[实用新型]一种风洞模型姿态角测量系统

说明书

本实用新型公开了一种风洞模型姿态角测量系统及测量方法，通过采用屏蔽线缆和连接线缆分别将风洞数据采集系统、惯性测量单元IMU、姿态解算设备进行连接，并通过获得风洞数据采集系统提供的风洞模型的初始对准信息及误差信息，以及惯性测量单元IMU提供的实时角速率和加速度参数，由姿态解算设备计算获得与风洞模型对应的姿态角参数。可见，本申请实施例中的风洞模型姿态角测量系统不仅安装连接方便，并且可以避免测试过程中的误差，获得更加精确的风洞模型姿态角测量结果。因此具有提高风洞模型姿态角测量系统安装效率和测量结果精确度的技术效果。

技术领域

本实用新型涉及电子测量技术领域，特别是涉及一种风洞模型姿态角测量系统。

背景技术

风洞模型姿态角测量是指在风洞中测量气流参数和模型气动特性的方法。为了通过风洞实验获得飞行器气动特性的数据，既要正确地测量模型的气动特性，还要正确地测量风洞的气流参数。在一些特殊实验中还有其他要求测量的项目。在风洞测量中广泛使用小型化、高精度的电信号传感器，高速数据采集和实时处理系统。非接触测量方法因不在流场中插入探测仪器，对流场不产生额外干扰，因而得到越来越多的应用。

目前，现有的风洞模型三维姿态角实时测量方法包括：支撑机构名义值代替法、重力加速度传感器测量法、视频图像测量法、超声波测量法。本系统使用的方法是使用惯性测量单元为核心传感器进行测量。然而，上述现有方法均存在各种相应的缺陷，例如：支撑机构名义值代替法对机构与模型的之间由于重力弹性变形，以及气动弹性产生的变形引起的角度误差均无法测量；而重力加速度传感器测量法在测试过程中会受到非重力加速度的干扰从而导致精度低，并且载体运动加速度以及气体扰动产生的加速度均会对测量精度产生影响，侧滑角不能测量。其他方法还存在诸如传感器较分散，对超声传播路径的干扰敏感，受视线传播过程中的折射率的变化因素影响，易受干扰、传感器分散且布点困难等缺陷。

可见，现有技术中存在着针对风洞模型姿态角测量的设备设计不合理而导致的累计误差无法避免，测试结果精确度较低，以及安装布置困难的技术问题。

实用新型内容

本申请提供一种风洞模型姿态角测量系统及测量方法，用以解决现有技术中存在着针对风洞模型姿态角测量的设备设计不合理而导致的累计误差无法避免，测试结果精确度较低，以及安装布置困难的技术问题。

本申请第一方面提供了一种风洞模型姿态角测量系统包括：

风洞模型，包括风洞数据采集系统，所述风洞数据采集系统用以确定所述风洞模型的初始对准信息及误差信息，所述初始对准信息包括与所述风洞模型对应的初始位置及初始航向角；

惯性测量单元IMU，放置于所述风洞模型内，用以测量基于所述风洞模型而产生的运动参数，所述运动参数包括角速率和加速度参数；

姿态解算设备，与所述惯性测量单元IMU以及所述风洞数据采集系统连接，用以基于所述初始对准信息、所述误差信息、以及所述运动参数计算获得所述风洞模型的姿态角，所述姿态角包括航向角、俯仰角、滚转角、侧滑角、迎角；

屏蔽线缆，连接所述姿态解算设备和所述惯性测量单元IMU，用以进行数据收发以及为所述惯性测量单元IMU供电；

连接线缆，连接所述风洞数据采集系统以及所述姿态解算设备，用以向所述风洞数据采集系统发送所述姿态角及所述初始对准信息、所述误差信息。

可选地，所述连接线缆，用以连接电源以为所述风洞模型姿态角测量系统提供电能。

可选地，所述屏蔽线缆，还用以屏蔽所述风洞模型发出的电磁干扰。

可选地，所述系统还包括机构回零装置，用以将系统中当前确定的航向角重置为零位时刻的航向角，和/或将系统中当前的侧滑角重置为零。