開發(fā)工作。
高空駐空飛行器體積龐大，運(yùn)動速度低，其動力學(xué)特性受風(fēng)的影響很大。此外，駐空要求，使得這類飛行器經(jīng)常要迎風(fēng)飛行或懸停。因此對風(fēng)速、風(fēng)向進(jìn)行實時、準(zhǔn)確的測量是實施長期駐空以及提高飛行控制品質(zhì)的前提。
當(dāng)風(fēng)速傳感器安裝在飛行器上時，所測量的風(fēng)速為相對風(fēng)速，即大氣相對于飛行器的速度。通常更習(xí)慣用飛行器相對于大氣的速度來描述相對風(fēng)速，稱之為空速。空速(或相對風(fēng)速)與真風(fēng)速之間有以下關(guān)系 真風(fēng)速矢量＝地速矢量-空速矢量 用數(shù)學(xué)公式表述為 其中，

分別為真風(fēng)速、地速和空速矢量。
地速

可通過飛行器配備的GPS/INS組合導(dǎo)航系統(tǒng)精確測量，所以獲取了相對風(fēng)速(空速)

也就意味著獲取了真風(fēng)速

對大氣飛行器來說，準(zhǔn)確測量空速的意義不僅限于獲取真風(fēng)速，空速/側(cè)滑角本身就是飛行控制中一個重要的參考量。
在航空領(lǐng)域空速測量的標(biāo)準(zhǔn)方法是采用壓差空速計，通過測量動壓得到空速。低速時動壓與空速之間滿足伯努利方程 可見，動壓與大氣密度ρ成正比，與空速的平方成正比。
在高空，由于大氣非常稀薄，加上高空駐空飛行器航速較低，導(dǎo)致動壓非常小，精確測量空速非常困難。另一方面，由于動壓與空速的平方成正比，為了應(yīng)付極端大風(fēng)情況，壓差傳感器的量程還不能太小，這進(jìn)一步加劇了常規(guī)飛行時空速提取的難度。
表1給出了20km高度不同空速所對應(yīng)的動壓值。當(dāng)速度小于4m/s時，動壓＜1Pa，速度為8m/s時，動壓也僅有2.8Pa。從如此微弱的信號中，準(zhǔn)確提取空速非常困難，要求壓差傳感器有極高的精度和分辨率。
表1 20km高度不同空速所對應(yīng)的動壓 與空速大小的測量相比，確定風(fēng)向更為困難，傳統(tǒng)的風(fēng)標(biāo)式測向裝置以及壓差測風(fēng)向裝置，在平流層高度均因動壓過低無法使用。
航空儀表之外的其他測風(fēng)裝置例如超聲波風(fēng)速計、熱線\熱球風(fēng)速儀也因平流層環(huán)境過于苛刻而無法使用。以超聲波風(fēng)速計為例，環(huán)模實驗表明現(xiàn)有產(chǎn)品在海拔7km以上的高度無法正常使用。熱線\熱球風(fēng)速儀對環(huán)境的要求更為苛刻，一般只用于室內(nèi)潔凈氣流的測量。
目前在平流層及以上高度，還沒有現(xiàn)成的產(chǎn)品能直接用于為低速飛行器提供飛行控制所需要的實時風(fēng)速、風(fēng)向信息。


發(fā)明內(nèi)容
(一)要解決的技術(shù)問題 有鑒于此，本發(fā)明的主要目的在于提供一種能直接用于為低速飛行器提供飛行控制所需要的實時風(fēng)速、風(fēng)向信息的高空駐空飛行器風(fēng)速風(fēng)向?qū)崟r測量方法與裝置，以解決現(xiàn)有技術(shù)不能對低速飛行器提供飛行控制所需要的實時風(fēng)速、風(fēng)向信息的問題。
(二)技術(shù)方案 為達(dá)到上述目的，本發(fā)明第一方面是提供高空駐空飛行器風(fēng)速風(fēng)向?qū)崟r測量裝置，在高空稀薄大氣環(huán)境中，為低速、駐空型飛行器提供風(fēng)速風(fēng)向測量信息，該測量裝置包括壓差傳感器，第一測壓探頭、第二測壓探頭，剛性旋桿、傳感器安裝盤，無刷電機(jī)及其控制器、微處理器和附件組成，其中剛性旋桿對稱安裝在無刷電機(jī)的轉(zhuǎn)動軸上；第一測壓探頭和第二測壓探頭分別安裝在剛性旋桿長邊的兩端面上，且第一測壓探頭和第二測壓探頭與剛性旋桿旋轉(zhuǎn)平面平行，且第一測壓探頭、第二測壓探頭分別與剛性旋桿長邊面垂直，第一測壓探頭和第二測壓探頭到無刷電機(jī)轉(zhuǎn)動軸的距離相等；傳感器安裝盤安裝在剛性旋桿上；壓差傳感器安裝在傳感器安裝盤上，壓差傳感器與第一測壓探頭和第二測壓探頭連接；無刷電機(jī)帶動剛性旋桿以恒定角速率ω轉(zhuǎn)動；無刷電機(jī)上設(shè)有絕對式旋轉(zhuǎn)編碼器，絕對式旋轉(zhuǎn)編碼器用于輸出剛性旋桿的各個時刻轉(zhuǎn)動角；當(dāng)風(fēng)吹向轉(zhuǎn)動的剛性旋桿時，第一測壓探頭和第二測壓探頭之間產(chǎn)生并輸出壓差；附件包含氣壓計和溫度計，用于測量大氣壓強(qiáng)和大氣溫度；微處理器根據(jù)附件給出的氣壓強(qiáng)和大氣溫度信號計算出大氣密度；微處理器與壓差傳感器連接，壓差傳感器輸出的壓差信號給入微處理器，無刷電機(jī)與微處理器連接，微處理器對無刷電機(jī)輸出的剛性旋桿轉(zhuǎn)動角信號進(jìn)行高速采樣；微處理器根據(jù)大氣密度、壓差信號和轉(zhuǎn)動角信號并采用風(fēng)速風(fēng)向提取算法得到飛行器相對大氣的相對風(fēng)速、風(fēng)向信息，該相對風(fēng)速、風(fēng)向信息與導(dǎo)航系統(tǒng)給出的地速信息融合，得到真風(fēng)速風(fēng)向信息。
為達(dá)到上述目的，本發(fā)明第二方面是提供高空駐空飛行器風(fēng)速風(fēng)向?qū)崟r測量方法，利用高空駐空飛行器風(fēng)速風(fēng)向?qū)崟r測量裝置方法，在高空稀薄大氣環(huán)境中，為低速、駐空型飛行器提供風(fēng)速風(fēng)向測量信息，該方法的步驟包括 步驟S1啟動高空駐空飛行器風(fēng)速風(fēng)向?qū)崟r測量裝置，等待無刷電機(jī)驅(qū)動轉(zhuǎn)速恒定； 步驟S2取測量周期為整數(shù)個轉(zhuǎn)動周期，在測量周期內(nèi)微處理器U6對壓差傳感器的壓差Δp和無刷電機(jī)轉(zhuǎn)角θ進(jìn)行m次采樣； 步驟S3微處理器對附件進(jìn)行采樣，得到大氣壓強(qiáng)P和大氣溫度T，確定大氣密度為 步驟S4微處理器采用風(fēng)速風(fēng)向提取算法對采樣點(Δpi，θi)進(jìn)行處理，i＝1，2，…，m，提取出相對風(fēng)速大小Vw和相對風(fēng)向角ψw信息，或者體坐標(biāo)系分量Vwx，Vwy； 步驟S5微處理器將相對風(fēng)速Vw、ψw或者Vwx、Vwy送至飛行器飛控計算機(jī)，由飛控計算機(jī)將相對風(fēng)速和導(dǎo)航系統(tǒng)給出的地速信息融合，提取出真風(fēng)速； 步驟S6返回步驟S1，解算下一輸出周期的風(fēng)速、風(fēng)向信息。
(三)有益效果 本發(fā)明給出的方法和裝置可在高空稀薄大氣環(huán)境下，實現(xiàn)相對風(fēng)速風(fēng)向(空速/側(cè)滑角)的實時、準(zhǔn)確測量，和導(dǎo)航系統(tǒng)給出的地速信息融合后，可推算出準(zhǔn)確的真風(fēng)速風(fēng)向信息。該發(fā)明具有以下優(yōu)點 1、能同時給出風(fēng)速、風(fēng)向信息； 2、測量精度高，可實現(xiàn)對1m/s及以下風(fēng)速、風(fēng)向的準(zhǔn)確測量； 3、測量信號與風(fēng)速大小呈線性關(guān)系，傳感器量程不會因最大可測風(fēng)速的增大而急劇增大； 4、相對風(fēng)向的測量精度不受大氣密度的影響； 5、易于實現(xiàn)、成本低廉。



圖1為本發(fā)明裝置Q示意圖，圖中的橢圓代表測壓探頭的運(yùn)動軌跡； 圖2為本發(fā)明裝置Q在高空駐空飛行器Q’上的安裝示意圖； 圖3為本發(fā)明裝置工作原理說明示意圖； 圖4為本發(fā)明裝置本體坐標(biāo)系、剛性旋桿轉(zhuǎn)角和體系風(fēng)向角的定義圖； 圖5a為本發(fā)明裝置工作時壓差傳感器和轉(zhuǎn)角編碼器輸出的壓差-時間曲線； 圖5b為本發(fā)明裝置工作時壓差傳感器和轉(zhuǎn)角編碼器輸出轉(zhuǎn)角-時間曲線； 圖6為風(fēng)速/風(fēng)向輸出周期、轉(zhuǎn)動周期和壓差采樣周期示意圖。
圖7a為1m/s風(fēng)速和圖7b12m/s風(fēng)速時，4種風(fēng)速風(fēng)向提取算法給出的風(fēng)速測量結(jié)果的比較的仿真曲線； 圖8為圖7風(fēng)速測量結(jié)果對應(yīng)的95％置信區(qū)間半長； 圖9為1m/s風(fēng)速和12m/s風(fēng)速時，4種風(fēng)速風(fēng)向提取算法給出的風(fēng)向測量結(jié)果； 圖10為圖9風(fēng)向測量結(jié)果對應(yīng)的95％置信區(qū)間半長。

具體實施例方式 下面結(jié)合附圖詳細(xì)說明本發(fā)明技術(shù)方案中所涉及的各個細(xì)節(jié)問題。應(yīng)指出的是，所描述的實施例僅旨在便于對本發(fā)明的理解，而對其不起任何限定作用。
本發(fā)明測量裝置Q如附圖1所示，圖2為本發(fā)明測量裝置Q在高空駐空飛行器Q’上的安裝示意圖； 本發(fā)明裝置Q由主裝置和附件構(gòu)成。主裝置包括壓差傳感器U1、測壓探頭U2包括第一測壓探頭U2A和第二測壓探頭U2B、剛性旋桿U3、傳感器安裝盤U4、無刷電機(jī)U5及其控制器和微處理器U6組成。附件U7包括氣壓計和溫度傳感器，用于推算大氣密度。若飛行器已經(jīng)有大氣數(shù)據(jù)傳感器，則附件U7可不要，直接由大氣數(shù)據(jù)傳感器提供大氣密度信息。剛性旋桿U3對稱安裝在無刷電機(jī)U5的轉(zhuǎn)動軸上；第一測壓探頭U2A和第二測壓探頭U2B分別安裝在剛性旋桿U3的長邊窄面的兩端，且第一測壓探頭U2A和第二測壓探頭U2B與剛性旋桿U3旋轉(zhuǎn)平面平行，且第一測壓探頭U2A、第二測壓探頭U2B分別與剛性旋桿U3的長邊窄面垂直，第一測壓探頭U2A和第二測壓探頭U2B到無刷電機(jī)U5轉(zhuǎn)動軸的距離相等；傳感器安裝盤U4安裝在剛性旋桿U3上；壓差傳感器U1安裝在傳感器安裝盤U4上，壓差傳感器U1與第一測壓探頭U2A和第二測壓探頭U2B連接；無刷電機(jī)U5帶動剛性旋桿U3以恒定角速率ω轉(zhuǎn)動；無刷電機(jī)U5上設(shè)有絕對式旋轉(zhuǎn)編碼器，絕對式旋轉(zhuǎn)編碼器用于輸出剛性旋桿U3的各個時刻轉(zhuǎn)動角；當(dāng)風(fēng)吹向轉(zhuǎn)動的剛性旋桿時，第一測壓探頭U2A和第二測壓探頭U2B之間產(chǎn)生并輸出壓差；附件U7包含氣壓計和溫度計，用于測量大氣壓強(qiáng)和大氣溫度；微處理器U6根據(jù)附件U7給出的氣壓強(qiáng)和大氣溫度信號計算出大氣密度；微處理器U6與壓差傳感器U1連接，壓差傳感器U1輸出的壓差信號給入微處理器U6，無刷電機(jī)U5與微處理器U6連接，微處理器U6對無刷電機(jī)U5輸出的剛性旋桿U3轉(zhuǎn)動角信號進(jìn)行高速采樣；微處理器U6根據(jù)大氣密度、壓差信號和轉(zhuǎn)動角信號并采用風(fēng)速風(fēng)向提取算法得到飛行器相對大氣的相對風(fēng)速、風(fēng)向信息，該相對風(fēng)速、風(fēng)向信息與導(dǎo)航系統(tǒng)給出的地速信息融合，得到真風(fēng)速風(fēng)向信息。
壓差傳感器U1為雙極型壓差傳感器或兩只單極型壓差傳感器組成，第一測壓探頭U2A和第二測壓探頭U2B是皮托管，所述的這些部件僅僅是實施例的一種，其他實施例的具體形式在此不再贅述。
第一測壓探頭U2A、第二測壓探頭U2B分別與剛性旋桿U3垂直，第一測壓探頭U2A、第二測壓探頭U2B到無刷電機(jī)U5轉(zhuǎn)動軸的距離相等，稱該距離為剛性旋桿U1的旋臂半徑，用符號r表示。裝置工作時，無刷電機(jī)U5帶動剛性旋桿U3以恒定角速率ω轉(zhuǎn)動。無刷電機(jī)U5配有絕對式旋轉(zhuǎn)編碼器，既用于無刷電機(jī)U5的轉(zhuǎn)速控制，也用于輸出各個時刻，剛性旋桿U3的轉(zhuǎn)動角。微處理器U6對雙極型壓差傳感器U1進(jìn)行高速采樣，利用實施方法一節(jié)中的給出的算法，即可提取出相對風(fēng)速、風(fēng)向信息。該信息和導(dǎo)航系統(tǒng)給出的地速信息融合后，又可得到真風(fēng)速風(fēng)向信息。
方法原理說明 下面結(jié)合附圖3、4來闡述該發(fā)明的工作原理，并借以說明該發(fā)明為何能在極低密度的大氣環(huán)境下，實現(xiàn)對風(fēng)速風(fēng)向的準(zhǔn)確測量。
當(dāng)剛性旋桿U3以恒定旋轉(zhuǎn)角速率ω轉(zhuǎn)動時，第一測壓探頭U2A和第二測壓探頭U2B相對轉(zhuǎn)動軸的線速度V為 V＝ωr(3) 其中，r為剛性旋桿U1的旋臂半徑。假定第一測壓探頭U2A、第二測壓探頭U2B正好位于附圖3所示的與風(fēng)向平行的位置，此時第一測壓探頭U2A和第二測壓探頭U2B相對于大氣的速度VA和VB分別為 其中，風(fēng)速大小為Vw；根據(jù)伯努利方程，第一測壓探頭U2A、第二測壓探頭U2B在A、B處的動壓pA和pB分別為 其中，ρ是大氣密度，所以對壓差傳感器U1所測的壓差為 其中，k(ρ)＝2ρV(7) 式(6)表明由風(fēng)wind引起的壓差測量值與風(fēng)速大小Vw成正比，比例系數(shù)為大氣密度ρ和第一測壓探頭U2A、第二測壓探頭U2B線速度V乘積的兩倍。
若取無刷電機(jī)U5的轉(zhuǎn)速為n＝2400rpm＝40rps，并取剛性旋桿U1的旋臂半徑r＝30cm，則線速度V為 V＝ωr＝2πnr＝24π＝75.4m/s (8) 在20km處，大氣密度ρ＝0.08891kg/m3，由此可計算出 k(ρ)＝2ρV＝13.4kg/[m2s] 也即，1m/s的風(fēng)速也會引起13.4Pa的壓差。這種壓差量級，常規(guī)級別的壓差傳感器U1即可準(zhǔn)確測量，無需采用高精度、高分辨率的壓差傳感器U1。
以上就是該方法測速的核心原理，雖然平流層高度大氣密度很低，但由于第一測壓探頭U2A和第二測壓探頭U2B相對轉(zhuǎn)動軸的線速度V＝ωr的補(bǔ)償作用，即使是很低的空速，也可產(chǎn)生足夠大的壓差信號。
關(guān)于旋臂半徑r和旋轉(zhuǎn)角速度ω的選擇，關(guān)鍵要考慮以下因素 1)若第一測壓探頭U2A和第二測壓探頭U2B處線速度V過大，和當(dāng)?shù)匾羲僦瘸^0.3，則伯努利方程無法使用，需要考慮氣體的壓縮效應(yīng)，這必將造成數(shù)據(jù)分析和處理方面的困難； 2)若旋臂半徑r太大，則轉(zhuǎn)動引起的動載和氣動彈性效應(yīng)可能會導(dǎo)致剛性旋桿U3、第一測壓探頭U2A和第二測壓探頭U2B激烈抖顫，影響測量精度。
所以旋臂半徑r和旋轉(zhuǎn)角速度ω均不宜過大，我們建議r的選擇在30～60cm之間，旋轉(zhuǎn)角速度ω在600～3000rpm之間，且約束ω·r＜0.3×295≈88m/s。其中，295為平流層音速。
下面再結(jié)合附圖4，推導(dǎo)發(fā)明裝置Q工作時，壓差傳感器輸出信號的具體形式。
首先定義測量裝置的本體坐標(biāo)系oxyz。該坐標(biāo)系是測量基準(zhǔn)，所測風(fēng)速、風(fēng)向均表述在該坐標(biāo)系。該坐標(biāo)系同時也是所發(fā)明裝置在飛行器上進(jìn)行安裝的基準(zhǔn)。安裝時，要求該坐標(biāo)系各軸與飛行器的本體系各對應(yīng)軸平行。
本體系的xoy平面與剛性旋桿U3的旋轉(zhuǎn)平面重合，z軸與無刷電機(jī)U5軸重合。圖中，-y軸方向為描述剛性旋桿U3轉(zhuǎn)動角度θ的基準(zhǔn)邊。-y軸位置對應(yīng)無刷電機(jī)U5旋轉(zhuǎn)編碼器的零角度位置。一旦標(biāo)記了測角基準(zhǔn)邊，則x軸、y軸和z軸的指向就確定了。
設(shè)風(fēng)速wind與x軸的夾角為ψw，其風(fēng)速大小為Vw。在某個瞬時t，剛性旋桿U3轉(zhuǎn)動到θ轉(zhuǎn)角的位置。
由速度合成定理，第一測壓探頭U2A相對于大氣的速度

為測壓探頭U2A相對于轉(zhuǎn)動軸o點的速度

加上o點相對大氣的速度

后者即為空速

同樣，第二測壓探頭U2B相對于大氣的速度

等于第二測壓探頭U2B相對于轉(zhuǎn)動軸o點的速度

加上o點相對大氣的速度

寫成矢量的形式，即 將

分解成與剛性旋桿U3相切的分量和沿著剛性旋桿U3的分量。由于測壓探頭U2與剛性旋桿U3垂直，因此僅與剛性旋桿U3相切的分量可被測壓探頭U2所敏感，沿剛性旋桿U3的分量不能被敏感。
記

與剛性旋桿U3相切的分量為VAT、VBT，根據(jù)附圖4，很容易導(dǎo)出 從而，第一測壓探頭U2A、第二測壓探頭U2B所敏感處的動壓PA、PB分別為 其中，ω為測量裝置剛性旋桿U1恒定轉(zhuǎn)動的角速率；V＝ωr為第一測壓探頭U2A和第二測壓探頭U2B相對于轉(zhuǎn)動軸的線速度；r為剛性旋桿U1的旋臂半徑； 壓差傳感器U1最終所測壓差Δp的輸出為 Δp＝pA-pB＝2ρωrVwcos(ψw-θ)＝k(ρ)Vwcos(ψw-θ)(12) 其中k(ρ)＝2ρV，ρ大氣密度； Δp式中表明由風(fēng)引起的壓差測量值為一周期性余弦信號，該余弦信號的幅值與風(fēng)速大小成正比，該余弦信號的相位包含了風(fēng)向角ψw的信息；由于幅值比例系數(shù)k(ρ)為大氣密度ρ、第一測壓探頭U2A和第二測壓探頭U2B線速度V之積的2倍，通過合理地選擇剛性旋桿轉(zhuǎn)速和旋臂長度，在大氣密度很低的情況下也能得到較大的信號量，從而能可靠地提取出風(fēng)速風(fēng)向信息。
可見，壓差傳感器U1的輸出為一周期性的正弦曲線，附圖5a為發(fā)明裝置工作時壓差傳感器和轉(zhuǎn)角編碼器輸出的壓差-時間曲線；圖5b為發(fā)明裝置工作時壓差傳感器和轉(zhuǎn)角編碼器輸出轉(zhuǎn)角-時間曲線；壓差-時間曲線中，幅值絕對值最大點對應(yīng)風(fēng)速大小，該點處的轉(zhuǎn)角對應(yīng)風(fēng)向角(或反風(fēng)向角)。
從式(12)可以看出，該信號的幅值包含了風(fēng)速大小信息，信號的相位包含了風(fēng)向角信息。通過專門設(shè)計的算法即可從輸出信號中提取出風(fēng)速風(fēng)向信息，具體將在實施方法一節(jié)中介紹。
總實施流程 將本發(fā)明測量裝置Q按照附圖2所示的方式安裝在飛行器Q’上，要求測量裝置前方和左右兩側(cè)無遮擋。
在高空稀薄大氣環(huán)境中，為低速、駐空型飛行器提供風(fēng)速風(fēng)向測量信息，該方法的步驟包括 步驟(1)當(dāng)發(fā)明裝置啟動，并等待無刷電機(jī)U5轉(zhuǎn)速穩(wěn)定后，按照下述步驟提取出相對風(fēng)速風(fēng)向信息； 步驟(2)按照附圖6給出的方式，所述周期性余弦信號是剛性旋桿U1轉(zhuǎn)動的整數(shù)個轉(zhuǎn)動周期，以采樣周期h對壓差傳感器U1和無刷電機(jī)U5轉(zhuǎn)角進(jìn)行采樣。采樣n個轉(zhuǎn)動周期，在測量周期內(nèi)對壓差Δp和無刷電機(jī)U5轉(zhuǎn)角θ進(jìn)行m次采樣點，微處理器U6對采樣點(Δpi，θi)進(jìn)行處理，并由風(fēng)速風(fēng)向提取算法，得到風(fēng)速風(fēng)向信息，i＝1，2，…，m。
步驟(3)微處理器U6對附件的壓強(qiáng)計和溫度計進(jìn)行采樣，得到大氣壓強(qiáng)P和大氣溫度T，由下式確定出大氣密度ρ 其中，R＝287，為空氣氣體常數(shù)。
步驟(4)微處理器U6采用風(fēng)速風(fēng)向提取算法對采樣點(Δpi，θi)進(jìn)行處理，i＝1，2，…，m，利用隨后介紹的4種提取算法之一(推薦采用算法2或算法3)，提取出相對風(fēng)速大小Vw和相對風(fēng)向角ψw信息，或者體坐標(biāo)系分量Vwx，Vwy。
步驟(5)微處理器U6將相對風(fēng)速Vw、ψw或者Vwx、Vwy送至飛行器飛控計算機(jī)(FCC)，由FCC將相對風(fēng)速和導(dǎo)航系統(tǒng)給出的地速信息融合，按公式(1)提取出真風(fēng)速。
步驟(6)返回步驟(1)，解算下一輸出周期的風(fēng)速、風(fēng)向信息。
算法1 若在剛性旋桿U3轉(zhuǎn)動周期T內(nèi)可對壓差進(jìn)行足夠密集的采樣，則可采用下述方法確定風(fēng)速、風(fēng)向 如附圖5所示，找到周期T內(nèi)壓差的最大值Δpmax和最小值Δpmin及其對應(yīng)的剛性旋桿轉(zhuǎn)動角來提取風(fēng)速大小和方向信息，利用下式即可計算出風(fēng)速Vw 又，當(dāng)θ＝ψw時Δp＝Δpmax，當(dāng)θ＝ψw+π時Δp＝Δpmin，所以風(fēng)向角ψw可用下式確定 ψw＝(θp++θp--π)/2 (15) 式中，θp+和θp-分別對應(yīng)壓差值為Δpmax和Δpmin時的旋桿轉(zhuǎn)動角(具體見附圖5a和附圖5b)，當(dāng)風(fēng)速風(fēng)向輸出周期Twm內(nèi)包含n個轉(zhuǎn)動周期時，用式(14)、(15)分別計算出每個轉(zhuǎn)動周期T內(nèi)的(Vwi，ψwi)，i＝1，2，…，n。用下式取平均后，作為風(fēng)速和風(fēng)向的最終輸出值，即 式中，Vwi為第i個轉(zhuǎn)動周期T內(nèi)的風(fēng)速大小，ψwi為第i個轉(zhuǎn)動周期T內(nèi)的風(fēng)向角； 算法1原理簡明、計算簡單，并且式(14)巧妙地消除了壓差傳感器U1可能存在的直流漂移，但要達(dá)到一定的精度需要在轉(zhuǎn)動周期T內(nèi)進(jìn)行足夠次數(shù)的采樣。以風(fēng)向的測量為例，要達(dá)到2°以下的測向精度，T內(nèi)采樣數(shù)至少要大于360/4＝90次。
該方法另一個潛在的問題是所利用的信息較少，這使其容易受到測量野值的影響。雖然有這些不足，但由于簡明扼要，且便于人工判讀，該方法適合在地面測試和飛行數(shù)據(jù)分析等后處理等環(huán)節(jié)中應(yīng)用。
算法2 算法2采用傅立葉級數(shù)逼近法計算風(fēng)速、風(fēng)向，是將壓差Δp信號按傅里葉級數(shù)展開至一階項，一階傅里葉系數(shù)與風(fēng)速在體坐標(biāo)系上的分量成正比，利用這一特征計算風(fēng)速風(fēng)向信息； 首先將式(12)改寫成下述形式 Δp＝2ρωrVwcosψwcosθ+2ρωrVwsinψwsinθ (17) 上式是理想的情況，實際壓差信號

必然包含直流漂移、高頻毛刺等測量噪聲。但

仍為周期信號，所以可采用傅立葉級數(shù)展開 其中，Ak，Bk為傅立葉級數(shù)系數(shù)。
對比式(17)和(18)，顯然只需計算A0，A1，B1即可。由傅立葉系數(shù)計算公式 其中，m為風(fēng)速風(fēng)向輸出周期Twm內(nèi)的總采樣數(shù)。Twm必須是轉(zhuǎn)動周期T的整數(shù)倍，即附圖6所示的形式Twm＝nT＝mh。但m不必被n整除。
求出傅立葉系數(shù)A0、A1和B1后，風(fēng)速、風(fēng)向可采用下式計算 風(fēng)向角ψw的具體象限由傅立葉系數(shù)A1，B1的符號確定。風(fēng)速Vw在體坐標(biāo)系上的分量Vwx為 對于飛行控制來說，采用體系分量實施控制更為方便。
計算表明，只要轉(zhuǎn)動周期T有10個以上的采樣點，即m/n≥10，就可取得滿意的估計精度。
算法3 算法3采用廣義最小二乘擬合計算風(fēng)速、風(fēng)向。
假定在風(fēng)速風(fēng)向輸出周期Twm內(nèi)對壓差傳感器U1進(jìn)行了m次采樣。取{1，sinθ，cosθ}為基函數(shù)，由m個采樣點(Δpi，θi)數(shù)據(jù)可構(gòu)造如下的廣義最小二乘方程 式中，θm是第m個采樣點的轉(zhuǎn)角，a0，a1，b1為廣義最小二乘擬合系數(shù)，

是第m個采樣點的實際壓差信號。
該方程的最小二乘解為 求出a0，a1，b1后，風(fēng)速、風(fēng)向可采用下式計算 ψw的具體象限由a1，b1的符號確定。風(fēng)速在體坐標(biāo)系上的分量Vwx、Vwx如下表示為 通常只要轉(zhuǎn)動周期T內(nèi)的采樣點數(shù)m/n＞10，即可獲得較好的估計精度。
和算法2不同，算法3并不要求采樣時間窗Twm為T的整數(shù)倍，m次采樣可分布在任意的
時間段內(nèi)，甚至采樣間隔也可以是非均勻的。所以算法3不但精度高，還具有很大的靈活性，但計算量較算法2大。
算法4 算法4采用快速傅立葉變換(FFT)提取風(fēng)速、風(fēng)向。利用快速傅立葉變換變換來估計風(fēng)速大小和方向；從快速傅立葉變換譜線中主頻譜所對應(yīng)的頻譜參數(shù)提取風(fēng)速風(fēng)向信息。取m為2的冪次方，利用FFT程序計算 記Pmax＝|PJ|＝max{|Pk+1|}，k＝0，1，…，m-1 (29) 其中，Pk+1為FFT頻譜參數(shù)，PJ為主頻譜參數(shù)，Pmax為主頻譜參數(shù)的幅值。
風(fēng)速、風(fēng)向采用下式計算 風(fēng)速在體坐標(biāo)系上的分量為 其中，imag(·)和real(·)分別表示復(fù)數(shù)PJ的虛部和實部。
采用FFT方法存在的一個問題是，由于

為周期信號，因此采樣時間窗必須是轉(zhuǎn)動周期T的整數(shù)倍，即Twm滿足附圖6所示形式 Twm＝nT＝mh (33) 否則對應(yīng)的FFT頻譜參數(shù)會發(fā)生畸變，無法準(zhǔn)確復(fù)現(xiàn)原信號。不過這樣一來，確保m為2的冪次方可能會比較棘手。
FFT所計算的離散頻譜參數(shù)中相鄰譜線的頻率間隔為 其中，fp為對壓差傳感器U1的采樣頻率。故由式(29)所計算的主頻fm為 理論上2πfm應(yīng)等于無刷電機(jī)U5轉(zhuǎn)速ω，故通過計算二者間的誤差ε，可評估轉(zhuǎn)速ω的穩(wěn)定性，前提是相鄰譜線的頻率間隔Δf足夠小。
FFT方法并未顯式利用壓差信號主頻ω已知這一特點，這使得其對風(fēng)速、風(fēng)向的估計精度不如算法2和算法3。但不依賴轉(zhuǎn)速ω某些時候也是一個優(yōu)點，尤其在系統(tǒng)測試和性能評估時非常有用。FFT方法的另一個優(yōu)點是有非常成熟的模塊可用。
圖7a～圖10b為實施方法中給出的4種風(fēng)速風(fēng)向提取算法比較的仿真曲線。仿真條件為剛性旋桿U3轉(zhuǎn)速2400rpm，旋臂半徑r的長30cm，壓差傳感器U1量程±500Pa，壓差傳感器U1精度為滿量程的2.5％(3σ)。待測風(fēng)速2組風(fēng)速1m/s，風(fēng)向角30°；風(fēng)速12m/s，風(fēng)向角30°，其中 圖7a為1m/s風(fēng)速和圖7b12m/s風(fēng)速時，4種風(fēng)速風(fēng)向提取算法給出的風(fēng)速測量結(jié)果；其中圓點標(biāo)記曲線為真實值，三角標(biāo)記曲線為算法1測量仿真結(jié)果，圓形標(biāo)記曲線為算法2測量仿真結(jié)果，矩形標(biāo)記為算法3測量仿真結(jié)果，菱形標(biāo)記曲線為算法4測量仿真結(jié)果。
圖8a和圖8b為圖7a和圖7b風(fēng)速測量結(jié)果對應(yīng)的95％置信區(qū)間半長；其中圓點標(biāo)記曲線為零值，三角標(biāo)記曲線為算法1測量仿真結(jié)果，圓形標(biāo)記曲線為算法2測量仿真結(jié)果，矩形標(biāo)記為算法3測量仿真結(jié)果，菱形標(biāo)記曲線為算法4測量仿真結(jié)果。
圖9a為1m/s風(fēng)速和圖9b12m/s風(fēng)速時，4種風(fēng)速風(fēng)向提取算法給出的風(fēng)向測量結(jié)果；其中圓點標(biāo)記曲線為真實值，三角標(biāo)記曲線為算法1測量仿真結(jié)果，圓形標(biāo)記曲線為算法2測量仿真結(jié)果，矩形標(biāo)記為算法3測量仿真結(jié)果，菱形標(biāo)記曲線為算法4測量仿真結(jié)果。
圖10a和圖10b為圖9a和圖9b風(fēng)向測量結(jié)果對應(yīng)的95％置信區(qū)間半長。其中圓點標(biāo)記曲線為零值，三角標(biāo)記曲線為算法1測量仿真結(jié)果，圓形標(biāo)記曲線為算法2測量仿真結(jié)果，矩形標(biāo)記為算法3測量仿真結(jié)果，菱形標(biāo)記曲線為算法4測量仿真結(jié)果。
從上述仿真曲線中可以看出算法2和算法3效果最好，算法1較差，算法4精度介于算法1和算法2、3之間，但算法4在若干頻率點上精度存在跳躍，這主要是采樣時間窗不滿足式(33)所造成。當(dāng)采樣頻率＞400Hz后，采樣頻率對算法2和算法3的精度影響較小，但對算法1和算法4影響較大。算法1的精度隨采樣頻率的提高趨于穩(wěn)定。采樣頻率對算法4精度的影響主要體現(xiàn)在采樣時間窗上，當(dāng)采樣時間窗不滿足式(33)時，精度呈跳躍狀。
以上所述，僅為本發(fā)明中的具體實施方式
，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉該技術(shù)的人在本發(fā)明所揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可理解想到的變換或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的包含范圍之內(nèi)，因此，本發(fā)明的保護(hù)范圍應(yīng)該以權(quán)利要求書的保護(hù)范圍為準(zhǔn)。
權(quán)利要求
1.一種高空駐空飛行器風(fēng)速風(fēng)向?qū)崟r測量裝置，其特征在于在高空稀薄大氣環(huán)境中，為低速、駐空型飛行器提供風(fēng)速風(fēng)向測量信息，該測量裝置包括壓差傳感器(U1)，第一測壓探頭(U2A)、第二測壓探頭(U2B)，剛性旋桿(U3)、傳感器安裝盤(U4)，無刷電機(jī)及其控制器(U5)、微處理器(U6)和附件(U7)組成；
剛性旋桿(U3)對稱安裝在無刷電機(jī)(U5)的轉(zhuǎn)動軸上；第一測壓探頭(U2A)和第二測壓探頭(U2B)分別安裝在剛性旋桿(U3)的長邊窄面兩端，且第一測壓探頭(U2A)和第二測壓探頭(U2B)與剛性旋桿(U3)旋轉(zhuǎn)平面平行，且第一測壓探頭(U2A)、第二測壓探頭(U2B)分別與剛性旋桿(U3)的長邊窄面垂直，第一測壓探頭(U2A)和第二測壓探頭(U2B)到無刷電機(jī)(U5)轉(zhuǎn)動軸的距離相等；傳感器安裝盤(U4)安裝在剛性旋桿(U3)上；壓差傳感器(U1)安裝在傳感器安裝盤(U4)上，壓差傳感器(U1)與第一測壓探頭(U2A)和第二測壓探頭(U2B)連接；無刷電機(jī)(U5)帶動剛性旋桿(U3)以恒定角速率ω轉(zhuǎn)動；無刷電機(jī)(U5)上設(shè)有絕對式旋轉(zhuǎn)編碼器，絕對式旋轉(zhuǎn)編碼器用于輸出剛性旋桿(U3)的各個時刻轉(zhuǎn)動角；當(dāng)風(fēng)吹向轉(zhuǎn)動的剛性旋桿時，第一測壓探頭(U2A)和第二測壓探頭(U2B)之間產(chǎn)生并輸出壓差；附件(U7)包含氣壓計和溫度計，用于測量大氣壓強(qiáng)和大氣溫度；微處理器(U6)根據(jù)附件(U7)給出的氣壓強(qiáng)和大氣溫度信號計算出大氣密度；微處理器(U6)與壓差傳感器(U1)連接，壓差傳感器(U1)輸出的壓差信號給入微處理器(U6)，無刷電機(jī)(U5)與微處理器(U6)連接，微處理器(U6)對無刷電機(jī)(U5)輸出的剛性旋桿(U3)轉(zhuǎn)動角信號進(jìn)行高速采樣；微處理器(U6)根據(jù)大氣密度、壓差信號和轉(zhuǎn)動角信號并采用風(fēng)速風(fēng)向提取算法得到飛行器相對大氣的相對風(fēng)速、風(fēng)向信息，該相對風(fēng)速、風(fēng)向信息與導(dǎo)航系統(tǒng)給出的地速信息融合，得到真風(fēng)速風(fēng)向信息。
2.如權(quán)利要求1所述高空駐空飛行器風(fēng)速風(fēng)向?qū)崟r測量裝置，其特征在于，當(dāng)風(fēng)相對于飛行器的以速度Vw、方向ψw吹向測量裝置時，根據(jù)伯努利方程，第一測壓探頭(U2A)、第二通測壓探頭(U2B)位于處的動壓PA、PB分別為
其中，ω為測量裝置剛性旋桿(U1)恒定轉(zhuǎn)動的角速率；V＝ωr為測壓探頭(U2)相對于轉(zhuǎn)動軸的線速度；r為剛性旋桿(U1)的旋臂半徑；
所以壓差傳感器(U1)所測壓差Δp為
Δp＝pA-pB＝2ρωrVwcos(ψw-θ)＝k(ρ)Vwcos(ψw-θ)
其中k(ρ)＝2ρV，ρ大氣密度；
Δp式中表明由風(fēng)引起的壓差測量值為一周期性余弦信號，該余弦信號的幅值與風(fēng)速大小成正比，該余弦信號的相位包含了風(fēng)向角ψw的信息；由于幅值比例系數(shù)k(ρ)為大氣密度ρ、第一測壓探頭(U2A)和第二測壓探頭(U2B)線速度V之積的2倍，通過合理地選擇剛性旋桿(U1)轉(zhuǎn)速和旋臂長度，在大氣密度很低的情況下也能得到較大的信號量，從而能可靠地提取出風(fēng)速風(fēng)向信息。
3.如權(quán)利要求2所述高空駐空飛行器風(fēng)速風(fēng)向?qū)崟r測量裝置，其特征在于，所述旋臂半徑r選擇在30～60cm之間，旋轉(zhuǎn)角速度ω在600～3000rpm之間，且約束ω·r＜0.3×295≈88m/s，其中，295為平流層音速。
4.如權(quán)利要求2所述高空駐空飛行器風(fēng)速風(fēng)向?qū)崟r測量裝置，其特征在于，所述周期性余弦信號是剛性旋桿(U1)轉(zhuǎn)動的整數(shù)個轉(zhuǎn)動周期，在測量周期內(nèi)對壓差Δp和無刷電機(jī)(U5)轉(zhuǎn)角θ進(jìn)行m次采樣；微處理器(U6)對采樣點(Δpi，θi)進(jìn)行處理，并由風(fēng)速風(fēng)向提取算法，得到風(fēng)速風(fēng)向信息，i＝1，2，…，m。
5.如權(quán)利要求1所述高空駐空飛行器風(fēng)速風(fēng)向?qū)崟r測量裝置，其特征在于，所述測量裝置的本體坐標(biāo)系oxyz是測量基準(zhǔn)，所測風(fēng)速、風(fēng)向均表述在該坐標(biāo)系；該坐標(biāo)系也是所述測量裝置在飛行器上進(jìn)行安裝的基準(zhǔn)，安裝時，要求該坐標(biāo)系各軸與飛行器的本體系各對應(yīng)軸平行。
6.如權(quán)利要求1所述高空駐空飛行器風(fēng)速風(fēng)向?qū)崟r測量裝置，其特征在于，所述本體坐標(biāo)系oxyz的本體系的xoy平面與剛性旋桿(U3)的旋轉(zhuǎn)平面重合，z軸坐標(biāo)與無刷電機(jī)(U5)軸重合，-y軸坐標(biāo)方向為描述剛性旋桿(U3)轉(zhuǎn)動角度θ的基準(zhǔn)邊；-y軸坐標(biāo)位置對應(yīng)無刷電機(jī)(U5)絕對式旋轉(zhuǎn)編碼器的零角度位置；標(biāo)記了測角基準(zhǔn)邊，則確定x軸坐標(biāo)、y軸坐標(biāo)和z軸坐標(biāo)的指向。
7.一種如權(quán)利要求1所述裝置的高空駐空飛行器風(fēng)速風(fēng)向?qū)崟r測量方法，其特征在于在高空稀薄大氣環(huán)境中，為低速、駐空型飛行器提供風(fēng)速風(fēng)向測量信息，該方法的步驟包括
步驟S1啟動高空駐空飛行器風(fēng)速風(fēng)向?qū)崟r測量裝置，等待無刷電機(jī)驅(qū)動轉(zhuǎn)速恒定；
步驟S2取測量周期為整數(shù)個轉(zhuǎn)動周期，在測量周期內(nèi)微處理器U6對壓差傳感器U1的壓差Δp和無刷電機(jī)U5轉(zhuǎn)角θ進(jìn)行m次采樣；
步驟S3微處理器對附件進(jìn)行采樣，得到大氣壓強(qiáng)P和大氣溫度T，確定大氣密度為
步驟S4微處理器采用風(fēng)速風(fēng)向提取算法對采樣點(Δpi，θi)進(jìn)行處理，i＝1，2，…，m，提取出相對風(fēng)速大小Vw和相對風(fēng)向角ψw信息，或者體坐標(biāo)系分量Vwx，Vwy；
步驟S5微處理器將相對風(fēng)速Vw、ψw或者Vwx、Vwy送至飛行器飛控計算機(jī)，由飛控計算機(jī)將相對風(fēng)速和導(dǎo)航系統(tǒng)給出的地速信息融合，提取出真風(fēng)速；
步驟S6返回步驟S1，解算下一輸出周期的風(fēng)速、風(fēng)向信息。
8.如權(quán)利要求7高空駐空飛行器風(fēng)速風(fēng)向?qū)崟r測量方法，其特征在于所述微處理器采用風(fēng)速風(fēng)向提取算法包括四種算法，該四種算法的特征分別是
(1)算法1利用轉(zhuǎn)動周期內(nèi)的壓差的最大值和最小值及其對應(yīng)的剛性旋桿轉(zhuǎn)動角來提取風(fēng)速大小和方向信息；
(2)算法2將壓差信號按傅里葉級數(shù)展開至一階項，一階傅里葉系數(shù)與風(fēng)速在體坐標(biāo)系上的分量成正比，利用這一特征計算風(fēng)速風(fēng)向信息；
(3)算法3取{1，sinθ，cosθ)為基函數(shù)，由m個采樣點(Δpi，θi)構(gòu)造廣義最小二乘方程；從解算該方程所得到的基函數(shù)擬合系數(shù)提取風(fēng)速風(fēng)向信息；
(4)算法4利用快速傅立葉變換變換來估計風(fēng)速大小和方向；從快速傅立葉變換譜線中主頻譜所對應(yīng)的頻譜參數(shù)提取風(fēng)速風(fēng)向信息。
全文摘要
本發(fā)明是一種高空駐空飛行器風(fēng)速風(fēng)向?qū)崟r測量方法與裝置，該方法由測量裝置和與風(fēng)速風(fēng)向提取算法構(gòu)成。測量裝置由無刷電機(jī)驅(qū)動、以恒定角速率轉(zhuǎn)動的剛性旋桿，剛性旋桿兩端裝有測壓探頭，測壓探頭連接在一個壓差傳感器上。當(dāng)風(fēng)吹向恒定轉(zhuǎn)動的剛性旋桿時，兩測壓探頭間的壓差為一周期性余弦信號。該信號的幅值與風(fēng)速大小成正比，信號的相位包含了風(fēng)向角信息。通過本發(fā)明的提取算法，可從壓差信號中提取出風(fēng)速風(fēng)向信息。本發(fā)明的特點是在既定風(fēng)速下，壓差信號的幅值與大氣密度和旋臂線速度之積成正比。因此，通過合理地選擇剛性旋桿轉(zhuǎn)速和旋臂長度，在大氣密度很低的情況下也能得到較大的信號量，從而能可靠地提取出風(fēng)速風(fēng)向信息。
文檔編號B64D45/00GK101750514SQ20101010225
公開日2010年6月23日 申請日期2010年1月27日 優(yōu)先權(quán)日2010年1月27日
發(fā)明者周江華, 苗景剛 申請人:中國科學(xué)院光電研究院