（机械工程专业论文）飞机顶升姿态监控仪的设计与误差分析.pdf

匕 ! i 【j 贞升姿态脑控仪的设计与误差分析 捅姜 姿态监控是飞机顶升过程中的一项重要技术，在起落架更换与测试、机轮或刹车装 置维护、重要修理、重要改装、称重等维护工作中，都涉及到飞机顶升技术，为了确保 飞机顶升过程中姿态的稳定，即飞机以水平姿态平稳地升起和降落，需要在飞机上安装 顶升姿态监控装置。 本文研制的飞机顶升姿态监控仪借鉴了航空技术中的惯性导航技术和测量技术中 的连续测量技术，使得姿态监控在达到足够的精度和可靠性的同时，实现连续测量和实 时监控。在飞机顶升过程中，千斤顶操作人员能够根据飞机顶升姿态监控仪显示器上的 姿态数据，即三个千斤顶支点的预顶高度直接操作千斤顶，使得飞机以水平姿态被顶起 或降落。 本文通过对姿态监控原理的研究，分析用加速度计和感应式磁传感器进行姿态监控 的相关理论，建立了连续定位的数学模型，导出了在空间三维坐标系下采用三个相互垂 直的加速度计和三个相互垂直的感应式磁传感器进行飞机姿态测量的数学求解关系，根 据飞机姿态参数倾斜角和俯仰角，建立了任意时刻三个项升支点的预顶高度的数学求解 关系。 本文进行了飞机顶升姿态监控仪的电路设计。通过综合考虑影响测量精度的各种因 素，选择了石英挠性伺服加速度计和感应式磁传感器作为测量敏感元件，确保仪器有较 高的测量精度和稳定性。文中对单片机控制的数据采集计算系统所涉及的传感器伺服电 路、模拟开关电路、程控放大电路、模数转换电路、微处理器、数据传输电路等进行了 设计和分析，并针对要实现的功能设计了软件控制流程和中断服务程序流程。 在姿态监控理论中，误差分析和校正技术是仪器制造和使用中的一个关键技术。本 文通过对姿态监控仪测量方法和传感器测量特性的分析，建立了飞机顶升姿态监控仪的 传感器本身误差和安装误差的误差校正计算模型，为计算机编程提供了程式化的公式， 并根据测量数据的计算原理分析了仪器测量精度对测量结果的影响，并通过选取合适的 预顶升间隔和软件处理间隔来提高测量精度。 本文设计了飞机顶升姿态监控仪的测量准确性和一致性的验证方法，即将飞机顶升 姿态监控仪的测量数据与实际测量数据进行对比验证。用上述方法完成了4 架飞机的顶 升姿态测量，通过对测量数据的对比验证，说明该飞机顶升姿态监控仪具有足够的精度 和可靠性，而且适用于不同类型不同型号的飞机。 关键词：姿态监控；传感器；单片机；测量误差 飞机顶升姿态监控仪的设计与误芹分析 a b s t r a c t p o s i t i o nm o n i t o r i n gi sa ni m p o r t a n tt e c h n o l o g yi nt h ep r o c e s so fa i r c r a f tj a c k i n g t h e t e c h n o l o g yo fa i r c r a f tj a c k i n gi sp u tt ou s ei nm a n yk i n d so fm a i n t e n a n c ea n do p e r a t i o n s s u c ha sl a n d i n gg e a rr e p l a c e m e n ta n dt e s t ，t i r ea n db r a k i n gd e v i c e sm a i n t e n a n c e ，i m p o r t a n t r e p a i r 、i m p o r t a n tm o d i f i c a t i o n ，w e i g h ta n db a l a n c ee t c p o s i t i o nm o n i t o r i n gi si n s t a l l e di nt h e a i r c r a f ti no r d e rt om a k es u r et h a tt h ea i r c r a f ti sl i f t i n ga n d p u t t i n gd o w ns t a b i l i t y t h i sa r t i c l eu s e sf o rr e f e r e n c et h ei n e r t i a ln a v i g a t i o nt e c h n o l o g yi na v i a t i o nt e c h n o l o g y a n dt h ec o n t i n u o u sm e a s u r e m e n tt e c h n i q u e si no i lw e l lm e a s u r e m e n t i tm a k e sp o s i t i o n m o n i t o rc o n t r o l l e rb ea b l et oa c h i e v es u f f i c i e n ta c c u r a c ya n dr e l i a b i l i t y t h ec o n t i n u o u s m e a s u r e m e n ta n dm o n i t o r i n gi np r e s e n ta r ec a m eo f f t h eo p e r a t o rw h oo p e r a t e st h el i f tc a n o p e r a t et h el i rd i r e c t l yb a s e do nt h ep o s i t i o nd a t as u c ha st h en e x tl i f t i n gh e i g h ta b o u tt h el i f t p o i n tw h i c ha r ed i s p l a c e do nt h ep o s i t i o nm o n i t o r i n g a n a l y s i so ft h er e l e v a n tt h e o r yu s i n ga c c e l e r o m e t e r sa n di n d u c e dm a g n e t i cs e n s o r st o a c t u a l i z ep o s i t i o nm o n i t o r i n g ，e s t a b l i s h i n gm a t h e m a t i c a lp h y s i c sm o d e lo fp o s i t i o nm e t e r i n g c o n t i n u a l l y , p o s t u r em e a s u r e m e n tt os o l v em a t h e m a t i c a lr e l a t i o n s h i pi sd e r i v e db yu s i n gt h r e e m u t u a l l yp e r p e n d i c u l a ra c c c l e r o m e t e r sa n dt h r e em u t u a l l yp e r p e n d i c u l a rm a g n e t i ci n d u c t i v e s e n s o r sw h i c ha r ef i x e di nt h r e ed i m e n s i o n a lc o o r d i n a t e p o s t u r em e a s u r e m e n tt os o l v e m a t h e m a t i c a lr e l a t i o n s h i po ft h en e x tl i f t i n gh e i g h ta b o u tt h et h r e el i f tp o i n t si sd e r i v e db y u s i n gt h ep o s i t i o nv a l u e so fr o l la n g l ea n dp i t c ha n g l e t h ew o r k i n gp r i n c i p l eo ft h et w ok i n d so fs e n s o r si sa n a l y z e ds i m p l yi nt h i sa r t i c l e m a n y k i n d so ff a c t o r sa f f e c t i n gt h em e a s u r e m e n ta c c u r a c ya r et h o u g h ta b o u ti no r d e rt os e l e c t i n g t h ea p p r o p r i a t es e n s o ra sap o s i t i o nm o n i t o rc o n t r o l l e rc o m p o n e n t s t h ep a p e rc a r e f u l l y d e s i g n s a n d a n a l y s e s t h e s i n g l ec h i pm i c r o c o m p u t e r c o n t r o l l e dd a t a a c q u i s i t i o n c a l c u l a t es y s t e mi n v o l v e di ne l e c t r oc i r c u i to fp r o g r a m - c o n t r o l l e d a m p l i f i c a t i o n ，m o d u l u s c o n v e r s i o n ，m i c r o p r o c e s s o ra n dd a t ac o d i n gt r a n s m i s s i o n a n dd e s i g n i n gt h es o f t - w a r ec o n t r o l p r o c e s s e sa n di n t e r r u p ts e r v i c ep r o g r a mp r o c e s s e st oe x p e c t a n tf u n c t i o n 1 1 1t h et h e o r yo fp o s i t i o nm o n i t o r , e r r o ra n a l y s i sa n de r r o rc o m p e n s a t i o na n da d j u s t b e c o m et h ei m p o r t a n tt e c h n o l o g yi nb u i l d i n ga n du s i n gm o n i t o r i n gd e v i c e a c c o r d i n gt o m e a s u r e m e n tm e t h o da n dm e a s u r e m e n te r r o ra n a l y s i st oe s t a b l i s hm a t h e m a t i c a lm o d e l e q u a t i o no fm e a s u r e m e n te r r o rc o m p e n s a t i o na n da d j u s tt h eo p e r a t i o nm e t h o do fp o s i t i o n m o n i t o rc o n t r o l l e r , s u p p l yt h ec o m p u t a t i o n a lm o d e lo fc o m p u t e rp r o g r a m m i n gf o rc a l c u l a t i n g r e s u l ta n dc a l i b r a t i o ni n s t r u m e n t s t h em e t h o do fm e 龇e m e n ta c c u r a c ya n dc o h e r e n c yi se s t a b l i s h e d ，w h i c hi st h e c o m p a r et h em e a s u r e m e n td a t ab e t w e e nt h ed a t ao b t a i n e db yt h e a i r c r a f tj a c k i n gp o s i t i o n m o n i t o ra n dt h ed a t ai na c t u a l i ti sa c c o u n tt h a tt h ep o s i t i o nm o n i t o r i n gh a st h en e c e s s a r y a c c u r a c ya n de q u a t i o nb ya n a l y z i n gt h em e a s u r e m e n tv a l u e so ff o u ra i r c r a f t s t h ep o s i t i o n m o n i t o r i n gi sa d a p t e dt ot h ed i f f e r e n tm o d e la n dt y p eo fa i r c r a f t i t i sa l s ou s e df o rp o s i t i o n m o n i t o r i n gi nt h eh y d r a u l i cs e r v os y n c h r o n i z e do v e r a l lt o p u pt h ep r o c e s s k e y w o r d s ：p o s i t i o nm o n i t o r i n g ；s e n s o r ；s i n g l ec h i pm i c r o c o m p u t e r ；m e a s u r e m e n t e r r o r 第l 犟绪论 一一 i l l 置| 置萱宣i i i i 置葺暑宣_ 第1 章绪论 1 1飞机顶升姿态监控的重要意义 在我国，随着各大航空企业机队规模的扩大以及老龄化机队的增多，对飞机维护深 度进一步增加，在起落架更换、称重、系列c 检、d 检、6 年检、1 2 年检等维护工作中， 都涉及到飞机顶升与支撑技术。在飞机项升过程中，为了确保飞机保持稳定状态，即飞 机的俯仰角和倾斜角在稳定许可值范围内，通常是在飞机上安装姿态监控装置n 1 。 目前，各大航空企业选用的飞机项升姿态监控装置的类型不尽相同，但为了节约成 本，选用的多数是简单的姿态监控装置，如铅锤倾斜仪、球形水平仪、配平( 姿态) 指 示器、酒精水平仪等。这些仪器装置是通过飞机维护工作者目测得出测量结果，需要飞 机维护者具有足够的顶升经验，不断地去判断顶升过程中飞机的姿态，而且读出的结果 因人而异，使得姿态监控的精度降低。如果工作者精力不够集中，经验欠缺，反应速度 慢，判断不够准确，将会加重飞机姿态的偏离，这将加大人为因素造成维修差错的几率。 因此，设计一款能够自动测算出飞机在任意时刻的准确姿态的姿态监控仪，在航空企业 未来的发展中是必不可少的。而且，一台姿态监控仪可以应用于不同类型和不同型号的 飞机顶升，这将使航空企业在引进飞机时不必再为每架飞机选配姿态监控装置，使航空 企业在降低生产成本的同时，满足维修要求。 姿态监控是飞机项升过程中的一项重要技术，在实际的顶升过程中，姿态监控存在 各种各样的技术问题，为了让测量的精度和测量的一致性上达到高的水准，研究设计一 款高精度的实时姿态监控监控仪是必要的。本文中的姿态监控仪借鉴了航空技术中的惯 性导航技术和测量技术中的连续测量技术晗3 1 。这些技术的应用将使得姿态监控仪能够 达到足够的精度和可靠性的同时实现连续测量，并且每个千斤顶操作人员都能观看到飞 机的实时姿态，并根据显示器上的姿态数据去操作千斤顶，使得飞机以水平姿态被顶起 或降落。 1 2 飞机顶升姿态监控现状 1 2 1 飞机顶升概述 飞机顶升通常是为t n 试主起落架、拆卸安装前起落架主起落架的部件、机轮或 刹车装置的维护、大修、重要改装、称重等。对于所有飞机，为了项起整架飞机，在飞 机主结构件上都要有三个千斤顶支点和一个安全千斤顶支点。三个千斤顶支点的位置可 以是下机身、机翼、前起落架、主起落架等，这主要由飞机维修任务来确定。 哈尔滨i ：程人学硕士学位论文 对于a 3 2 0 飞机，如图1 1 所示，三个千斤顶支点中一个点位于f r 8 处的前机身下，其 它两个点位于肋9 处的机翼下面，当飞机处在千斤顶上时，在f r 7 3 和f r 7 4 之间放置一 根安全支柱，防止任何意外的飞机移动。 1 耍起点 j c k l 岫a 町 j 嵋粕嘲p o i n t 瑗起点 图1 1 机翼和前机身项升 f u s e l a g ea f t 机身后顶超点 , l a c kp o i n t 站位1 3 9 4 3 s t a t x o n1 3 9 j 图1 2 机翼和后机身顶升 2 第1 罩绪论 对于m d 9 0 飞机，如图1 2 所示，三个千斤顶的转接座插座分别位于主起落架外侧， 每个机翼站位9 0 9 9 处；以及在后机身中线上的站位1 3 9 4 3 处，当飞机靠机翼和后机身 的千斤顶支撑时，可将前端千斤项就位在站位2 1 6 8 处的前千斤项插座上，以放稳飞机。 1 2 2 飞机顶升的方法 根据飞机的状态和维修任务的不同，可划分为三种顶升方式： l 、机翼和前后机身顶起：如图1 1 和图1 2 所示，通过机翼和后机身上的千斤顶 支点项起整架飞机。通常是为t n 试主起落架，或拆卸安装前起落架主起落架的部件， 而在这些点上顶起飞机。 2 、主和前起落架的顶起：整架飞机可在前、主起落架轮轴千斤顶支点顶起。通常 是为了对轮胎，机轮或刹车装置做勤务，而以这种方式顶起飞机。 3 、应急顶起：气囊有助于把一架已着陆且其起落架已损坏或已收起的损坏飞机顶 起来。当飞机停放在跑道上或相当硬的表面上时，就有足够的间隙放置气囊。如果飞机 已经陷入松软的地面，就必须在飞机承压区域下挖一个坑道，以便为放置气囊而提供间 隙。由于气囊表面的刚性不足，要用钢索或绳索使其具有足够的稳定性，以防止飞机移 位。 1 2 3飞机顶升姿态监控的常用仪器 飞机在顶升过程中，要求三个千斤顶在任意时刻的顶起高度要保持一致，以确保飞 机的水平姿态，尤其是在称重期间必须放平飞机。为了有助于顶升过程中的飞机姿态监 控和校水平操作，目前主要采用以下几种仪器“1 ： 1 、铅锤倾斜仪( 图1 3 ) ：倾斜仪包括一块刻有横滚和俯仰度数的预先调整好的座标 板和一个系留铅锤，铅锤由绳索栓住悬挂在座标板的上方，通过相对于铅板标记的铅锤 位置来决定飞机姿态。在顶升飞机时，按需要缓慢调整千斤顶，使铅锤始终在座标板上 指示水平姿态。 2 、球形水平仪( 图1 4 ) ：球形水平仪由横滚球形水平仪和俯仰球形水平仪组成，分 别安装在前起落架轮舱内的横滚水平测量转接座和俯仰水平测量转接座上，水平转接座 位于飞机的侧滚轴和俯仰轴上。当需要较高精确度时，两个球形水平仪与铅锤倾斜仪配 合使用来确定飞机侧滚轴和俯仰轴的姿态。 3 哈尔滨上程大学硕士学位论文 图1 3 铅锤倾斜仪 3 、配平( 姿态) 指示器：指示器与铅锤倾斜仪的座标方格板类似，指示器的横向 第一排分别是l 、2 7 ，竖向第一排分别是a 、b - - - - - - g ，为方格板内的4 9 个小方格进行 坐标定位，正中小方格对应的坐标是d 4 ，它对应着0 度纵向角和0 度横向角。在顶升飞 机时，缓慢地操作控制三个液压千斤顶，同时操作他们，保持飞机水平，即将配平( 姿 态) 指示器内的气泡移到d 4 位置。 4 第1 章绪论 图1 4 球形水平仪 。 4 、酒精水平仪：可以将水平仪放在前货舱或客舱内对进行姿态监控和校水平操作。 要求一人在前货舱( 客舱) 内以便移动水平仪，将水平仪放置在导轨( 座椅滑轨) 上， 在y 轴内，操作机翼下的液压千斤顶以得到横向校准，然后将水平仪放置在一个滑轨( 座 椅滑轨) 上，在x 轴内，并操作机身下的液压千斤顶以纵向校准，当做完纵向校准时， 再做一次横向校准的检查，直至飞机处于水平姿态。 以上几种方法是通过飞机维护工作者目测得出测量结果，读出的结果因人而异，使 得姿态监控的的精度降低，而且要通过工作者的分析判断后，确定飞机的姿态以及各顶 点的顶升状况。然后再由这名工作者发出指令，逐个指挥千斤顶操作人员项升飞机，由 于千斤顶操作人员看不到飞机姿态，所以只能依据指令来操作千斤顶，因此接收指令并 执行指令存在滞后和误操作的可能性。 5 哈尔滨j ：程大学硕士学位论文 1 3 姿态监控的国内外发展现状 飞机姿态由三个姿态角( 倾斜角、俯仰角、偏航角) 确定，陀螺仪是用来测量这三 个姿态角的仪器，从而实现对飞机姿态的测量与监控，因此惯性导航技术成为飞机姿态 测量和监控的重要技术。应用现代陀螺仪是一种能够精确地确定运动物体的方位的仪 器，广泛应用于航空、航海、航天和国防工业中。在现代飞机上，一般使用全姿态组合 陀螺仪或陀螺稳定平台或捷联航向姿态系统，来提供飞机的姿态和航向测量口一1 。 从2 0 世纪2 0 年代起，飞机开始应用陀螺仪，先后出现了陀螺转弯仪、陀螺地平仪 和陀螺方向仪等仪器仪表。2 0 世纪3 0 年代中期，陀螺仪表成为飞机驾驶系统中的敏感 元件。2 0 世纪4 0 年代，出现了陀螺磁罗盘、全姿态组合陀螺仪和陀螺稳定平台。2 0 世 纪5 0 年代，用铍材作为主要材料的液浮陀螺仪工作稳定性得到了很大的提高。2 0 世纪 6 0 年代初期，出现了比液浮陀螺仪结构简单、成本较低的动力调谐陀螺仪，其具有成本 低、反应快、尺寸小的特点，在许多领域得到了广泛应用。到2 0 世纪8 0 年代初，技术 已经相当成熟，目前，有些国家仍然十分重视其发展。传统的惯性陀螺仪只要是指机械 式的陀螺仪，机械式的陀螺仪对工艺结构要求很高，结构复杂，它的精度受到了很多方 面的制约。 2 0 世纪7 0 年代，以静电陀螺仪构成的高精度平台式惯导系统进入实际应用阶段。 随着科技的进步，激光陀螺仪也达到了惯性级精度，还相继出现了光纤陀螺仪和半球谐 振陀螺仪。2 0 世纪8 0 年代，以激光陀螺仪构成的捷联式惯导系统获得了工程应用，成 为惯导技术发展的又一重大进步。2 0 世纪9 0 年代以来，继微米纳米技术成功应用于大 规模集成电路制作后，采用微电子机械加工技术( m e m ) 制作的各种微传感器和微机电 系统( m e m s ) 脱颖而出，使惯性技术产生了一次新的飞跃队m 1 。出现了微电机陀螺，具 有体积小、重量轻、功耗低、抗过载能力强，能适用于较为恶劣环境条件等优点。 我国的惯性技术研究始于2 0 世纪5 0 年代，经历了从技术引进到对国外的惯性元件、 仪表的仿制，到改型提高和创新开发阶段，目前，自行研制的惯性传感器和惯性系统已 经成功地应用于现代军事装备和国民经济领域中，我国的惯导技术正在缩短与国际水平 的差距。 1 4 本文的主要研究内容和技术路线 目前，各大航空企业在飞机顶升过程中，主要采用铅锤倾斜仪、球形水平仪、配平 ( 姿态) 指示器、酒精水平仪等姿态监控装置。这些姿态监控装置的共同点是测量精度 6 第1 章绪论 低，顶升速度慢，人力需求大，而且由于负责读出测量数据并指挥千斤顶操作人员的工 作者的每一次读数的时间取决于上一次判断和指挥时间的长短，所以千斤顶操作人员接 收到的指令是不连续的，而且是上一时刻的，无法实现实时监控，为了解决这些问题， 需要研制一款高精度的姿态监控装置。 1 4 1 研究内容 本文的目标主要是研制一款高精度的姿态监控装置，并通过仪器测量误差分析和误 差校正方法研究来提高仪器的测量精度，从而实现千斤顶操作人员对飞机顶升姿态的精 确监控。本文主要研究内容如下： 1 、建立数学模型 通过对姿态监控物理原理的研究，建立连续定位的数学模型和飞机顶升姿态监控的 数学模型，从而获得飞机姿态参数倾斜角、俯仰角和偏航角，并推导出任意时刻三个顶 升支点预顶高度的数学关系式。 2 、选取测量元件 作为数据采集的前端元件，传感器是飞机顶升姿态监控仪的重要组成部分，它决定 了仪器的工作原理和测量方法，同时也对仪器的性能起着至关重要的作用。通过对两种 传感器工作原理的分析，选取石英挠性加速度计和感应式磁传感器作为姿态监控仪的测 量敏感元件。 3 、设计总体电路 针对要实现的测量目的和测量要求，以a t 8 9 s 5 2 单片机为核心设计总体电路。对单 片机控制的数据采集和运算系统所涉及的传感器伺服电路、程控放大电路、模数转换电 路、微处理器和数据传输电路等进行设计和分析，并针对要实现的功能设计控制流程和 中断服务程序流程。 4 、误差分析和校正 通过对飞机顶升姿态监控装置采用的测量方法的研究和测量误差的分析建立误差 校正的数学模型，为计算机编程提供程式化的公式。 5 、建立实验验证方法 采用将飞机顶升姿态监控仪的测量数据与实际测量数据进行对比的方法来验证飞 机顶升姿态监控仪的测量准确性和一致性。通过对测量数据进行分析来证明飞机顶升姿 态监控仪在测量a 3 2 0 和m d 9 0 两种机型的飞机时都有较好的测量准确性和一致性。 7 哈尔滨t 程大学硕十学位论文 1 4 2 技术路线 1 、建立实用的数学物理模型，根据理论力学中的欧拉定理建立空间连续定位的数 学模型，并将空间连续定位模型中的三个姿态角与姿态监控原理相结合推导出飞机顶升 姿态监控的数学关系式。 2 、对加速度传感器和感应式磁传感器的测量原理进行分析，并以此作为理论依据 选择适合姿态监控仪的传感器类型。 3 、选择合适的总体设计电路构成，包括传感器伺服电路、模拟开关电路、程控放 大电路、模数转换电路、单片机计算控制电路和数据传输电路。 4 、根据测量方法研究和测量误差分析，建立测量误差校正的数学模型，为计算结 果和计算机编程提供程式化的计算模型。 5 、通过测量准确性和一致性分析，得出飞机顶升姿态监控仪适用于a 3 2 0 和m d 9 0 两种机型的飞机。 8 第2 章飞机顶升姿态监控仪原理 第2 章飞机顶升姿态监控仪原理 2 1姿态监控仪物理原理 为了测量顶升过程中飞机的俯仰角、倾斜角和偏航角，从而对飞机姿态进行测量和 监控，将利用重力加速度g 和地磁场磁场强度b 这两个基本物理量以及理论力学中的欧 拉定理。在这里建立两个坐标系，一个是仪器坐标系x y z ，即用三个加速度计( 三个感 应式磁传感) 与仪器结构建立一致的坐标系；另一个大地坐标系e n g ，即用重力加速度 的方向和地磁场的东方向、北方向建立的坐标系。根据欧拉定理，即定点运动的刚体从 某一位置到另一位置的任何位移可以绕通过定点的某一轴转动一次而实现，因此坐标系 x y z 可以看作是由坐标系e n g 经过三次转动而形成，三个转动角即是欧拉角1 2 1 引。也 就是说，两个空间坐标系中的矢量可以相互转换，亦即坐标系x y z ( e n g ) 中的任意一个 矢量坐标都可以被坐标系e n g ( x y z ) 中的某一个矢量坐标所表示。 用来测量重力加速度在仪器坐标系x y z 的三个分量a x 、a y 和a z 的三个加速度计与 用来测量地磁场磁场强度在仪器坐标系x y z 的三个分量m 】【、m y 和m z 的三个感应式磁传 感器是姿态监控仪的主要测量元件，通过它们测量得到的六个分量能够确定仪器坐标系 在空间的位置。因为大地坐标系e n g 是固定不变的，重力加速度和地磁场的磁场强度在 大地坐标系中的值是恒定的，所以六个分量构成的两个矢量坐标通过坐标转换后得到的 三个欧拉角可以被唯一确定，而它们就是所要测量的偏航角、俯仰角和倾斜角。机身位 置改变，仪器位置随之改变，仪器坐标系也就变了，欧拉角也随之改变，重力加速度和 地磁场的磁场强度在仪器坐标系中的六个分量值就变了，所以通过测量六个分量值就可 以测出仪器的偏航角、俯仰角和倾斜角，通过连续测量就能获得飞机在顶升过程中的连 续姿态n l 幅1 。 俯仰角的定义：在飞机项升过程中，飞机竖轴( 仪器竖轴) 与铅锤线之间的夹角九。 倾斜角的定义：在飞机顶升过程中，飞机横轴( 仪器横轴) 与垂直面之间的夹角。 偏航角的定义：在飞机项升过程中，飞机纵轴( 仪器纵轴) 与地磁北极间按顺时针 方向之间的夹角o 。 2 2 空间定位数学模型 由重力加速度的方向和地磁场的东方向、北方向建立起的大地坐标系e n g ，是三个 坐标轴相互垂直的一个三维空间坐标系。由安装在姿态监控仪上的三个互相垂直的加速 9 方向余弦表如下： 矩阵表达形式如下： 目停 c 啉心弓 o 图2 l 第一次转动。角 第二次转动是坐标系e l n l g 0 绕o e 一轴转动a 角，形成坐标系x 。y 2 2 2 ，如图2 2 所( 示2 - 。i ) 1 0 - _ 点g 可hii8一 唧躞 秒伊 咖瞄o o吖u p p 咖啷。 方向余弦表如下： e 1n 1g o x i10o y 20 c o s s i n t z 20s i n 允 c o s 3 , 矩阵表达形式如下： = 旧 0 c o s s i n a j | 。 q 盔 。 图2 2 第二次转动入角 阶悱瞄0 = 0 2 ， 方向余弦表如下： e ，n 2g 2 x c o s 妒0 一s i n y010 z s i n 0c o s 砂 | 叠 ，q z 图2 3 第三次转动由角 i = 烈蕊 f c o s 痧0 一s i n e c 争= 眵1 2 【s ；兰 三 c 。曼j 。2 3 ， c o s c o s 0 + s i n s i n 3 s i n 0c o s c s i n o s i n s i n t c o s o s i n c o s a c = l c o s 3 , s i n 0e o s 2 c o s o s i n , 元l 【- s i n 矽c o s - - c o s s i n 2 s i n 0 s i n 矽s i n 秒+ c o s 痧s i n 允c o s 9 c o s c o s 五j( 2 4 ) 圈g r = c c a c o 刚笼5 ， 如嘴焘 倍7 ， 1 2 i f f b x i c o s i i 尝：1 2 c f c l b s ： 。2 8 ， 推导得出： t g o = ( g j b z g y b r ) ( 口z g zs i n p ) 0 = a r c t g ( g x b x g r b y ) ( 吃一g zs i n p ) 】 ( 2 9 ) s i n f l = g x b x + g y b y + g z b z 式( 2 6 ) 、式( 2 7 ) 和式( 2 9 ) 分别是计算倾斜角、俯仰角和偏航角的数学关系 式。由此可知，如果能够测量得到重力加速度和地磁场的磁场强度在仪器坐标系中的六 个分量，就可以计算出偏航角、倾斜角和俯仰角。安装有三个加速度计和三个感应式磁 传感器的姿态监控仪就能够完成对偏航角、倾斜角和俯仰角的测量，这些测量值经过单 片机数据处理就能得到飞机顶升过程中的运动轨迹和姿态，从而实现对飞机姿态的实时 测量与监控。 2 3 飞机顶升姿态监控数学模型 通过连续定位的数学模型，我们能计算出倾斜角、俯仰角和偏航角，在飞机顶升姿 态监控中，倾斜角和俯仰角分别用来对横滚水平和俯仰水平进行测量监控，而偏航角是 一项监控参数，主要用来监控飞机顶升过程中是否出现顶偏现象，当偏航角的变化超过 给定值域( 士1 。) 时，姿态监控仪将显示警戒警告信息，提示飞机维护工者对千斤顶进 行微调，直到飞机重新回到初始水平姿态再继续顶升飞机。 当采用机翼和后机身三支点顶升飞机时，三个千斤顶支点的位置如图2 4 所示：其 中点a 是左机翼支点，点b 是右机翼支点， 点c 是后机身支点，点0 是a b 中心点，直线 a b 与直线0 c 垂直，它们分别对应飞机的横轴 和纵轴，即x 轴和y 轴。当三个千斤顶位置 固定后，三个千斤顶支点a 、b 、c 也随之确 定，三点之间的距离也随之确定，设a b = l 。 o c = 1 2 。 1 3 k a0b 7 图2 4 三支点顶升飞机 假设在飞机顶升过程中没有顶偏现象，即偏航角不变，则飞机姿态只由倾斜角咖和 俯仰角入两个变量决定。定义飞机机翼绕y 轴逆时针旋转( 工作者面向飞机) ，即点b ( a ) 落在o x y 坐标系的右上( 左下) 区域时，倾斜角巾为正值；飞机机翼绕y 轴顺时 针旋转，即点b ( a ) 即点b ( a ) 落在o x y 坐标系的右上( 左下) 区域时，倾斜角由为 负值；飞机机身绕x 轴逆时针旋转( 工作者在飞机右侧面向飞机) ，即点c 落在o x y 坐 标系水平面的上方区域时，俯仰角入为正值；飞机机身绕x 轴顺时针旋转，即点c 落在 o x y 坐标系水平面的下方区域时，俯仰角入为负值。 飞机顶升过程中，三个顶升支点的空间位置不断地变化，设在某一时刻t ，三支点 的空间位置如图2 5 所示。 正 j 力 天、 堑丝 裁弋 屉， 夕 | ，k 0 b 7 x 图2 5 三顶升支点空间位移示意图 图中z b a b 为倾斜角由( 正值) ；z c o c 为俯仰角入( 正值) ，得出 l 船= l l 伽坤 ( 2 一1 0 ) l c c = 1 2 t a n ( 2 1 1 ) 将式( 2 川) 和( 2 7 ) 分别代入上式( 2 一1 0 ) 和( 2 1 1 ) ，即可求出1 阻和l c c 。 当1 明， ，i c c 时，千斤顶支点b 不动，千斤顶支点a 需要顶起的位移是l 明，千斤顶支点 c 需要顶起的位移是( i m 一l c c ，) ；当l 明，l c c 时，千斤顶支点c 不动，千斤顶支点a 需 要顶起的位移是1 c c ，千斤顶支点b 需要顶起的位移是( i c c 一1 雎) ，即倾斜角巾和俯仰 角入均为正值的情况下，三顶升支点的预顶高度，其它三种情况的原理与求解过程与第 种情况相同，表2 1 给出了三顶升支点在不同的空间姿态时的预项高度。工作者通过 姿态监控仪可以直接看到任意时刻飞机的空中姿态以及三个顶升支点的相对高度，从而 直接判断出如何操作千斤顶。 1 4 第2 章飞机顶升姿态监控仪原理 表2 1 三顶升支点空间位置及预顶高度 三支点预顶高度 姿态角三支点位置 abc l 从 o ，a 0 l 从 l c c l 髓1 b b 01 b b 一l c c ， l c c o 。 0 l c c 1 明1 从01 a ，一1 b b ，1 从 l b b ( 1 从l c c 1 c c 一l 从l c c 0 咖 0 1 b b l c c l 从0l a l 从一l c c 1 c c ( 1 8 8 l 从ol 从一l 盼l 从- 砂 o ，a o 1 b b l c c l 从o1 a ，l 从一l o ：， 2 4 姿态监控仪的传感器技术分析 传感器是信息采集的前端元件，它的作用非常重要，决定了一个测量仪器的精度和 稳定性。仪器性能的好坏很大程度上依赖于传感器技术的发展。飞机项升姿态监控仪采 用加速度传感器和感应式磁传感器作为测量传感元件，只有采用高品质的加速度传感器 和感应式磁传感器才能保证仪器有较高的测量精度和稳定性。传感器作为一种测量装 置，将被测量转换为满足精度要求的具有一定对应关系的某种易于计算的物理量。虽然 传感器的测量原理、基本结构、使用环境、应用条件、测量目的和技术指标等都不尽相 同，但是对它们的基本要求却是相同的，通常要求传感器量程足够大、过载能力强、灵 敏度高、响应速度快，工作稳定可靠、实用性和适应性强、便于使用和维修等n 6 1 7 “钔。 2 4 1加速度传感器技术 加速度计是惯性导航系统中的重要敏感元件，它通过测量加速度信息，完成系统中 载体的位置、速度以及产生跟踪信号的任务。随着惯性导航技术的迅速发展，出现了各 种结构和类型的加速度计，大致可分为摆式加速度计和摆式积分陀螺加速度计两大类， 它的输出大多采用力平衡伺服回路，反馈方式可采用模拟量或数字量。摆式积分陀螺加 速度计动态范围宽，精度高，但结构比较复杂，质量和体积稍大，较多应用于弹道式导 弹中1 9 列。 目前应用较多的摆式加速度计有液浮摆式加速度计、挠性加速度计及静电加速度计 心。液浮摆式加速度计适用于小量程和较高的精度的测量，在舰船导航系统上应用较多。 15 哈尔滨t 程人学硕十学位论文 静电加速度计能够测量1 0 q g 甚至更小的加速度，功耗低，可长时间工作，适应于宇宙 飞船。挠性加速度计结构简单，体积小、质量轻，价格低廉，域值低等特点，较多应用 于飞机导航系统中。 加速度计通常由敏感质量、伺服电路、换能器和力矩器等几部分组成。有的加速度 计在壳体中集成了伺服电路；而有的加速度计将电路和表头分开，即采用分体结构口引。 不同类型的加速度计的基本工作原理是一致的( 图2 6 为石英挠性伺服加速度计工作原 理示意图) ，即符合牛顿第二定律。当敏感质量m 处于平衡状态下，反馈力f b 与惯性力 f 相等，即f b = f ，反馈电流j 与被测加速度a 成正比关系。由欧姆定理可知，如果在伺 服电路的输出端串接一个精密电阻r ，那么电阻r 两端的输出电压也正比于加速度a ， 通过测量电阻r 的输出电压就能够得到加速度a 的值。 一婆蒌h ! 聂磊剥位置运功广_ i u 敏感质量m换能器 反馈力f 反馈力矩m 电流信号 l 伺服电路 1 广f 一= f b m = m b 反馈力fbl l 返回初始 反馈力矩m br 叫平衡位置 - j 1 一 力矩线圈敏感质量m 图2 6 石英挠性伺l i ；i i 速度计工作原理示意图 当加速度计输入所在平面相对水平面倾斜a 角时，加速度计传感器的输出为 u = u o + k g o s i n a( 2 1 2 ) 其中u 。是当加速度计的敏感轴位于水平面时，加速度计的输出值。此时地球重力加 速度垂直于加速度计的输入轴，重力加速度在该轴上的分量等于零，u 。为加速度计的最 大零偏，k 为电压标度因数。 由式( 2 1 2 ) 可以得出 s i n a = 一u 。) 似g 。) ( 2 1 3 ) 式( 2 一1 3 ) 即是当加速度计的敏感轴处于垂直方向和倾斜方向构成的倾斜面上时， 测量倾斜角的计算公式汹1 。 当重力加速度的方向与加速度计输入轴的方向相互垂直时，重力加速度在该敏感轴 上的分量等于零，而这时加速度计的输出即为最大零偏u o 。当输入加速度从一g 到+ g 反复变化时，加速度计输出零位的位置在一定的范围内变化，这个范围叫零位不稳定性， 1 6 第2 章飞机顶升姿态监控仪原理 是影响仪器测量精度的重要因素之一。另外，灵敏度、标度因数、分辨率、线性度和稳 定性等性能指标也影响着加速度计的测量精度。为了提高信号传输时的信噪比，通常希 望电压标度因数大一点。而线性度和稳定性反映的是标度因数在一定测量范围内保持稳 定不变的特性。综合考虑以上性能指标，本文中的飞机顶升姿态监控仪采用了石英挠性 伺服加速度计作为测量倾斜角和俯仰角的敏感元件。由接近零温度系数的熔融石英玻璃 制成的石英挠性伺服加速度计具有滞后小、漂移小、精度高、重复性高、热稳定性高等 优点嘲2 射。这种加速度计适于测量超低频直至零赫( 准静赫) 的l lg 加速度( 低于1 0 g ) 以及静态角。 2 4 2 感应式磁传感器技术 本文中的飞机顶升姿态监控仪采用感应式磁传感器作为测量偏航角的敏感元件，它 实际上是一种变压器式器件，但不同于普通的变压器，其作用是调制被测磁场哺1 。铁芯 磁导率在环境磁场作用下产生的偶次谐波分量随激励磁场强度变化而变化，当激励磁场 强度达到一定值时，铁芯将处于过饱和工作状态，这时偶次谐波分量就会明显增大，对 环境磁场来说，相应的磁通量即被调制，并产生感应电势。 感应式磁传感器主要由地磁感应元件、激磁电路、偶次谐波测量电路、数据采集处 理单元等组成。感应式磁传感器用来将环境磁场的物理量转化为可控的电势信号；测量 电路主要用来对感应电势中的偶次谐波分量进行选通、滤波、放大。感应式磁传感器非 + 常适用于测量弱磁场，比如大地磁场，它的测量效果非常好。感应式磁传感器被广泛应 用于磁场检测、工程测量和电磁参数检测等领域。 地磁感应元件由铁芯、激励线圈和测量线圈组成。其工作原理如图2 7 ，图中w e 为 测量线圈，图中w j 为激励线圈。当两条磁路中有磁通变化时，测量线圈w e 中便有感应 电势e 输出。激励线圈有两个( w j - 和w j 2 ) ，分别绕在两根铁芯上，而且所绕圈数相等。 两个激励线圈反向串联后通以交流电源，由于两铁芯上激励线圈是反向串连缠绕的，因 此任一时刻两铁芯中的激励方向都是相反的。因为两根铁芯的各项参数几乎完全完全相 同，所以在公共感应线圈中由激励磁场产生的感应电势可以互相抵消，因此它的作用只 是对铁芯磁导率进行调制，而在两平行铁芯轴向上由环境磁场产生的感应电势确是同向 的，因此环境磁场在感应线圈中产生的感应电势可以互相叠加。 交流电源在两个激励线圈中产生的交变磁通的作用是使两个铁芯的导磁系数能随交 变电源的变化而变化。如图2 8 ，当通入的交