基于MEMS傳感器的風洞尾旋姿態(tài)測量研究

宋 晉,蔣 敏,李 睿,楊洪森,顏 來

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所，四川 綿陽 622672)

基于MEMS傳感器的風洞尾旋姿態(tài)測量研究

宋 晉,蔣 敏,李 睿,楊洪森,顏 來

(中國空氣動力研究與發(fā)展中心低速空氣動力研究所，四川 綿陽 622672)

尾旋是飛機在失去控制后的一種極危險的飛行狀態(tài)，陷入尾旋極易造成飛機的墜毀，在飛機研制過程中為了提高其機動性及抗尾旋能力，必須對這種極限飛行狀態(tài)進行研究；在立式風洞中開展尾旋試驗是目前效率最高，安全性最有保障的技術手段；試驗測試的主要參數(shù)是飛機在尾旋及改出過程中的姿態(tài)角(包括俯仰角、偏航角和滾轉(zhuǎn)角)；在此簡要介紹了通過陀螺儀、加速度計和地磁計進行姿態(tài)數(shù)據(jù)融合的算法，以及采用了一種MEMS傳感器進行尾旋姿態(tài)測量的試驗技術，并且其姿態(tài)數(shù)據(jù)可由Zigbee無線數(shù)據(jù)模塊實時傳送到測量計算機；通過試驗驗證，該技術簡單有效，不受現(xiàn)場環(huán)境限制，系統(tǒng)動態(tài)性能穩(wěn)定可靠，角度測試精度優(yōu)于1°，滿足了試驗需求，提高了試驗效率及數(shù)據(jù)質(zhì)量。

尾旋試驗；姿態(tài)角；MEMS傳感器

0 引言

MEMS(micro electro mechanical systems，微機電系統(tǒng))技術是近十幾年來在微電子技術基礎上結(jié)合精密儀器技術發(fā)展起來的一個新的科學技術領域，是集多個微傳感器、信號處理、通信接口以及電源于一體的微型電子機械系統(tǒng)[1]。既可應用于車輛自主駕駛，人體關節(jié)姿態(tài)測量等民用領域，又可應用于小型飛行器、低成本制導彈藥和雷達系統(tǒng)等軍用領域，具有非常廣闊的應用前景。

尾旋是飛機在失速狀態(tài)下，機身圍繞某一軸旋轉(zhuǎn)的同時，飛機自身也在旋轉(zhuǎn)的復合運動[2]。由于尾旋的不可控性，極易造成飛機的墜毀，為了研究尾旋現(xiàn)象及改出方法，最直接有效的方法是在風洞中通過飛機模型開展尾旋試驗，試驗測試的主要參數(shù)是飛機尾旋及改出過程中的姿態(tài)角[3]。在此介紹了一種通過MEMS傳感器開展尾旋試驗的技術。

1 MEMS傳感器測量原理

測量姿態(tài)角采用的MEMS傳感器包括加速度計、陀螺儀和磁強計。加速度計和陀螺儀屬于慣性敏感器件，分別測量載體的加速度值和旋轉(zhuǎn)角速度，磁強計是用來敏感空間環(huán)境磁場強度和方向。由于加速度計和磁強計具有穩(wěn)定性差但沒有積累誤差的特點，而陀螺儀具有穩(wěn)定性好但有積累誤差的特點，因此需要通過Kalman 濾波對3種傳感器的數(shù)據(jù)進行融合，以此來提高測量精度，如圖1所示。

圖1 姿態(tài)角計算流程

試驗測量中涉及到兩個坐標系，分別是機體坐標系(簡稱體軸系)和風洞坐標系(簡稱風軸系)，體軸系是以飛機模型重心為原點，機體縱軸指向前、橫軸指向右、豎軸指向上的三維直角坐標系，用OXbYbZb表示。風軸系是以飛機模型重心為原點，以正東、正北和鉛垂方向建立的另一個三維直角坐標系，用OXwYwZw表示。而飛機的姿態(tài)角可以通過體軸系和風軸系之間關系來表示。模型繞橫軸Xb轉(zhuǎn)動，則縱軸Yb與OXwYw的夾角為俯仰角θ。模型繞縱軸Yb轉(zhuǎn)動，則橫軸Xb與OXwYw的夾角為滾轉(zhuǎn)角γ。模型繞豎軸Zb轉(zhuǎn)動，則縱軸Yb與OYwZw的夾角為偏航角ψ。體軸系和風軸系可以通過轉(zhuǎn)換捷聯(lián)T建立聯(lián)系[4]，如(1)所示：

(1)

系統(tǒng)的初始俯仰角和滾轉(zhuǎn)角由加速度計確定[5]，三軸加速度計的各軸分量為：

(2)

則：

(3)

初始偏航角可由磁強計確定，三軸磁強計的各軸分量為：

(4)

則：

(5)

此時所獲取的姿態(tài)角為系統(tǒng)的初始粗值，并不準確，體軸系相對于風軸系的轉(zhuǎn)動還可以用四元數(shù)Q來表示[4]，即：

(6)

由姿態(tài)角計算出初始四元數(shù)：

(7)

在得出初始四元數(shù)之后，根據(jù)三軸陀螺儀的輸出數(shù)據(jù)，通過四階龍格庫塔法求解微分方程：

?ω

(8)

其中：

(9)

ωx,ωy,ωz分別為模型載體3個軸的旋轉(zhuǎn)角速度。其矩陣形式為：

(10)

得到更新后的四元數(shù)，并帶入由四元數(shù)組成的捷聯(lián)矩陣T，得到(11)式:

(11)

根據(jù)四元數(shù)和轉(zhuǎn)換矩陣T的關系，得到姿態(tài)角計算公式：

(12)

但由于MEMS陀螺儀的角度解算誤差會隨時間而增大，故解算值并不能直接代表載體姿態(tài)，還需要用卡爾曼濾波進行處理，卡爾曼濾波算法是一種自遞歸線性最小均方誤差估計，即通過上一時刻的最優(yōu)估計值和當前時刻的測量值來計算當前的最優(yōu)估計值。

濾波器的主要工作是根據(jù)陀螺儀測量信息與姿態(tài)角的關系建立系統(tǒng)的狀態(tài)方程，根據(jù)加速度與重力場的關系和磁強度與地磁場的關系建立觀測方程，并將四元數(shù)作為狀態(tài)變量，用陀螺對上一步結(jié)果進行更新，再用加速度計和地磁傳感器作為觀測量來修正陀螺的結(jié)果，以達到對姿態(tài)角的最優(yōu)估值，其數(shù)學過程詳見文獻[6]。

2 試驗

2.1 系統(tǒng)硬件

試驗中采用Xsens公司的MTi傳感器，該系統(tǒng)是一種捷聯(lián)式的MEMS傳感器，具有結(jié)構簡單、自主性強和穩(wěn)定性較好的優(yōu)點。該系統(tǒng)內(nèi)置了三軸加速度計、三軸陀螺儀和三軸磁強計，并由低功耗的DSP進行Kalman濾波數(shù)據(jù)融合。

將該傳感器安裝在尾旋模型內(nèi)部的基準平板上，并通過內(nèi)置電池供電。由于尾旋試驗中模型呈現(xiàn)旋轉(zhuǎn)運動，無法從模型內(nèi)部引線，故該系統(tǒng)采集基于Zigbee模式的無線數(shù)據(jù)傳輸方式，姿態(tài)數(shù)據(jù)通過RS232接口與Zigbee無線發(fā)射模塊發(fā)射出去，接收模塊接收后通過USB接口發(fā)送到測量計算機，測量計算機接收數(shù)據(jù)后根據(jù)相應的編碼規(guī)則進行解碼，從而獲得所需的模型姿態(tài)等運動參數(shù)[7]，如圖2所示。

圖2 數(shù)據(jù)傳輸流程

2.2 系統(tǒng)軟件

MTi傳感器的軟件主要用來設置無線傳輸?shù)牟ㄌ芈省鞲衅鲾?shù)據(jù)的采樣頻率和輸出數(shù)據(jù)的類型選擇。波特率與無線傳輸模塊要一致為57 600 Bd/s。采樣頻率為20 Hz。由于MTi傳感器對于底層數(shù)據(jù)是開放的，因此輸出數(shù)據(jù)可以有3種選擇，分別是：姿態(tài)角、傳感器原始數(shù)據(jù)和四元數(shù)。按照其特定的數(shù)據(jù)結(jié)構通過串口接收后進行解碼獲得所需參數(shù)。3種格式分別為：

將發(fā)射模塊直接與MTi測量單元相連接，MTi測量單元上電后會自動進行初始化并自動向串口發(fā)送數(shù)據(jù)。通過串口調(diào)試軟件測試發(fā)送的數(shù)據(jù)是否正確。系統(tǒng)軟件實現(xiàn)流程如圖3所示。

圖3 軟件實現(xiàn)流程

2.3 試驗數(shù)據(jù)

圖4為某型飛機模型的典型的尾旋試驗數(shù)據(jù)，包括了尾旋運動的3個姿態(tài)角。

圖4 典型尾旋數(shù)據(jù)圖

在尾旋過程中采集了6秒鐘的試驗數(shù)據(jù)，從圖中可以對尾旋運動狀態(tài)進行分析，其中俯仰角的運動范圍是-6～-18°，滾轉(zhuǎn)角的運動范圍是-13～12°，偏航角在0～360°之間循環(huán)，從姿態(tài)角數(shù)據(jù)反映出飛機模型處于振蕩旋轉(zhuǎn)的狀態(tài)。

3 結(jié)論

應用MEMS傳感器和ZigBee無線傳輸模塊開展了尾旋試驗姿態(tài)測量，系統(tǒng)穩(wěn)定可靠，試驗數(shù)據(jù)可以實時獲取，提高了試驗效率，該傳感器的角度動態(tài)測試精度為1°，滿足了試驗需求，除姿態(tài)角外該傳感器還能夠提供角速度和加速度的數(shù)據(jù)，有利于對試驗過程中的物理現(xiàn)象進行分析，且MEMS傳感器具有體積小的優(yōu)點，非常適用于在尾旋模型狹小的內(nèi)部空間里安裝，整套系統(tǒng)運行穩(wěn)定，試驗獲得成功。

[1] 蔡春龍, 劉 翼, 劉一薇. MEMS儀表慣性組合導航系統(tǒng)發(fā)展現(xiàn)狀與趨勢[J]. 中國慣性技術學報, 2009,17(5):562-567.

[2] 李永富. 尾旋預測貫穿飛機研制的整個過程[J]. 流體力學實驗與測量, 1999,13(4):32-35.

[3] 祝明紅, 王勛年, 李 寶，等. φ5米立式風洞尾旋試驗技術[J]. 實驗流體力學, 2007,21(3):49-53.

[4] 宋麗君. 基于MEMS器件的航向姿態(tài)測量系統(tǒng)的研究[D]. 西安：西北工業(yè)大學, 2007.

[5] 李佩華. 基于MEMS慣性器件的捷聯(lián)式姿態(tài)測量系統(tǒng)的研究[D]. 沈陽：沈陽航空航天大學, 2013.

[6] 周樹道, 金永奇, 衛(wèi)克晶，等. 采用卡爾曼濾波算法的MEMS器件姿態(tài)測量[J]. 實驗室研究與探索, 2015,34(2):38-42.

[7] 蔣 敏, 宋 晉, 李 睿，等. 組合式航姿參考系統(tǒng)在尾旋測量中的應用[A]. 空氣動力學會測控技術六屆六次測控學術交流會論文集[C]. 2015(9):240-243.

Attitude Measurement of Spin in Wind Tunnel Based on MEMS Sensor

Song Jin, Jiang Min , Li Rui, Yang Hongsen, Yan Lai

(Low Speed Aerodynamics Institute,China Aerodynamics Research & Development Center,Mianyang 622762, China)

Spin is a kind of dangerous flight state when aircraft loses control, and it can easily cause flight accident. In order to improve flexibility and anti-spin capability in aircraft development process, the limit flight state must be studied. It is the most efficient and safe technology to carry out spin test in vertical wind tunnel. The required test parameter is a attitude angle (including pitch, yaw and roll). It briefly introduces the algorithm of attitude data fusion algorithm by gyro, accelerometer and magnetometer, and adopts a MEMS sensor to measure the spin attitude. The test data is transmitted to computer by Zigbee wireless module. The test proves, the technology is simple and effective, and is not limited by the environment of the scene, dynamic performance of the system is stable and reliable, angle measurement accuracy is better than 1° to meet the test requirements, improves the test efficiency and data quality.

spin test; attitude angle; MEMS sensor

2016-05-26；

2016-07-01。

宋 晉(1983-)，男，陜西咸陽人，碩士，工程師，主要從事低速風洞測控技術方向的研究。

1671-4598(2016)12-0001-02

10.16526/j.cnki.11-4762/tp.2016.12.001

TP212

A