飛行體姿態(tài)角的測試方法

　　飛行體姿態(tài)角的測試方法有很多種，如磁敏傳感器、高速攝影儀、加速度計(jì)法以及陀螺儀等。各種方法都有其優(yōu)點(diǎn)及應(yīng)用局限，適用于不同的應(yīng)用場合。某小型飛行體飛行過程中所受過載較小，姿態(tài)角變化不大，可容納測試儀的空間有限，針對該小型飛行器姿態(tài)角測試，提出了一種基于陀螺儀的姿態(tài)角存儲(chǔ)測試方法，介紹了具體實(shí)現(xiàn)方案。

　　2 姿態(tài)角測試系統(tǒng)設(shè)計(jì)

　　磁敏傳感器法通常只是作為一種輔助測試手段，高速攝影法易受天氣影響也限制了它的應(yīng)用。加速度計(jì)法有著低成本、低功耗、高可靠性等優(yōu)點(diǎn)，但是理論計(jì)算及安裝復(fù)雜限制了該方法的應(yīng)用，在國內(nèi)多以理論研究為主。而陀螺儀法在過載不太大的場合應(yīng)用方便，成為此飛行器姿態(tài)角測試的一個(gè)很好的選擇。飛行體的姿態(tài)運(yùn)動(dòng)是飛行體繞自身質(zhì)心的轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)。在引入剛體假設(shè)和坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換的概念后，飛行體的姿態(tài)定義為飛行體坐標(biāo)系相對于參考坐標(biāo)系的旋轉(zhuǎn)變換。

　　2．1 陀螺儀姿態(tài)角測試原理

　　在對剛體的轉(zhuǎn)動(dòng)運(yùn)動(dòng)進(jìn)行解析描述時(shí)．常應(yīng)用歐拉角或卡爾丹角?？柕そ沁m用于姿態(tài)角變化較小的場合，因此．用卡爾丹角進(jìn)行描述。取初始時(shí)刻飛行體坐標(biāo)系Oξηζ為固定坐標(biāo)系，0xyz為與飛行體固結(jié)的動(dòng)坐標(biāo)系?？柕そ沁x取的方法是，首先繞ξ軸轉(zhuǎn)過α角，到達(dá)0x1y1zl的位置；再繞y1軸轉(zhuǎn)動(dòng)β角，到達(dá)0x2y2z2的位置；再繞z2軸轉(zhuǎn)動(dòng)γ角，到達(dá)0xyz的位置。轉(zhuǎn)動(dòng)關(guān)系如圖l所示。

　 α、β以及γ分別為沿0ξ軸、0y1軸與0z軸的角速度分量，三次轉(zhuǎn)動(dòng)如式（1）所示：

　　在此，以cx表示cosx、sx表示sinx，正切以tgx表示。各次轉(zhuǎn)動(dòng)相應(yīng)的方向余弦矩陣分別為

　　飛行體的角速度ω，可以表示為：

　　式(7)為卡爾丹角表示的運(yùn)動(dòng)學(xué)微分方程，其中ωx、ωy及ωz分別為陀螺x軸、y軸及z軸的輸出。積分此式，可得卡爾丹角。

　　2．2 系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)

　　研究存儲(chǔ)測試技術(shù)之后，設(shè)計(jì)了存儲(chǔ)測試系統(tǒng)。體積微小和測量時(shí)不需要引線即不需要對外界的電磁輻射是他的最突出特點(diǎn)。在動(dòng)態(tài)參數(shù)的存儲(chǔ)測試領(lǐng)域，測試儀要隨被測體一起運(yùn)動(dòng)，要求測試系統(tǒng)具有體積小、功耗低及抗高過載等特點(diǎn)，下面將結(jié)合系統(tǒng)設(shè)計(jì)闡述這些要求的相應(yīng)解決措施。

　　主控器件能否正常工作，是整個(gè)系統(tǒng)能否可靠獲得被測參數(shù)的關(guān)鍵。CPLD輸入和輸出引腳的原始電平可預(yù)先設(shè)定，開機(jī)即能達(dá)到預(yù)定電平，狀態(tài)明確。信號傳輸效率高，適合高速采樣場合?？删幊踢壿嫼陠卧蜻壿媺K之間的相互連線在同一封裝內(nèi)，受外界干擾影響小，電磁兼容(EMC)性能好。綜上所述，CPLD具有邏輯性強(qiáng)、響應(yīng)時(shí)間快、程序不易跑飛等特點(diǎn)。為此選用CPLD作為主控器件，設(shè)計(jì)盡量簡單可靠的器件內(nèi)部邏輯，以確保整個(gè)測試過程系統(tǒng)的正常工作。本系統(tǒng)存儲(chǔ)容量為512 Kxl2 bit，負(fù)延遲為128 Kxl2 bit，采樣頻率為8 kHz。測試系統(tǒng)原理框圖如圖2所示。