宋 晉,蔣 敏,李 睿,楊洪森,顏 來(lái)

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

基于MEMS傳感器的風(fēng)洞尾旋姿態(tài)測(cè)量研究

宋 晉,蔣 敏,李 睿,楊洪森,顏 來(lái)

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

尾旋是飛機(jī)在失去控制后的一種極危險(xiǎn)的飛行狀態(tài)，陷入尾旋極易造成飛機(jī)的墜毀，在飛機(jī)研制過(guò)程中為了提高其機(jī)動(dòng)性及抗尾旋能力，必須對(duì)這種極限飛行狀態(tài)進(jìn)行研究；在立式風(fēng)洞中開(kāi)展尾旋試驗(yàn)是目前效率最高，安全性最有保障的技術(shù)手段；試驗(yàn)測(cè)試的主要參數(shù)是飛機(jī)在尾旋及改出過(guò)程中的姿態(tài)角(包括俯仰角、偏航角和滾轉(zhuǎn)角)；在此簡(jiǎn)要介紹了通過(guò)陀螺儀、加速度計(jì)和地磁計(jì)進(jìn)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(jìn)行尾旋姿態(tài)測(cè)量的試驗(yàn)技術(shù)，并且其姿態(tài)數(shù)據(jù)可由Zigbee無(wú)線(xiàn)數(shù)據(jù)模塊實(shí)時(shí)傳送到測(cè)量計(jì)算機(jī)；通過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證，該技術(shù)簡(jiǎn)單有效，不受現(xiàn)場(chǎng)環(huán)境限制，系統(tǒng)動(dòng)態(tài)性能穩(wěn)定可靠，角度測(cè)試精度優(yōu)于1°，滿(mǎn)足了試驗(yàn)需求，提高了試驗(yàn)效率及數(shù)據(jù)質(zhì)量。

尾旋試驗(yàn)；姿態(tài)角；MEMS傳感器

0 引言

MEMS(micro electro mechanical systems，微機(jī)電系統(tǒng))技術(shù)是近十幾年來(lái)在微電子技術(shù)基礎(chǔ)上結(jié)合精密儀器技術(shù)發(fā)展起來(lái)的一個(gè)新的科學(xué)技術(shù)領(lǐng)域，是集多個(gè)微傳感器、信號(hào)處理、通信接口以及電源于一體的微型電子機(jī)械系統(tǒng)[1]。既可應(yīng)用于車(chē)輛自主駕駛，人體關(guān)節(jié)姿態(tài)測(cè)量等民用領(lǐng)域，又可應(yīng)用于小型飛行器、低成本制導(dǎo)彈藥和雷達(dá)系統(tǒng)等軍用領(lǐng)域，具有非常廣闊的應(yīng)用前景。

尾旋是飛機(jī)在失速狀態(tài)下，機(jī)身圍繞某一軸旋轉(zhuǎn)的同時(shí)，飛機(jī)自身也在旋轉(zhuǎn)的復(fù)合運(yùn)動(dòng)[2]。由于尾旋的不可控性，極易造成飛機(jī)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(fēng)洞中通過(guò)飛機(jī)模型開(kāi)展尾旋試驗(yàn)，試驗(yàn)測(cè)試的主要參數(shù)是飛機(jī)尾旋及改出過(guò)程中的姿態(tài)角[3]。在此介紹了一種通過(guò)MEMS傳感器開(kāi)展尾旋試驗(yàn)的技術(shù)。

1 MEMS傳感器測(cè)量原理

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

圖1 姿態(tài)角計(jì)算流程

試驗(yàn)測(cè)量中涉及到兩個(gè)坐標(biāo)系，分別是機(jī)體坐標(biāo)系(簡(jiǎn)稱(chēng)體軸系)和風(fēng)洞坐標(biāo)系(簡(jiǎn)稱(chēng)風(fēng)軸系)，體軸系是以飛機(jī)模型重心為原點(diǎn)，機(jī)體縱軸指向前、橫軸指向右、豎軸指向上的三維直角坐標(biāo)系，用OXbYbZb表示。風(fēng)軸系是以飛機(jī)模型重心為原點(diǎn)，以正東、正北和鉛垂方向建立的另一個(gè)三維直角坐標(biāo)系，用OXwYwZw表示。而飛機(jī)的姿態(tài)角可以通過(guò)體軸系和風(fēng)軸系之間關(guān)系來(lái)表示。模型繞橫軸Xb轉(zhuǎn)動(dòng)，則縱軸Yb與OXwYw的夾角為俯仰角θ。模型繞縱軸Yb轉(zhuǎn)動(dòng)，則橫軸Xb與OXwYw的夾角為滾轉(zhuǎn)角γ。模型繞豎軸Zb轉(zhuǎn)動(dòng)，則縱軸Yb與OYwZw的夾角為偏航角ψ。體軸系和風(fēng)軸系可以通過(guò)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(jì)確定[5]，三軸加速度計(jì)的各軸分量為：

(2)

則：

(3)

初始偏航角可由磁強(qiáng)計(jì)確定，三軸磁強(qiáng)計(jì)的各軸分量為：

(4)

則：

(5)

此時(shí)所獲取的姿態(tài)角為系統(tǒng)的初始粗值，并不準(zhǔn)確，體軸系相對(duì)于風(fēng)軸系的轉(zhuǎn)動(dòng)還可以用四元數(shù)Q來(lái)表示[4]，即：

(6)

由姿態(tài)角計(jì)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(guò)四階龍格庫(kù)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(gè)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(guān)系，得到姿態(tài)角計(jì)算公式：

(12)

但由于MEMS陀螺儀的角度解算誤差會(huì)隨時(shí)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(jìn)行處理，卡爾曼濾波算法是一種自遞歸線(xiàn)性最小均方誤差估計(jì)，即通過(guò)上一時(shí)刻的最優(yōu)估計(jì)值和當(dāng)前時(shí)刻的測(cè)量值來(lái)計(jì)算當(dāng)前的最優(yōu)估計(jì)值。

濾波器的主要工作是根據(jù)陀螺儀測(cè)量信息與姿態(tài)角的關(guān)系建立系統(tǒng)的狀態(tài)方程，根據(jù)加速度與重力場(chǎng)的關(guān)系和磁強(qiáng)度與地磁場(chǎng)的關(guān)系建立觀測(cè)方程，并將四元數(shù)作為狀態(tài)變量，用陀螺對(duì)上一步結(jié)果進(jìn)行更新，再用加速度計(jì)和地磁傳感器作為觀測(cè)量來(lái)修正陀螺的結(jié)果，以達(dá)到對(duì)姿態(tài)角的最優(yōu)估值，其數(shù)學(xué)過(guò)程詳見(jiàn)文獻(xiàn)[6]。

2 試驗(yàn)

2.1 系統(tǒng)硬件

試驗(yàn)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(gòu)簡(jiǎn)單、自主性強(qiáng)和穩(wěn)定性較好的優(yōu)點(diǎn)。該系統(tǒng)內(nèi)置了三軸加速度計(jì)、三軸陀螺儀和三軸磁強(qiáng)計(jì)，并由低功耗的DSP進(jìn)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(zhǔn)平板上，并通過(guò)內(nèi)置電池供電。由于尾旋試驗(yàn)中模型呈現(xiàn)旋轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)，無(wú)法從模型內(nèi)部引線(xiàn)，故該系統(tǒng)采集基于Zigbee模式的無(wú)線(xiàn)數(shù)據(jù)傳輸方式，姿態(tài)數(shù)據(jù)通過(guò)RS232接口與Zigbee無(wú)線(xiàn)發(fā)射模塊發(fā)射出去，接收模塊接收后通過(guò)USB接口發(fā)送到測(cè)量計(jì)算機(jī)，測(cè)量計(jì)算機(jī)接收數(shù)據(jù)后根據(jù)相應(yīng)的編碼規(guī)則進(jìn)行解碼，從而獲得所需的模型姿態(tài)等運(yùn)動(dòng)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(lái)設(shè)置無(wú)線(xiàn)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(lèi)型選擇。波特率與無(wú)線(xiàn)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(duì)于底層數(shù)據(jù)是開(kāi)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(gòu)通過(guò)串口接收后進(jìn)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(cè)量單元相連接，MTi測(cè)量單元上電后會(huì)自動(dòng)進(jìn)行初始化并自動(dòng)向串口發(fā)送數(shù)據(jù)。通過(guò)串口調(diào)試軟件測(cè)試發(fā)送的數(shù)據(jù)是否正確。系統(tǒng)軟件實(shí)現(xiàn)流程如圖3所示。

圖3 軟件實(shí)現(xiàn)流程

2.3 試驗(yàn)數(shù)據(jù)

圖4為某型飛機(jī)模型的典型的尾旋試驗(yàn)數(shù)據(jù)，包括了尾旋運(yùn)動(dòng)的3個(gè)姿態(tài)角。

圖4 典型尾旋數(shù)據(jù)圖

在尾旋過(guò)程中采集了6秒鐘的試驗(yàn)數(shù)據(jù)，從圖中可以對(duì)尾旋運(yùn)動(dòng)狀態(tài)進(jìn)行分析，其中俯仰角的運(yùn)動(dòng)范圍是-6～-18°，滾轉(zhuǎn)角的運(yùn)動(dòng)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(jī)模型處于振蕩旋轉(zhuǎn)的狀態(tài)。

3 結(jié)論

應(yīng)用MEMS傳感器和ZigBee無(wú)線(xiàn)傳輸模塊開(kāi)展了尾旋試驗(yàn)姿態(tài)測(cè)量，系統(tǒng)穩(wěn)定可靠，試驗(yàn)數(shù)據(jù)可以實(shí)時(shí)獲取，提高了試驗(yàn)效率，該傳感器的角度動(dòng)態(tài)測(cè)試精度為1°，滿(mǎn)足了試驗(yàn)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(duì)試驗(yàn)過(guò)程中的物理現(xiàn)象進(jìn)行分析，且MEMS傳感器具有體積小的優(yōu)點(diǎn)，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(yùn)行穩(wěn)定，試驗(yàn)獲得成功。

[1] 蔡春龍, 劉 翼, 劉一薇. MEMS儀表慣性組合導(dǎo)航系統(tǒng)發(fā)展現(xiàn)狀與趨勢(shì)[J]. 中國(guó)慣性技術(shù)學(xué)報(bào), 2009,17(5):562-567.

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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(yáng)人，碩士，工程師，主要從事低速風(fēng)洞測(cè)控技術(shù)方向的研究。

1671-4598(2016)12-0001-02

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

TP212

A