[發明專利]基于慣導元件的大柔性機翼變形識別方法

在審

• 申請號: 202310443205.6
• 申請日: 2023-04-24
• 公開（公告）號: CN116295236A
• 公開（公告）日: 2023-06-23
• 發明（設計）人: 孟楊;張宇輝;謝長川;安朝
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G01B21/32
• 分類號: G01B21/32
• 代理公司: 北京天匯航智知識產權代理事務所(普通合伙) 11987
• 代理人: 陳陳數

本發明公開了一種基于慣導元件的大柔性機翼變形識別方法，通過分布式慣導元件獲取機翼表面預設位置的慣導信息，解算出主慣導元件與子慣導元件隨體坐標系之間的坐標轉換矩陣，再根據推導的機翼位姿方程，進而解算出子慣導元件測點的變形量。該方法的慣導元件占用空間較小，成本較低，算法相對簡單，計算效率高；對機翼的變形范圍沒有約束條件，能夠應用于工程實際的大變形測量中。

技術領域

本發明涉及航空航天領域，具體來說，涉及一種基于慣導元件的大柔性機翼變形識別方法。

背景技術

柔性機翼變形測量技術是大型飛機運行過程中必備的一項關鍵技術。如何方便快捷的實時獲取機翼大變形成為飛行試驗中的關鍵問題。

慣導元件作為飛行器自身攜帶的一個基本元器件具有便于安裝、功耗小等優勢。傳統的飛行器僅在機體質心附近布置主慣導組件，其集成了加速度計和陀螺儀，可用于測量飛機加速度和飛機姿態角速度。隨著慣導元器件的小型化，可以通過在飛機機翼上布置多組慣導元件獲取更豐富的飛行姿態信息。專利CN201210055252.5公開了一種基于慣性測量單元的相對變形測量方法，但是僅涉及姿態角的解算，并不能夠獲取機翼的實時位置，且其采用的歐拉角容易引起數值奇異，通用性較差。

發明內容

為了克服大柔性機翼變形難以精確地實時測量、算法通用性差等問題，本發明提出一種基于慣導元件的大柔性機翼變形識別方法，通過引入多組慣導元件，能夠實時獲取機翼的空間位置以及變形信息。具體的，通過分布式慣導元件獲取機翼表面預設位置的慣導信息，解算出主慣導元件與子慣導元件隨體坐標系之間的坐標轉換矩陣，再根據推導的機翼位姿方程，進而解算出子慣導元件測點的變形量。該方法對機翼的變形范圍沒有約束條件，能夠應用于工程實際的大變形測量中。

為實現上述目的，本發明提供以下技術方案：

一種基于慣導元件的大柔性機翼變形識別方法，包括以下步驟：

第一步，在機翼根部設置1個主慣導元件，在機翼表面布置N-1個分布式子慣導元件，記錄變形前慣導元件的空間位置，得到從主慣導元件到第n個子慣導元件的初始位置矢量，其中n＝2,…,N；

第二步，將機身和機翼視作剛性機身與懸臂梁結構，建立機翼根部的主慣導元件處的隨體坐標系B，機翼上第n個子慣導元件處的隨體坐標系G，由慣導元件測量得到的角速度計算隨體坐標系B和隨體坐標系G之間的坐標轉換矩陣；

第三步，記錄慣導元件測量得到的三軸加速度，將主慣導元件和第n個子慣導元件的三軸加速度、隨體坐標系B和隨體坐標系G之間的坐標轉換矩陣代入機翼位姿方程，得到主慣導元件到第n個子慣導元件的位置矢量；

第四步，基于第一步得到的初始位置矢量及第三步得到的位置矢量，得到第n個子慣導元件測點的變形量；

第五步，重復第一步至第四步，計算變形后所有子慣導元件測點的變形量，實現大柔性機翼的變形識別。

進一步，所述第二步具體為

翼根處主慣導元件測得角速度在其隨體坐標系B下表示為：第n個子慣導元件測得角速度在其隨體坐標系G下表示為：

將角速度向量轉換為斜對稱矩陣表示為：

得到隨體坐標系B和隨體坐標系G之間的坐標轉換矩陣的微分方程表示：

通過四階龍格庫塔方法求解該微分方程，得到坐標轉換矩陣L_BG。

進一步，所述第三步具體為

主慣導元件測得加速度在其隨體坐標系B下表示為：第n個子慣導元件測得加速度在其隨體坐標系G下表示為：