基于物聯(lián)網(wǎng)的空間飛行器姿態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)設(shè)計(jì)

(廣東科學(xué)技術(shù)職業(yè)學(xué)院 計(jì)算機(jī)工程技術(shù)學(xué)院，廣東 珠海 519090)

0 引言

空間飛行器姿態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)是一個極其復(fù)雜的系統(tǒng)，在現(xiàn)代空間任務(wù)中，對于飛行器的姿態(tài)捕獲與實(shí)時監(jiān)測能夠?yàn)轱w行器機(jī)動性能進(jìn)行良好檢驗(yàn)[1]。飛行器姿態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)具有非線性和強(qiáng)耦合性，針對這樣一個多輸入多輸出的非線性網(wǎng)絡(luò)系統(tǒng)進(jìn)行研究，是一個相當(dāng)大的挑戰(zhàn)，但也是未來發(fā)展的一種必然趨勢[2]。傳統(tǒng)姿態(tài)機(jī)動監(jiān)測系統(tǒng)利用歐拉角作反饋信號，對發(fā)動機(jī)擺角進(jìn)行控制，完成姿態(tài)監(jiān)測。該系統(tǒng)的監(jiān)測耗時較短，但因干擾問題監(jiān)測精準(zhǔn)度較低[3]。在物聯(lián)網(wǎng)環(huán)境下，對空間飛行器姿態(tài)進(jìn)行監(jiān)測，具有靈活性強(qiáng)、方便維護(hù)和故障診斷等優(yōu)點(diǎn)[4]?；诖耍岢龌谖锫?lián)網(wǎng)的空間飛行器姿態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)設(shè)計(jì)。設(shè)計(jì)硬件框圖，保證系統(tǒng)硬件良好魯棒性；采用Visual C++6.0作為系統(tǒng)設(shè)計(jì)環(huán)境，對空間飛行器軟件部分進(jìn)行設(shè)計(jì)，并添加emWin移植界面，提高系統(tǒng)監(jiān)測精準(zhǔn)度。通過實(shí)驗(yàn)得出結(jié)論，該系統(tǒng)具有良好監(jiān)測效果，精準(zhǔn)度高且耗費(fèi)時間短。

1 系統(tǒng)設(shè)計(jì)

在物聯(lián)網(wǎng)環(huán)境下對空間飛行器的姿態(tài)進(jìn)行監(jiān)測，需要滿足姿態(tài)信息的實(shí)時傳輸，所設(shè)計(jì)的監(jiān)測系統(tǒng)必須是一種能夠通過全分布式網(wǎng)絡(luò)進(jìn)行實(shí)時反饋的監(jiān)測系統(tǒng)，系統(tǒng)應(yīng)包括飛行姿態(tài)敏感器、控制器和執(zhí)行結(jié)構(gòu)信息等功能模塊[4]。為了提高監(jiān)測精準(zhǔn)度，所設(shè)計(jì)的空間飛行器姿態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)應(yīng)減少各個部分之間的連接線，促使系統(tǒng)維護(hù)和診斷故障都變得極為簡單，并提高系統(tǒng)靈活性?，F(xiàn)代空間任務(wù)逐漸變得復(fù)雜，依據(jù)空間飛行器新技術(shù)指標(biāo)，還應(yīng)對所設(shè)計(jì)的監(jiān)測系統(tǒng)的可靠性和容錯性方面進(jìn)行充分滿足。綜合以上需求分析，對基于物聯(lián)網(wǎng)的空間飛行器姿態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)進(jìn)行設(shè)計(jì)。具體描述如下：

1.1 整體架構(gòu)設(shè)計(jì)

傳統(tǒng)空間飛行器姿態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)將網(wǎng)絡(luò)作為信號傳輸?shù)闹饕h(huán)節(jié)可引進(jìn)閉環(huán)控制回路，因此產(chǎn)生了諸多問題，比如由于網(wǎng)絡(luò)環(huán)境復(fù)雜所引起的時間滯后和數(shù)據(jù)丟失等問。其中對于空間飛行器監(jiān)測系統(tǒng)影響最大的是時間滯后問題，由于信號傳輸是無法避免的，為此常常會導(dǎo)致系統(tǒng)性能出現(xiàn)下降，穩(wěn)定性失調(diào)，致使監(jiān)測精度大幅度降低[5]。因此利用物聯(lián)網(wǎng)，對空間飛行器姿態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)的整體架構(gòu)進(jìn)行重新設(shè)計(jì)，從而提高系統(tǒng)的監(jiān)測精度。

在物聯(lián)網(wǎng)環(huán)境下，空間飛行器姿態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)是以四軸飛行器為主要研究對象，采用上位機(jī)進(jìn)行實(shí)時監(jiān)控，設(shè)計(jì)對飛行器姿態(tài)有效控制的系統(tǒng)。在現(xiàn)代空間任務(wù)逐漸變得復(fù)雜，空間飛行器新技術(shù)指標(biāo)，無論是可靠性，還是容錯性都不能滿足人們需求。為此需在上位機(jī)中添加實(shí)時空間飛行器飛行的姿態(tài)信息，將此信息傳送到控制芯片中，用來調(diào)控飛行器姿態(tài)；構(gòu)建數(shù)據(jù)庫，存儲并記錄各個參數(shù)指標(biāo)數(shù)據(jù)，用戶還可通過對上位機(jī)界面的調(diào)整來改變飛行器的飛行參數(shù)，并對數(shù)據(jù)進(jìn)行儲存[6]。

依據(jù)重新設(shè)計(jì)的系統(tǒng)整體架構(gòu)，對系統(tǒng)各硬件組成部分進(jìn)行改進(jìn)。

1.2 硬件設(shè)計(jì)

監(jiān)測系統(tǒng)是由5個部分構(gòu)成的，分別為上位機(jī)監(jiān)測系統(tǒng)、姿態(tài)傳感器、電機(jī)、飛行器和STM32傳感器。其中上位機(jī)監(jiān)測系統(tǒng)與姿態(tài)傳感器、STM32傳感器共同組成臺體姿態(tài)自由度測量裝置，垂直方向的測量范圍為±180°，水平方向的測量范圍為±20°，測角精度≤0.01°；電機(jī)的轉(zhuǎn)動慣量設(shè)置為100～200 kg·m2，額定電壓為24 V，空載轉(zhuǎn)速為6 420 r/min，轉(zhuǎn)矩靈敏度為35.1×10-3N·m/A，最大連續(xù)電流為1.35 A。給出監(jiān)測系統(tǒng)結(jié)構(gòu)如圖1所示。

圖1 監(jiān)測系統(tǒng)結(jié)構(gòu)圖

系統(tǒng)結(jié)構(gòu)主要是由LPC1788微處理器、LCD顯示控制屏、FLASH、復(fù)位模塊、時鐘模塊、電源模塊和無線收發(fā)模塊組成的，具體硬件結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)如圖2所示。

圖2 監(jiān)測系統(tǒng)硬件主體框圖

由圖2可知：1)LPC1788微處理器是由ARM Cortex- M3型號的32位內(nèi)核高速微處理器組成的，最高工作頻率可達(dá)到150 MHz，外部資源是十分豐富的，其中包括128MB的FLASH存儲器、一個用于靜態(tài)存儲外部信息的外部存儲控制器、LCD顯示屏控制器等，微處理器作為人機(jī)界面的主控制器，主要負(fù)責(zé)對各個模塊進(jìn)行控制，并實(shí)現(xiàn)通信功能。

2)LCD顯示屏控制器采用了6寸液晶屏，具有565RGB模式的高分辨率，40腳數(shù)字接口。在該接口處內(nèi)置LCD顯示控制器，其中包括了用于圖像傳輸?shù)臄?shù)據(jù)總線和LCD_DCLK、LCD_ENAB_M等必要控制信號[7]。利用觸屏方式對控制屏進(jìn)行顯示，可以實(shí)現(xiàn)空間飛行器在物聯(lián)網(wǎng)環(huán)境下的簡單操作目的?？臻g飛行器數(shù)據(jù)顯示和刷新都是通過屏幕顯示出來的，系統(tǒng)需要具有足夠大的內(nèi)存空間才能將完整數(shù)據(jù)存儲，為此，在設(shè)計(jì)時需擴(kuò)大內(nèi)存容量。

3)無線模塊是在原始設(shè)計(jì)思路基礎(chǔ)上增加了功率放大器功能，該功能可通過功率放大器電路將無線模塊最大化的輸出功率進(jìn)行放大，同時接收通過LAN電路所增加的信號強(qiáng)度，該方式可以有效增加無線模塊通信距離。

系統(tǒng)硬件部分設(shè)計(jì)主要是以“四軸四翼”的空間飛行器為對象，利用旋轉(zhuǎn)翼作為飛行引擎。在物聯(lián)網(wǎng)環(huán)境下進(jìn)行空中飛行，能夠?qū)崿F(xiàn)多種飛行姿態(tài)的轉(zhuǎn)換。測量飛行器飛行姿態(tài)時，采用慣性傳感器，在陀螺儀和加速度計(jì)兩個方面進(jìn)行分析。陀螺儀主要分析飛行器在水平方向和垂直方向的姿態(tài)變換速度，控制測角誤差在0.01°以內(nèi)。加速度計(jì)主要分析飛行器在水平方向和垂直方向加速度值，從而提高飛行器姿態(tài)的監(jiān)測精度。充分考慮空間飛行器精準(zhǔn)性、功耗和穩(wěn)定性等因素，需選擇MPU6050作為姿態(tài)傳感器，能夠準(zhǔn)確跟蹤運(yùn)行軌跡，同時該傳感器還具有沖擊承受能力，系統(tǒng)功率消耗較低，并能快速進(jìn)行數(shù)據(jù)傳輸，準(zhǔn)確地跟蹤軌跡為監(jiān)測精度提供保障。系統(tǒng)采用MiniSTM32作為數(shù)據(jù)傳輸研發(fā)平臺，將通過姿態(tài)傳感器的數(shù)據(jù)傳輸給上位機(jī)進(jìn)行監(jiān)測，同時接收來自上位機(jī)整合的命令，進(jìn)而對空間飛行器的飛行姿態(tài)進(jìn)行準(zhǔn)確跟蹤，保證系統(tǒng)硬件的良好魯棒性，為系統(tǒng)軟件設(shè)計(jì)和系統(tǒng)整體監(jiān)測精度的提高奠定良好的基礎(chǔ)。

綜上所述，通過加速度計(jì)從水平方向和垂直方向上，對飛行器姿態(tài)的測角進(jìn)行準(zhǔn)確測量和控制，并利用姿態(tài)傳感器對運(yùn)動軌跡進(jìn)行準(zhǔn)確跟蹤，有效實(shí)現(xiàn)監(jiān)測精度的提高。

1.3 軟件設(shè)計(jì)

在物聯(lián)網(wǎng)環(huán)境下對空間飛行器軟件部分進(jìn)行設(shè)計(jì)，采用模塊化編程思想，其中飛行數(shù)據(jù)功能模塊和控制飛行器模塊是由顯示屏進(jìn)行實(shí)時顯示的[8]。在圖形界面上移植相應(yīng)芯片后直接調(diào)用圖形庫中的API函數(shù)，并創(chuàng)建對應(yīng)飛行器監(jiān)測系統(tǒng)所需要的窗口小工具，如果接收到了來自飛行器上的各種傳感器傳輸過來的信息，那么需要經(jīng)過微處理器進(jìn)行解碼，將解碼后的數(shù)據(jù)實(shí)時顯示在LCD顯示屏上。

軟件設(shè)計(jì)需采用Visual C++6.0作為系統(tǒng)設(shè)計(jì)環(huán)境，構(gòu)建對話框，經(jīng)過界面設(shè)計(jì)與相應(yīng)程序編寫，完成具有監(jiān)測和控制的飛行器姿態(tài)功能軟件部分設(shè)計(jì)。通過軟件界面設(shè)計(jì)，用戶能夠獲取飛行器姿態(tài)信息，通過設(shè)置參數(shù)，調(diào)整空間飛行器飛行姿態(tài)，從而提高系統(tǒng)監(jiān)測程序的監(jiān)測準(zhǔn)確性。

在Visual C + + 6.0平臺上，對上位機(jī)進(jìn)行實(shí)時監(jiān)測，需要發(fā)揮該平臺編譯環(huán)境功能，可有效達(dá)到實(shí)際效果。利用Visual C + + 6.0可實(shí)現(xiàn)主機(jī)與外界設(shè)備連接，其接口數(shù)據(jù)能夠通過該部分連接到存儲數(shù)據(jù)庫中，具體程序流程設(shè)計(jì)如圖3所示。

根據(jù)顯示空間飛行器飛行姿態(tài)數(shù)據(jù)變化情況，可設(shè)置人為數(shù)值輸入或者滑桿控制，通過模式切換可選擇一種調(diào)節(jié)飛行器飛行姿態(tài)，調(diào)節(jié)后改變信息，按照協(xié)議格式經(jīng)過編碼發(fā)送給飛行器進(jìn)行姿勢調(diào)整。

1.3.1 數(shù)據(jù)通信模塊

數(shù)據(jù)通信模塊可實(shí)現(xiàn)上位機(jī)與下位機(jī)數(shù)據(jù)的實(shí)時連通，監(jiān)測系統(tǒng)對全部數(shù)據(jù)進(jìn)行掃描，可完成實(shí)時數(shù)據(jù)的周期性任務(wù)，接收來自下位機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)上傳的姿態(tài)信息，通過上位機(jī)對控制命令的下達(dá)，可以使下位機(jī)實(shí)時姿態(tài)信息能夠及時上傳，以數(shù)據(jù)包信息進(jìn)行實(shí)時頻率刷新，促使監(jiān)測界面中相應(yīng)參數(shù)傳送到數(shù)據(jù)分析庫中，輔助用戶對空間飛行器的飛行狀態(tài)進(jìn)行了解[9]。系統(tǒng)中所采集到的飛行姿態(tài)信息需通過無線模塊將數(shù)據(jù)發(fā)送出去，通過接收端對上位機(jī)進(jìn)行數(shù)據(jù)實(shí)時傳送，由上位機(jī)將相關(guān)姿態(tài)數(shù)據(jù)整合存入數(shù)據(jù)庫中。

1.3.2 控制模塊

在控制模塊中，飛行器姿態(tài)分析主要利用的是加速度計(jì)和陀螺儀對信息進(jìn)行測量，其中陀螺儀主要分析飛行器在水平方向和垂直方向姿態(tài)變換速度，而加速度計(jì)主要分析飛行器在水平方向和垂直方向加速度值。加速度計(jì)主要受到運(yùn)行加速度影響在較短時間內(nèi)能夠進(jìn)行精準(zhǔn)校正，但是誤差不會隨著時間變化而發(fā)生改變。利用系統(tǒng)在頻率上的互補(bǔ)特性，采用互補(bǔ)濾波算法對數(shù)據(jù)進(jìn)行融合，可提高飛行器姿態(tài)測量精裝度和動態(tài)響應(yīng)。

1.3.3 emWin的移植和界面顯示

物聯(lián)網(wǎng)環(huán)境下的控制系統(tǒng)靈活性強(qiáng)、維護(hù)方便可隨時進(jìn)行故障診斷，飛行器控制與網(wǎng)絡(luò)控制系統(tǒng)相互結(jié)合能夠成為未來空間飛行器的發(fā)展趨勢。將網(wǎng)絡(luò)作為信號傳輸?shù)闹饕h(huán)節(jié)可引進(jìn)閉環(huán)控制回路，但是也因此產(chǎn)生了諸多問題，比如由于網(wǎng)絡(luò)環(huán)境復(fù)雜所引起的時間滯后和數(shù)據(jù)丟失等問題，其中對于網(wǎng)絡(luò)監(jiān)測系統(tǒng)影響最大的是時間滯后問題，由于信號傳輸是無法避免的，為此常常會導(dǎo)致系統(tǒng)性能出現(xiàn)下降，甚至穩(wěn)定性失調(diào)[10]。為此，需在軟件結(jié)構(gòu)中移植emWin可直觀看出圖形庫界面窗口數(shù)據(jù)信息，其中emWin移植步驟如下所示：

1)將從NXP半導(dǎo)體中獲取不開源的emWin，進(jìn)行加載后可開發(fā)出環(huán)境源文件目錄。

2)移植GUIConf.c文件，其中_aMenor數(shù)組空間為“GUI_RAM"，將GUI緩存放入SDRAM中，可實(shí)現(xiàn)函數(shù)的初始化調(diào)用，進(jìn)而完成內(nèi)存分配。

3)完成GUIConf.c文件內(nèi)存分配后，可對一些配置進(jìn)行定義。

4)配置LCDConf.c文件內(nèi)容。

移植工作完成后，可修改后續(xù)程序，將工程目錄添加到聲明部分，可直接調(diào)用圖形庫中的API函數(shù)，并在LCD控制顯示屏上對圖形、文字和動畫特效進(jìn)行展示。設(shè)計(jì)小型空間飛行器監(jiān)測系統(tǒng)，可實(shí)時接收來自空間飛行器的飛行數(shù)據(jù)，對于初始界面的設(shè)計(jì)如圖4所示。

圖4 系統(tǒng)監(jiān)測界面圖

由圖4可知：數(shù)據(jù)顯示功能界面占據(jù)整個對話框的二分之三，空間飛行器將各個傳感器數(shù)據(jù)進(jìn)行濾波處理，經(jīng)過相關(guān)轉(zhuǎn)換、處理后，將溫度、經(jīng)緯度和姿態(tài)角信息通過無線模塊發(fā)送給監(jiān)測系統(tǒng)?？臻g飛行器海拔高度值可將大氣壓計(jì)算出來，為了降低運(yùn)行量，可通過監(jiān)測系統(tǒng)來完成。計(jì)算出來的實(shí)際海拔，通過曲線變化能夠?qū)⒖臻g飛行器的飛行姿態(tài)分析出來，通常情況下，右側(cè)部分是操縱界面，即為控制功能界面，可選擇開啟或關(guān)閉；左側(cè)是飛行角度控制界面，通過控制飛行器水平旋轉(zhuǎn)和升降來改變飛行的俯仰角，控制飛行器向前或者向后運(yùn)動，加快油門可調(diào)節(jié)飛行器的飛行速度[11]。針對油門、副翼和升降舵，設(shè)置滑竿控制和人為數(shù)值，根據(jù)需求調(diào)整飛行器參數(shù)值，可達(dá)到穩(wěn)定飛行狀態(tài)，具有較高靈活性。

在屏幕中間設(shè)置三個等級的警報(bào)提示，其中一級表示空間飛行器的電池使用不足；二級表示無線模塊無法接受命令信號；三級表示監(jiān)測范圍遇到較大障礙物，提示對飛行航向進(jìn)行調(diào)整，對這三種異常情況進(jìn)行警報(bào)設(shè)置可給飛行器的飛行姿態(tài)監(jiān)測的精確度帶來保障。

綜上所述，依據(jù)監(jiān)測系統(tǒng)的監(jiān)測需求，結(jié)合物聯(lián)網(wǎng)特點(diǎn)，對空間飛行器姿態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)進(jìn)行整體架構(gòu)設(shè)計(jì)，選用LPC1788微處理器、LCD顯示屏控制器等高性能組件對系統(tǒng)硬件進(jìn)行改進(jìn)，采用Visual C++6.0開發(fā)環(huán)境，對系統(tǒng)軟件監(jiān)測程序的數(shù)據(jù)通信模塊、控制模塊和界面顯示模塊進(jìn)行優(yōu)化開發(fā)，完成基于物聯(lián)網(wǎng)的空間飛行器姿態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)的設(shè)計(jì)。

2 實(shí)驗(yàn)

為了驗(yàn)證基于物聯(lián)網(wǎng)的空間飛行器姿態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)設(shè)計(jì)的合理性進(jìn)行了實(shí)驗(yàn)。

2.1 實(shí)驗(yàn)參數(shù)設(shè)置

確保實(shí)驗(yàn)過程中其他參數(shù)一致，需保持空間飛行器飛行時的仰俯角、翻滾角和航向角度大小保持不變，設(shè)置實(shí)驗(yàn)參數(shù)如表1所示。

表1 實(shí)驗(yàn)參數(shù)設(shè)置

開始時，空間飛行器重心不能完全在中心點(diǎn)附近運(yùn)行，俯仰角和翻滾角會有些不同，但是由于系統(tǒng)中的自動調(diào)節(jié)器，使飛行器運(yùn)行時俯仰角和翻滾角曲線又處于平穩(wěn)狀態(tài)，且保持一致。在物聯(lián)網(wǎng)環(huán)境中進(jìn)行空間飛行器監(jiān)測系統(tǒng)性能實(shí)驗(yàn)，需在飛行過程中注意飛行速度和飛行高度等外界因素變化情況，促使系統(tǒng)參數(shù)也發(fā)生相應(yīng)變化，在劇烈運(yùn)動時，甚至?xí)霈F(xiàn)影響系統(tǒng)性能的因素，為此監(jiān)測系統(tǒng)設(shè)計(jì)要針對系統(tǒng)穩(wěn)定性和擾動條件下對動態(tài)品質(zhì)和靜態(tài)精度做出相應(yīng)調(diào)整，并展開分析。

2.2 實(shí)驗(yàn)結(jié)果與分析

在實(shí)驗(yàn)過程中，從空間飛行器起飛開始，就需對飛行器姿態(tài)、位置等信息進(jìn)行實(shí)時監(jiān)測，同時采集數(shù)據(jù)，并對上位機(jī)監(jiān)測系統(tǒng)中的數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時顯示，促使用戶隨時了解空間飛行器運(yùn)行情況，利用圖形方式展現(xiàn)數(shù)據(jù)融合后的效果，整合數(shù)據(jù)，將命令發(fā)送給控制器，對飛行姿態(tài)進(jìn)行實(shí)時監(jiān)測。為了使實(shí)驗(yàn)結(jié)果更加具有可靠性，將傳統(tǒng)系統(tǒng)與改進(jìn)系統(tǒng)對飛行器姿態(tài)監(jiān)測水平、垂直效果進(jìn)行對比，結(jié)果如圖5所示。

圖5 兩種系統(tǒng)監(jiān)測效果對比

由圖5可知：用戶對空間飛行器進(jìn)行自由飛行運(yùn)作時，其姿態(tài)基本呈現(xiàn)平穩(wěn)狀態(tài)，變化幅度不太大。使用傳統(tǒng)系統(tǒng)對水平飛行軌跡進(jìn)行監(jiān)測時，其姿態(tài)呈上下波動，幅度較大，且在時間分別為200 s和500 s時，監(jiān)測到的姿態(tài)誤差最大，而改進(jìn)系統(tǒng)在200 s時基本與正確姿態(tài)一致，在500 s時，雖有誤差，但是與正確姿態(tài)相差較小；使用傳統(tǒng)系統(tǒng)對垂直飛行軌跡進(jìn)行檢測時，其姿態(tài)呈上下波動，幅度較大，且在時間分別為200 s和600 s時，監(jiān)測到的姿態(tài)誤差最大，而改進(jìn)系統(tǒng)在200 s和600 s時，監(jiān)測到的姿態(tài)基本與正確姿態(tài)一致。對比傳統(tǒng)系統(tǒng)和改進(jìn)系統(tǒng)的監(jiān)測結(jié)果可得，改進(jìn)系統(tǒng)的監(jiān)測姿態(tài)的誤差遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于傳統(tǒng)系統(tǒng)監(jiān)測姿態(tài)的誤差，充分說明改進(jìn)系統(tǒng)的監(jiān)測精準(zhǔn)度更高。

將傳統(tǒng)系統(tǒng)和改進(jìn)系統(tǒng)監(jiān)測空間飛行器姿態(tài)變化所耗費(fèi)的時間進(jìn)行對比，結(jié)果如表2所示。

表2 兩種系統(tǒng)監(jiān)測時間對比

由表2可知：當(dāng)實(shí)驗(yàn)次數(shù)為1時，傳統(tǒng)系統(tǒng)與改進(jìn)系統(tǒng)所耗費(fèi)時長是一致的；當(dāng)實(shí)驗(yàn)次數(shù)為5時，傳統(tǒng)系統(tǒng)所耗費(fèi)時長為9 s，改進(jìn)系統(tǒng)所耗費(fèi)時長為6 s，隨著實(shí)驗(yàn)次數(shù)增加，傳統(tǒng)系統(tǒng)耗費(fèi)時間較長。耗費(fèi)時間越長，會導(dǎo)致系統(tǒng)在監(jiān)測過程中，受到更多其他因素的干擾，從而使系統(tǒng)監(jiān)測精準(zhǔn)度大打折扣。因此對比傳統(tǒng)系統(tǒng)和改進(jìn)系統(tǒng)的實(shí)驗(yàn)結(jié)果可知，改進(jìn)系統(tǒng)的監(jiān)測耗費(fèi)時間更短，證明其監(jiān)測精準(zhǔn)度更高。

2.3 實(shí)驗(yàn)結(jié)論

根據(jù)上述實(shí)驗(yàn)內(nèi)容，可得出實(shí)驗(yàn)結(jié)論：使用傳統(tǒng)系統(tǒng)對水平飛行軌跡進(jìn)行監(jiān)測時，其姿態(tài)呈上下波動，幅度較大，且在時間分別為200 s和500 s時，監(jiān)測到的姿態(tài)誤差最大，而改進(jìn)系統(tǒng)在200 s時基本與正確姿態(tài)一致，在500 s時，雖有誤差，但是還是與正確姿態(tài)相差較??；使用傳統(tǒng)系統(tǒng)對垂直飛行軌跡進(jìn)行監(jiān)測時，其姿態(tài)呈上下波動，幅度較大，且在時間分別為200 s和600 s時，監(jiān)測到的姿態(tài)誤差最大，而改進(jìn)系統(tǒng)在200 s和600 s時，監(jiān)測到的姿態(tài)基本與正確姿態(tài)一致。傳統(tǒng)系統(tǒng)與改進(jìn)系統(tǒng)監(jiān)測時長相比，所耗費(fèi)的時間較長，由此可知，改進(jìn)系統(tǒng)監(jiān)測時間較短，且準(zhǔn)確率較高。

3 結(jié)束語

提出設(shè)計(jì)的基于物聯(lián)網(wǎng)的空間飛行器姿態(tài)監(jiān)測系統(tǒng)能夠有效解決傳統(tǒng)監(jiān)測系統(tǒng)檢測精準(zhǔn)度低的問題，其結(jié)構(gòu)簡單、操作方便，成本低，可為用戶提供良好互動界面，控制安全可靠，監(jiān)測效果良好，可有效抵抗空間飛行器在飛行過程中進(jìn)行姿態(tài)變換時受到的干擾力，確保姿勢平穩(wěn)，方便系統(tǒng)監(jiān)測。通過實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，該監(jiān)測系統(tǒng)監(jiān)測耗費(fèi)時間短，水平方向和垂直方向的監(jiān)測水平較好，能夠滿足物聯(lián)網(wǎng)空間飛行器姿態(tài)監(jiān)測的要求。但該系統(tǒng)尚且存在不足之處，未來將針對系統(tǒng)的監(jiān)測穩(wěn)定性進(jìn)行深入研究，為飛行器的姿態(tài)監(jiān)測技術(shù)提供有效借鑒。

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