[发明专利]一种机载气动参数辨识系统

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器机载设备，尤其是涉及一种机载气动参数辨识系统。

背景技术

飞行器的气动参数是飞行器研制的基础。气动参数可以分析飞行器的飞行性能和飞行品质，验证总体布局的正确性，进而对总体设计提出反馈意见。气动参数可以评估飞行器的稳定性和操纵性，是飞行器控制律设计的基础。气动参数搭建高置信度的飞行仿真平台，验证飞行控制律的正确性和有效性，降低试飞风险。

目前气动参数只能通过三个渠道获得：风洞试验、流体动力学计算和飞行气动参数辨识试验。风洞实验的气动参数精度较高，需要大量的资金投入；流体动力学计算需要专业人员和服务器进行大规模计算，技术服务费较高，相比风洞实验误差较大；气动参数辨识试验的性价比高，可广泛应用于中小型飞行器、大型飞行器研制。

对于中小型飞行器，风洞实验投入太大，流体动力学计算误差较大，动力学模型的获取一直是困扰已久的问题。中小型无人机即使成功试飞，也无法获得较为准确的动力学模型，无法给出准确的飞行性能和飞行品质指标，这对飞行器控制律设计和市场营销都造成困难。从经济性和准确性角度，气动参数辨识非常适合中小型飞行器研制。

对于大型飞行器，主要依靠风洞实验，同时结合流体动力学计算。但风洞试验和流体动力学计算都具有一定局限性，气动数据存在一定天地差异，还是需要利用真实试飞数据进行气动参数辨识，进而修正风洞实验和流体动力学计算的气动数据库。另外，大型飞行器研制环节有缩比模型的自由飞试验，利用气动参数辨识技术可以获得缩比模型的气动特性，为飞行器设计提供参考。

气动参数辨识属于控制理论与控制工程学科的系统辨识方向。系统辨识包括模型辨识和参数估计。在飞行器外形确定的情况下，待辨识模型结构往往确定，主要问题是参数估计。气动参数辨识通过试飞过程采集的输入(气动舵面偏转角度、油门)和输出数据(三轴角速率、三轴姿态、三轴加速度、空速/迎角/侧滑)，利用辨识算法估计关键气动参数。为提高输入输出数据的有效信息，需要主动激励激发飞行器固有运动模态。激励设计很大程度上影响辨识效果，也是气动参数辨识的关键。

在国内外参数辨识系统研究中，大部分设计的采集系统都是依靠高频处理芯片实施分时复用的方式进行多路数模转换，同时激励程序直接写入控制系统中，并且通常不会有在线辨识功能。(参考：[1]王军强,朱章华.基于DSP的无人飞行器数据采集系统的设计[J].计算机测量与控制,2009,17(2):434-436；[2]程秀芹,李永红,王恩怀,等.飞行器气动参数测试系统的设计[J].自动化与仪表,2010,25(010):42-45；[3]Basic principles of flight test instrumentation engineering[C].AGARD,1974.)

上述辨识方案存在以下缺点：1)所采集的飞行数据往往无法满足辨识的要求，相比气动参数辨识飞行控制对传感器精度、频率要求较低，更关键的是基于飞行控制的采集系统无法从硬件上解决各数据间的时延问题。2)为开展气动参数辨识，需要对飞行控制系统的硬软件进行修改，容易产生安全隐患，造成飞行事故。

发明内容

本发明的目的在于提供一种机载气动参数辨识系统。

本发明设有数据采集存储模块、激励诸元模块和在线辨识模块；

所述数据采集存储模块的数据输出一端接激励诸元模块和在线辨识模块；数据采集存储模块、激励诸元模块和在线辨识模块通过CAN总线与飞行控制器相互通信；

所述数据采集存储模块设有至少2组传感器、抗混叠模拟滤波器、信号调节器、采样保持器以及量化器；所述传感器包括但不限于三轴速率传感器、三轴过载传感器、舵面传感器、迎角传感器、侧滑角传感器和空速传感器等，传感器的输出端接各自的抗混叠模拟滤波器，抗混叠模拟滤波器的输出端通过信号调节器连接采样保持器的输入端，同步采样控制器的输出端连接采样保持器控制端并控制采样保持器定时采样，采样保持器输出端连接量化器，量化器的输出端连接编码器输入端，编码器的输出端连接记录仪，并且通过CAN总线分别与激励诸元模块、在线辨识模块和飞行控制器连接。

所述激励诸元模块，可采用一个编程MPC5534芯片，CAN总线数据输出端连接MPC5534芯片，MPC5534芯片输出连接CAN总线。