技术领域
[0001] 本
发明涉及航空测控技术领域，特别涉及一种估计平流层飞艇飞行性能参数的方法和系统。
背景技术
[0002] 近年来在区域大气环境监测、防灾减灾、高
分辨率实时监视、预警和导弹防御、反恐、区域通信等需求的驱动下，平流层飞艇引起了各国的普遍重视，美国、日本、俄罗斯、韩国、欧盟、中国等主要国家陆续启动了相关的研究计划，开始了较深入的研究开发工作。一些国家已经开始着手进行平流层飞艇样机的研制和飞行试验。
[0003] 飞行试验是检验飞行性能指标是否满足要求、飞艇总体设计是否合理的重要依据。当前平流层飞艇尚处在探索阶段，开展一次试验飞行的周期较长，成本和代价也很大，因此往往希望能通过一次飞行试验评估出尽可能多的飞行特性参数。然而，现阶段从飞行试验中，获取平流层飞艇的飞行性能参数或飞行特性参数，存在几个根本性的困难：首先，相对
风速或真风速无法测量。由于平流层环境的特殊性，目前还无法实时获取飞行时的相对风速信息(
空速、
攻角、
侧滑角)或者真风速信息。这些信息对
基础飞行特性参数的辨识至关重要，因为平流层飞艇的动
力学特性与其相对于大气的移动速度相关，而非与相对地面的移动速度相关。其次，平流层飞艇处于风场环境。平流层风场并不恒定，风速/风向随高度的变化而变化，仅当高度变化很小时，才能近似看作恒定风场。由于平流层飞艇体积庞大，运动速度低，其动力学特性受风的影响很大。和低空飞艇可选择无风环境开展飞行试验不同，平流层飞艇的飞行试验无法隔离风的影响。在风速不可测的情况下，加剧了参数估计的困难。其三，平流层试验飞艇自身存在的一些不足，加剧了飞行工况保持的难度。例如，由于
俯仰姿态调节困难，平流层飞艇保持定高飞行比较困难，一旦飞艇推力或空速发生变化，高度就会发生飘移，而高度飘移又往往导致艇体压力变化，产生充放气效应，使得飞艇的
质量参数也发生改变。然而，保持特定的飞行工况，是通过试验方法辨识飞行特性参数的关键。
[0004] 以风速估计为例，来说明通过试验方法评估飞行性能参数的困境。曾有人认为，可用下述方法提取风速：首先让飞艇处于无动力飘飞状态，此时
导航系统，如GPS给出的地速即为风速。由于平流层风场具有较好的时间
稳定性，在之后的飞行性能评估试验时，可认为风速保持不变。但实际上，平流层风场随高度分层变化，一旦动力开启，由于俯仰姿态调节的困难，几乎不可能使得飞艇保持在零攻角飞行状态，飞行高度会发生飘移，而高度变化一旦和充放气耦合，高度飘移很容易就会超过200m。此时，新高度上的风场已经不是之前飘飞时的风场。
[0005] 数学上，平流层飞艇飞行特性参数的试验辨识问题，可归结为：在风场和空速未知的前提下，如何进行试验设计和辨识
算法设计，使得仅利用相对于地面的移动轨迹、速度、姿态等其他信息，就可评估出所期望的飞行特性参数。目前在平流层及以上高度，还没有已见文献的方法能直接为平流层飞艇提供评价飞行性能所需要的实时
水平风速风向、空速、稳态盘旋半径、盘旋周期、盘旋角速率、侧滑角和攻角信息。
发明内容
[0006] 本发明所要解决的技术问题是如何准确估计平流层飞艇的飞行性能参数。
[0007] 为此目的，本发明提出了一种估计平流层飞艇飞行性能参数的方法，包括：
[0008] 使所述飞艇进入稳定盘旋飞行状态；
[0009] 获取所述飞艇的地速、姿态信息和
位置信息；
[0010] 根据所述飞艇的地速、姿态信息和位置信息，估计所述飞艇的飞行性能参数。
[0011] 优选地，所述使所述飞艇进入稳定盘旋飞行状态包括：
[0012] 固定所述飞艇的主桨转速和
偏航控制量，使所述飞艇进入盘旋飞行状态；当所述飞艇的飞行高度的
波动值小于预设值时，即认为所述飞艇进入稳定盘旋飞行状态。
[0013] 优选地，所述飞艇的飞行性能参数包括风速、空速、偏航
操纵性能参数和纵、横向稳定性能参数。
[0014] 优选地，所述风速、空速的计算过程包括：
[0015] 根据所述风速、空速和地速的关系建立第一圆方程：
[0016]
[0017] 其中，(Vx,Vy)为艇载导航系统测出的地速，(Wx,Wy)为待估计的风速，Va为待估计的空速；
[0018] 利用盘旋飞行时测出的多个地速(Vxi,Vyi),i＝1,2,…，通过圆拟合算法，计算待估计的风速(Wx,Wy)和待估计的空速Va。
[0019] 优选的，所述通过圆拟合算法，计算待估计的风速(Wx,Wy)和待估计的空速Va的步骤包括：
[0020] A、通过多个地速(Vxi,Vyi),i＝1,2,…n，定义中间参数
[0021] a＝2Wx，b＝2Wy，c＝Va2-(Wx2+Wy2)
[0022] 构造出最小二乘方程；
[0023]
[0024] B、求解最小二乘方程，计算出a，b，c；
[0025] C、由a,b,c计算风速(Wx,Wy)，空速Va。
[0026]
[0027] 优选地，所述偏航操纵性能参数包括：所述飞艇的盘旋半径、盘旋周期、盘旋
角速度；所述偏航操纵性能参数的计算过程包括：
[0028] 根据所述飞艇的盘旋轨迹，建立第二圆方程
[0029] [(x-Wxt)-x00]2+[(y-Wyt)-y00]2＝R2
[0030] 其中，(Wx,Wy)为风速，(x00,y00)为初始时刻圆心的位置，(x,y)为艇载导航系统测出的飞艇位置，R为待估计的飞艇的盘旋半径，t为时间；
[0031] 从所述飞艇的盘旋轨迹上选取一系列点(xi,yi,ti),i＝1,2,…，通过圆拟合算法，计算待估计的飞艇的盘旋半径R。
[0032] 优选地，所述盘旋周期、盘旋角速度通过以下公式进行计算：
[0033]
[0034]
[0035] 其中，ω为盘旋角速率，Tcircle为盘旋周期。
[0036] 优选地，所述纵、横向稳定性能参数包括所述飞艇的平均侧滑角、瞬时侧滑角、平均攻角和瞬时攻角；
[0037] 所述飞艇的平均侧滑角和瞬时侧滑角通过以下公式进行计算：
[0038]
[0039]
[0040]
[0041]
[0042]
[0043] 其中， 为空速在导航
坐标系下的分量； 为地速在导T
航坐标系下的分量，[Wx Wy 0]为风速在导航坐标系下的分量， 为空速
在体轴系上的分量，A(φi,θi,ψi)为从导航坐标系转到体轴系的转换矩阵，m为盘旋轨迹上点的个数，i＝1,2,…,m， 为平均侧滑角，βi为ti时刻的侧滑角， 为空
速在体轴系上的分量平均值， 为空速在体轴系上的y轴方向分量平均值，(Va,yb)i为ti时刻空速在体轴系上的y轴方向分量。
[0044] 优选地，所述飞艇的平均攻角和瞬时攻角通过以下公式进行计算：
[0045] 或
[0046] 或
[0047] 其中， 为平均攻角， 为m个俯仰角的平均值， 为空速在体轴系上的z轴方向分量平均值， 为空速在体轴系上的x轴方向分量平均值，αi为ti时刻的瞬时攻角，θi为ti时刻的俯仰角，(Va,bz)i为ti时刻空速在体轴系上的z轴方向分量平均值，(Va,bx)i为ti时刻空速在体轴系上的x轴方向分量平均值。
[0048] 另一方面，本发明还提供了一种估计平流层飞艇飞行性能参数的系统，包括：飞行单元、采集单元、估计单元；
[0049] 所述飞行单元用于使所述飞艇进入稳定盘旋飞行状态；
[0050] 所述采集单元获取所述飞艇的地速、姿态信息和位置信息；
[0051] 所述估计单元用于根据所述飞艇的地速、姿态信息和位置信息，估计所述飞艇的飞行性能参数。
[0052] 本发明提供的估计平流层飞艇飞行性能参数的方法和系统，可在高空稀薄大气环境下，利用平流层飞艇内的导航系统给出的地速、位置、姿态角信息，计算出准确的水平风速、风向、空速、偏航操纵性能(稳态盘旋半径、盘旋周期、盘旋角速率)、纵横向稳定性(侧滑角和攻角)等飞行性能参数；且本发明过程简单、易于实现，只需固定主桨转速和偏航控制量，飞艇即可进入盘旋飞行状态，盘旋飞行使飞艇处于固定高度，风速和风向固定，使飞艇处于恒定风场下，减小了估计平流层飞艇飞行性能参数的误差。
附图说明
[0053] 通过参考附图会更加清楚的理解本发明的特征和优点，附图是示意性的而不应理解为对本发明进行任何限制，在附图中：
[0054] 图1示出了本发明一种估计平流层飞艇飞行性能参数的方法的流程示意图；
[0055] 图2示出了本发明一种估计平流层飞艇飞行性能参数的方法的一种实施方式的流程示意图；
[0056] 图3示出了在风场环境下地速、风速、空速矢量的关系示意图；
[0057] 图4示出了风场环境下平流层飞艇的盘旋轨迹示意图；
[0058] 图5为风场环境下盘旋轨迹摆线与圆的关系示意图；
[0059] 图6为侧滑角随时间的变化示意图；
[0060] 图7为攻角随时间的变化示意图。
具体实施方式
[0061] 下面将结合附图对本发明的
实施例进行详细描述。
[0062] 如图1所示，本发明提供了一种估计平流层飞艇飞行性能参数的方法，[0063] 使飞艇进入稳定盘旋飞行状态；
[0064] 获取飞艇的地速、姿态信息和位置信息；
[0065] 根据飞艇的地速、姿态信息和位置信息，估计飞艇的飞行性能参数。
[0066] 如图2所示，其中较优的，使飞艇进入稳定盘旋飞行状态包括：固定飞艇的主桨转速和偏航控制量，使飞艇进入盘旋飞行状态；当飞艇的飞行高度的波动值小于预设值时，即认为进入稳定盘旋飞行状态。其中较优的，获取飞艇的地速、姿态信息和位置信息包括：通过飞艇的艇载导航系统获取所述飞艇的地速、姿态信息和位置信息。为了评价飞艇的飞行性能，需要获取的飞艇的飞行性能参数包括水平风速、风向、空速、偏航操纵性能参数和纵、横向稳定性能参数。其中，该方法适用于估计平流层飞艇的飞行性能参数。
[0067] 当飞艇进入稳态盘旋飞行时，空速大小保持不变，且会自动进入定高飞行状态，定高飞行时，可近似认为风场恒定，风速、风向保持不变。飞艇进入盘旋飞行后，其风速为(Wx,Wy)，地速为(Vx,Vy)，稳态盘旋飞行时可认为航速(空速)也是常数，其大小为Va，具体的，所述风速、空速的计算过程包括：如图3所示，根据所述风速、空速和地速的关系建立第一圆方程：
[0068]
[0069] 其中，(Vx,Vy)为艇载导航系统测出的地速，(Wx,Wy)为待估计的风速，Va为待估计的空速；
[0070] 利用盘旋飞行时测出的多个地速(Vxi,Vyi),i＝1,2,…，通过圆拟合算法，计算待估计的风速(Wx,Wy)和待估计的空速Va。
[0071] 其中，圆拟合算法是通过圆上的轨迹点来估计圆心位置和半径的方法，一般圆的曲线方程为
[0072] (x-x0)2+(y-y0)2＝R2 (2)
[0073] 式中，x、y为平面上x方向和y方向的轨迹坐标，x0、y0为圆心的x坐标和y坐标，R为圆的半径。
[0074] 展开后为
[0075]
[0076] 令
[0077]
[0078] 则有
[0079] ax+by+c＝x2+y2 (5)
[0080] 已知轨迹点(xi,yi),i＝1,2,…,n，由上式可构造出最小二乘方程
[0081]
[0082] 估计出a,b,c后，即可得到圆曲线参数(圆心位置和半径)
[0083]
[0084] 公式(1)所述的第一圆方程与公式(2)所述的一般圆的曲线方程，参数对应关系为，地速(Vx,Vy)对应轨迹坐标x、y，待估计的风速(Wx,Wy)对应圆心坐标x0、y0，待估计的空速Va对应圆半径R。则可按照上述步骤，通过地速(Vx,Vy)计算风速(Wx,Wy)和空速Va。
[0085] 所以通过圆拟合算法，计算待估计的风速(Wx,Wy)和待估计的空速Va的步骤包括：
[0086] A、通过多个地速(Vxi,Vyi),i＝1,2,…n，定义中间参数
[0087]
[0088] 构造出最小二乘方程；
[0089]
[0090] B、求解最小二乘方程，计算出a，b，c；
[0091] C、由a,b,c计算风速(Wx,Wy)，空速Va。
[0092]
[0093] 因此，通过测出的多个地速(Vxi,Vyi),i＝1,2,…，以及第一圆方程可以估算出风速(Wx,Wy)和空速Va的值。此外，风速是一个矢量，根据风速的正负也可以确定风速的方向。
[0094] 如图4和图5所示，在风场环境下，盘旋轨迹曲线为摆线，而非闭合圆曲线，摆线相当于轮子滚动时，轮缘所划出的轨线。若以轮心为参照，轮缘相对于轮心的轨迹仍然是个圆。其中较优的，偏航操纵性能参数包括：所述飞艇的盘旋半径、盘旋周期、盘旋角速度；所述偏航操纵性能参数的计算过程包括：
[0095] 根据所述飞艇的盘旋轨迹，建立第二圆方程
[0096] [(x-Wxt)-x00]2+[(y-Wyt)-y00]2＝R2 (8)
[0097] 其中，(Wx,Wy)为风速，(x00,y00)为初始时刻圆心的位置，(x,y)为艇载导航系统测出的飞艇位置，R为待估计的飞艇的盘旋半径；
[0098] 从所述飞艇的盘旋轨迹上选取一系列点(xi,yi,ti),i＝1,2,…，通过圆拟合算法，计算待估计的飞艇的盘旋半径R。
[0099] 具体的，在估算出风速(Wx,Wy)后，假设初始时刻圆心的位置为(x00,y00)，则时刻t，圆心的位置(x0,y0)为
[0100]
[0101] 飞艇相对于圆心的位置也满足一般的圆曲线方程
[0102] (x-x0)2+(y-y0)2＝R2 (10)
[0103] 式中，x、y为平面上x方向和y方向的轨迹坐标，x0、y0为圆心的x坐标和y坐标，R为圆的半径。
[0104] 将公式(9)代入上式，即可得到第二圆方程
[0105] [(x-Wxt)-x00]2+[(y-Wyt)-y00]2＝R2 (11)
[0106] 令
[0107]
[0108] 得到如下的辨识方程
[0109] [X-x00]2+[Y-y00]2＝R2 (13)
[0110] 取飞艇摆线轨迹上的某点为初始点，从轨迹上选取一系列点(xi,yi,ti),i＝1,2,…，计算出(Xi,Yi),i＝1,2,…，利用上述的圆拟合算法即可得到盘旋半径R的估计。
[0111] 所述盘旋周期、盘旋角速度可以通过以下公式进行计算：
[0112]
[0113]
[0114] 其中，ω为盘旋角速率，Tcircle为盘旋周期。
[0115] 其中较优的，所述纵、横向稳定性能参数包括所述飞艇的平均侧滑角、瞬时侧滑角、平均攻角和瞬时攻角；
[0116] 所述飞艇的平均侧滑角和瞬时侧滑角通过以下公式进行计算：
[0117]
[0118]
[0119]
[0120]
[0121]
[0122] 其中， 为空速在导航坐标系下的分量； 为地速在导航坐标系下的分量，[Wx Wy 0]T为风速在导航坐标系下的分量， 为空速
在体轴系上的分量，A(φi,θi,ψi)为从导航坐标系转到体轴系的转换矩阵，m为盘旋轨迹上点的个数，i＝1,2,…,m， 为平均侧滑角，βi为ti时刻的侧滑角， 为空
速在体轴系上的分量平均值， 为空速在体轴系上的y轴方向分量平均值，(Va,yb)i为ti时刻空速在体轴系上的y轴方向分量。
[0123] 具体的，考虑到垂直方向的风速很小，所以假设为零，由地速和风速可得出空速在导航系上分量(Va,x,Va,y,Va,z)
[0124]
[0125] 设导航系到体轴系的姿态角为(ψ,θ,φ)，将空速由导航系变换到体轴系[0126] 转换矩阵 根据姿态角(ψ,θ,φ)通过下式计算得到
[0127]
[0128] 对盘旋轨迹上的每一个点，按照式(21)计算出(Va,yb)i，i＝1,2,…,m。
[0129] 当滚动角φ较小时，(Va,yb)i的计算可简化为
[0130] (Va,yb)i≈[-Vxsinψ+Vycosψ+Vasinθsinφ]i (24)
[0131] 其中，Vx,Vy分别为地速x和y方向的分量，Va为平均空速；
[0132] 取
[0133]
[0134] 则有平均侧滑角为
[0135]
[0136] 公式(26)为稳态盘旋时的平均侧滑角，相应地在每个ti时刻，可计算出瞬时侧滑角βi
[0137]
[0138] 如图6所示，为飞艇瞬时侧滑角和平均侧滑角的曲线图，飞艇瞬时侧滑角βi相对于平均侧滑角 的波动量，反映了飞艇横向稳定性，波动量越小，飞艇横向稳定性越好。
[0139] 其中较优的，所述飞艇的平均攻角和瞬时攻角通过以下公式进行计算：
[0140] 或
[0141] 或αi≈θi (29)
[0142] 其中 为平均攻角， 为m个俯仰角的平均值， 为空速在体轴系上的z轴方向分量平均值， 为空速在体轴系上的x轴方向分量平均值，αi为ti时刻的瞬时攻角，θi为ti时刻的俯仰角，(Va,bz)i为ti时刻空速在体轴系上的z轴方向分量平均值，(Va,bx)i为ti时刻空速在体轴系上的x轴方向分量平均值。
[0143] 具体的，平均攻角 的估计有两种方法。其一，对平飞俯仰角θ取平均，则有平均攻角为
[0144]
[0145] 其二，利用式(19)给出的体轴系空速分量(Va,xb,Va,yb,Va,zb)i计算[0146]
[0147] 则有平均攻角为
[0148]
[0149] 相应地，在每个ti时刻，可计算出瞬时攻角αi
[0150] 或αi≈θi (33)
[0151] 如图7所示，为飞艇瞬时攻角和平均攻角的曲线图。瞬时攻角αi相对于平均攻角的波动量，反映了飞艇纵向稳定性。波动量越小，飞艇纵向稳定性越好。
[0152] 另一方面，采用上述估计平流层飞艇飞行性能参数的方法，本发明还提供了一种估计平流层飞艇飞行性能参数的系统，包括：飞行单元、采集单元、估计单元；
[0153] 所述飞行单元用于使所述飞艇进入稳定盘旋飞行状态；
[0154] 所述采集单元获取所述飞艇的地速、姿态信息和位置信息；
[0155] 所述估计单元用于根据所述飞艇的地速、姿态信息和位置信息，估计所述飞艇的飞行性能参数。
[0156] 本发明提供的估计平流层飞艇飞行性能参数的方法和系统，可在高空稀薄大气环境下，利用飞艇内的导航系统给出的地速、位置、姿态角信息，计算出准确的水平风速、风向、空速、偏航操纵性能(稳态盘旋半径、盘旋周期、盘旋角速率)、纵横向稳定性(侧滑角和攻角)等飞行性能参数；且本发明过程简单、易于实现，只需固定主桨转速和偏航控制量，飞艇即可进入盘旋飞行状态，盘旋飞行使飞艇处于固定高度，风速和风向固定，使飞艇处于恒定风场下，减小了估计平流层飞艇飞行性能参数的误差。
[0157] 虽然结合附图描述了本发明的实施方式，但是本领域技术人员可以在不脱离本发明的精神和范围的情况下做出各种
修改和变型，这样的修改和变型均落入由所附
权利要求所限定的范围之内。
