CN113237628A - 一种低速风洞水平自由飞模型姿态测量方法 - Google Patents

一种低速风洞水平自由飞模型姿态测量方法 Download PDF

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CN113237628A CN202110773229.9A CN202110773229A CN113237628A CN 113237628 A CN113237628 A CN 113237628A CN 202110773229 A CN202110773229 A CN 202110773229A CN 113237628 A CN113237628 A CN 113237628A
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Abstract

本发明适用于风洞试验技术领域，提供了一种低速风洞水平自由飞模型姿态测量方法，包括如下步骤：步骤S10：将飞行器模型置于风洞试验段中，多个相机布置在飞行器模型两侧顶部且位于所述风洞试验段外部；步骤S20：对多个所述相机同时进行标定；步骤S30：建立世界坐标系和体轴坐标系；步骤S40：在飞行器模型上设置多个标记点，并获取多个所述标记点在世界坐标系中的位置信息；步骤S50：根据多个所述标记点在体轴坐标系中的位置信息，计算飞行器模型的姿态角和气流角，本发明提供的姿态测量方法，可以适用于不同型号飞行器在风洞水平自由飞的研究，通用性好，使用方法操作简单，可以推广到其他低速风洞中，具有良好工程应用前景。

Description

一种低速风洞水平自由飞模型姿态测量方法
技术领域
本发明涉及风洞试验领域，尤其是涉及一种低速风洞水平自由飞模型姿态测量方法。
背景技术
在进行低速风洞水平自由飞行试验的时候，通常需要实时获取飞行器模型的姿态角（Ψ，θ，φ）、气流角（α，β）等相关信息，这些信息用于飞行控制***反馈或飞行历程参数的记录。
现有技术中，低速风洞模型自由飞试验一般通过在飞行器模型内部安装的航姿参考***获取飞行器体轴系相对于风洞轴系的三个姿态角（Ψ，θ，φ），通过安装在飞行器头部的风标传感器实现迎角α、侧滑角β等气流角测量。其中，采用航姿参考***缺点主要表现为：置于飞行器内部增加了模型设计和惯量配平难度；当飞行器运动剧烈时，航姿参考***输出会存在跳变。采用风标传感器则存在以下不足：低于一定风速无法使用或测量误差偏大；风标测量结果明显受风速、飞行器迎角与侧滑角及风标安装位置影响，导致使用前需要进行大量标定工作；测量范围有限，无法用于大迎角飞行；体积较大，会破坏飞行器模型表面流场，增加了***辨识与建模难度。
发明内容
本发明的目的是提供一种低速风洞水平自由飞模型姿态测量方法，目的是解决上述技术存在的问题，其包括如下步骤：
步骤S10：将飞行器模型置于风洞试验段中，多个相机布置在飞行器模型顶部两侧且位于所述风洞试验段外部；
步骤S20：对多个所述相机同时进行标定；
步骤S30：建立世界坐标系o g-x g y g z g和体轴坐标系o b-x b y b z b，其中o g为位于风洞试验段下洞壁任一点，x g轴平行于风洞试验段轴线指向来流方向，y g轴在风洞试验段下洞壁平面内，且y g轴垂直于x g轴指向右，z g轴指向符合右手定则，o b为飞行器模型重心，x b轴平行于机身轴线指向前，y b轴垂直于飞机参考面指向右，z b为轴指向符合右手定则；
步骤S40：在飞行器模型上设置多个标记点，并获取多个所述标记点在世界坐标系中的位置信息；
步骤S50：根据多个所述标记点的在体轴坐标系中的位置信息，计算所述飞行器模型的姿态角和气流角。
进一步地，所述相机为红外相机。
进一步地，步骤S40包括：
步骤S401：在飞行器模型上选择多个位置，多个所述位置上分别设置标记点；
步骤S402：所述相机向所述标记点发射红外光线；
步骤S403：所述相机接收所述标记点的反射光线；
步骤S404：所述相机采集标记点的图像，并将所述图像存储为灰度图；
步骤S405：根据所述灰度图中信息，获取标记点在相机获得的二维图像中的位置。
进一步地，所述姿态角包括：偏航角Ψ、俯仰角θ、滚转角φ，所述偏航角Ψ、俯仰角θ、滚转角φ分别通过如下公式计算获得：
Figure 784939DEST_PATH_IMAGE001
其中，R bg 为世界坐标系转换至体轴坐标系所采用的转换矩阵，
Figure 667793DEST_PATH_IMAGE002
为转换矩阵R bg 中第一行第二列的值，
Figure 244268DEST_PATH_IMAGE003
为转换矩阵R bg 中第一行第三列的值，
Figure 718106DEST_PATH_IMAGE004
转换矩阵R bg 中第三行第二列的值。
进一步地，所述转换矩阵R bg 的计算方法为：
连接多个所述标记点中任意两个标记点形成基线，使得所述基线数量大于三根；
获取每个所述基线的基线矢量在不同时刻下对应的世界坐标系o g-x g y g z g和体轴坐标系o b-x b y b z b下的坐标；
根据每根所述基线矢量在世界坐标系o g-x g y g z g与体轴坐标系o b-x b y b z b之间的坐标转换关系，采用最小二乘法获得所述转换矩阵R bg 。
进一步地，所述气流角包括：迎角α、侧滑角β，所述迎角α和侧滑角β的计算步骤如下：
步骤S501：计算t时刻飞行器模型虚拟中心在所述世界坐标系o g-x g y g z g中的速度分量（v it，v jt，v kt），其中，v it为飞行器模型虚拟中心在所述世界坐标系o g-x g y g z g中沿x g轴的速度分量，v jt为飞行器模型虚拟中心在所述世界坐标系o g-x g y g z g中沿y g轴的速度分量，v kt为飞行器模型虚拟中心在所述世界坐标系o g-x g y g z g中沿z g轴的速度分量；
步骤S502：叠加风洞试验段内气流速度v a ，获得飞行器模型虚拟中心在所述世界坐标系o g-x g y g z g中相对气流速度分量为（v it+v a ，v jt，v kt），v it+v a 为飞行器模型虚拟中心叠加气流速度v a 在所述世界坐标系o g-x g y g z g中沿x g轴的速度分量；
步骤S503：计算飞行器模型虚拟中心在所述体轴坐标系o b-x b y b z b中的速度分量（u b，v b，w b），其中u b，为飞行器模型虚拟中心在所述体轴坐标系o b-x b y b z b中沿x b轴的速度分量，v b为飞行器模型虚拟中心在所述体轴坐标系o b-x b y b z b中沿y b轴的速度分量，w b为飞行器模型虚拟中心在所述体轴坐标系o b-x b y b z b中沿z b轴的速度分量；
步骤S504：根据体轴坐标系o b-x b y b z b中的速度分量（u b，v b，w b），计算所述迎角α和侧滑角β。
进一步地，步骤S501中所述速度分量（v it，v jt，v kt）的计算方法如下：
获取t时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g下的坐标为（i t，j t，k t），t-Δt时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g下的坐标为（i t-Δt，j t-Δt，k t-Δt）；
计算t时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中的所述速度分量（v it，v jt，v kt）：
Figure 63636DEST_PATH_IMAGE005
其中，t为采样时刻，Δt为采样间隔时间；i t为t时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中x g轴上的值，j t为t时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中y g轴上的值，k t为t时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中z g轴上的值；i t-Δt为t-Δt时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中x g轴上的值，j t-Δt为t-Δt时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中y g轴上的值，k t-Δt为t-Δt时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中z g轴上的值。
进一步地，步骤503中所述飞行器模型虚拟中心在所述体轴坐标系o b-x b y b z b中的速度分量（u b，v b，w b）的计算公式如下：
（u b，v b，w b）=R bg（v it+v a ，v jt，v kt）。
进一步地，步骤504中迎角α和侧滑角β的计算公式如下：
α=tan -1（w b /u b），β=sin -1（v b/V）
其中，V为飞行器模型虚拟中心在体轴坐标系o b-x b y b z b中的速度分量（u b，v b，w b）的速度矢量，
Figure 230307DEST_PATH_IMAGE006
。
进一步地，所述标记点至少同时为两个所述相机所见。
本发明的有益效果至少具有以下方面：
1. 现有技术中，在风洞中对飞行器模型姿态进行测量时，通常是在风洞试验段内设置一个支撑架，飞行器模型固定在支撑架上，只能测量飞行器模型在静止或准静态时的姿态数据；本发明提供的低速风洞水平自由飞模型姿态测量方法，可以获得飞行器模型在自由飞的状态下的姿态角和气流角。
2. 本发明采用红外光学运动捕获***，通过非接触的方法来获得飞行器模型在自由飞时的姿态角，与现有技术相比，代替了传统风标传感器和航姿参考***实现低速风洞水平自由飞模型姿态实时测量，未破坏模型表面流场，也未增加模型质惯量，降低模型设计过程中遇到的难度。
3. 本发明中采用的红外光学运动捕获***，包括：相机、标记点、网络交换机、解算计算机及网络线缆等，其中红外相机可发射红外线照射到标记点上，采用反光材料制作的标记点增强了红外光线的反射能力，使得将相机中采集的图像中标记点与周围环境很好的区分，通过仅处理标记点的图像灰度信息，忽略背景图像，解算工作量大幅减小，可实现100Hz以上的测量带宽，适用于低速风洞水平自由飞控制测量需求。
4. 本发明提供的姿态测量方法，可以适用于不同型号的飞行器在风洞水平自由飞的研究，通用性好，使用方法操作简单，可以推广到其他低速风洞中，具有良好工程应用前景。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对本发明实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面所描述的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明低速风洞水平自由飞模型姿态测量方法流程图 ；
图2是本发明中建立世界坐标系和体轴坐标系的装置结构示意图 ；
图3是本发明中的姿态角在坐标系中的示意图；
图4是本发明中飞行器模型在不同时刻的状态图；
图5是本发明中气流角在坐标系中的示意图。
10-相机，20-飞行器模型，30-风洞试验段。
具体实施方式
以下的说明提供了许多不同的实施例、或是例子，用来实施本发明的不同特征。以下特定例子所描述的元件和排列方式，仅用来精简的表达本发明，其仅作为例子，而并非用以限制本发明。
如图1-2所示，本发明的实施例提供一种低速风洞水平自由飞模型姿态测量方法，其包括如下步骤：
步骤S10：将飞行器模型20置于风洞试验段中30，多个相机10布置在飞行器模型顶部两侧且位于所述风洞试验段外部；
步骤S20：对多个所述相机同时进行标定；
步骤S30：建立世界坐标系o g-x g y g z g和体轴坐标系o b-x b y b z b，其中o g为位于风洞试验段下洞壁任一点，x g轴平行于风洞试验段轴线指向来流方向，y g轴在风洞试验段下洞壁平面内，且y g轴垂直于x g轴指向右，z g轴指向符合右手定则，o b为飞行器模型重心，x b轴平行于机身轴线指向前，y b轴垂直于飞行器参考面指向右，z b为轴指向符合右手定则；
步骤S40：在飞行器模型上设置多个标记点，并获取多个所述标记点在世界坐标系中的位置信息；
步骤S50：根据多个所述标记点在体轴坐标系中的位置信息，计算飞行器模型的姿态角和气流角。
本发明中采用了红外光学运动捕获式非接触测量***来获取飞行器模型上的标记点位置信息，所述红外光学运动捕获式非接触测量***位于风洞试验段外部，所述红外光学运动捕获式非接触测量***包括：相机、线缆、网络交换机、解算计算机、同步器、标定杆；其中所述相机通过线缆与网络交换机连接，相机将获取的点位信息传递给网路交换机，所述网路交换机通过线缆与解算计算机电连接，所述网络交换机将获得的点位信息传递给解算计算机，计算机对点位信息进行运行处理；在试验开始前，对多个所述相机同时进行标定，确定相机之间的相对位置关系。
建立平行于风洞试验段轴系的世界坐标系o g-x g y g z g，确定相机与所述风洞试验段之间相对安装位置与姿态，其次将飞行器模型调整至与风洞轴系平行，使得误差范围不超过±0.05°。
在建立世界坐标系o g-x g y g z g时采用飞行器模型中驾驶员视角，x g轴的方向为驾驶员眼睛正视风洞气流速度的来流方向，其中y g轴方向为驾驶员眼睛看向右侧的方向；在建立体轴坐标系o b-x b y b z b时，x b轴的方向为与飞行器模型的机身轴线平行且指向飞行器模型的机头方向，y b轴的方向为垂直于飞行器模型参考面指向右，其中飞行器模型参考面指的是飞行器模型中使其左右两侧对称的面，y b轴的方向指向右指的是参考面像右侧延伸的方向。
具体地，在步骤S10中，风洞试验段一侧的洞壁上间隔分布有玻璃窗，所述相机位于所述风洞试验段的外部，每个所述玻璃窗外侧的对应位置安装有相机。所述相机的数量可以为4个、6个、8个、10个，相机的具体可以数量依据覆盖视场大小进行确定，在此不做限制。
因此，本发明通过红外光学运动捕获式非接触测量***，可以实时测量飞行器模型在自由飞状态下的姿态角和气流角，并未破坏飞行器模型表面的流场，也取代了安装在飞行器上的传感器，减小了传感器安装在飞行器模型上的带来的额外重量，降低模型设计过程中遇到的难度，对后续姿态角和气流角对飞行器产生的影响进行进一步的研究更具参考价值。
除此之外，现有技术中本发明在风洞中对飞行器模型姿态进行测量时，通常是在风洞试验段内设置一个支撑架，飞行器模型固定在支撑架上，只能测量飞行器模型在静止或准静态时的姿态数据；而本发明提供的低速风洞水平自由飞模型姿态测量方法，可以获得飞行器模型在自由飞的状态下的姿态角和气流角。
进一步地，所述相机为红外相机。
所述相机采用具有红外镜头的相机，所述红外相机的摄像头可以发出波长为850nm的红外光线。采用该红外相机发射的光可以将目标与周围环境进行区分，减小噪音。除此之外，现有技术中通常采用的是高速相机，不能实时获得所需要的信息，需要事后进行处理后才能获得，且无法用于控制对信息的反馈，而本案采用的相机可以实时对采集的信息进行反馈。
进一步地，步骤S40包括：
步骤S401：在飞行器模型上选择多个位置，多个所述位置上分别设置标记点；
步骤S402：所述相机向所述标记点发射红外光线；
步骤S403：所述相机接收所述标记点的反射光线；
步骤S404：所述相机采集标记点的图像，并将所述图像存储为灰度图；
步骤S405：根据所述灰度图中信息，获取标记点在相机获得的二维图像中的位置。
上述方案中，在飞行器模型的表面上选择多个设置标记点的位置，在进行位置选择时，多个标记点位置不能位于同一个平面上。
标记点采用的是薄片式标记点，且粘贴在飞行器模型的表面，对飞行器模型的表面不会带来损伤，拆卸方便，标记点的材料选用的是反光材料，该反光材料具有增强红外光线的反射能力，与现有技术相比较，标记点自身不会发出光线。
本发明中是通过红外相机发射出波长850nm的红外光线，照射到反光标记点上，获取到的图像中标记点与周围环境可以明显的区分出来，通过仅处理标记点的图像灰度信息，忽略背景图像，减小了计算机处理的数据量，提高了实时性，可实现100Hz以上的测量带宽，适用于低速风洞水平自由飞控制测量需求。
需要说明的是，标记点是数量可以是2个、4个、6个、8个，具体数量可以根据实际需求进行设置，在此不做限制。
如图3所示，进一步地，所述姿态角包括：偏航角Ψ、俯仰角θ、滚转角φ，所述偏航角Ψ、俯仰角θ、滚转角φ分别通过如下公式计算获得：
Figure 28498DEST_PATH_IMAGE001
其中，R bg 为世界坐标系转换至体轴坐标系所采用的转换矩阵，
Figure 899502DEST_PATH_IMAGE002
为转换矩阵R bg 中第一行第二列的值，
Figure 771643DEST_PATH_IMAGE003
为转换矩阵R bg 中第一行第三列的值，
Figure 437111DEST_PATH_IMAGE007
转换矩阵R bg 中第三行第二列的值。
上述方案中，参见图3，
Figure 722599DEST_PATH_IMAGE008
为绕z轴转动产生的角度、θ为绕y轴转动产生的角度，
Figure 538239DEST_PATH_IMAGE009
为绕x轴转动产生的角度。
进一步地，如权利所述转换矩阵R bg 的计算方法为：
如图4所示，连接多个所述标记点中任意两个标记点形成基线，使得所述基线数量大于三根；
获取每个所述基线的基线矢量在不同时刻下对应的世界坐标系o g-x g y g z g和体轴坐标系o b-x b y b z b下的坐标；
根据每根所述基线矢量在世界坐标系o g-x g y g z g与体轴坐标系o b-x b y b z b之间的坐标转换关系，采用最小二乘法获得所述转换矩阵R bg 。
上述方案中，具体实施过程如下：
世界坐标系至体轴系转换矩阵R bg 如下：
Figure 936991DEST_PATH_IMAGE010
展开可得：
Figure 163573DEST_PATH_IMAGE011
其中
Figure 811723DEST_PATH_IMAGE012
Figure 758950DEST_PATH_IMAGE013
设置初始时刻t0飞行器模型体轴坐标系与世界坐标系的坐标轴平行，使得基线矢量在体轴坐标系下的坐标不随飞行器模型姿态的变化而发生改变；
则初始时刻t0飞行器模型上任意两个标记点连线组成的基线矢量中第一条基线矢量在世界坐标系o g-x g y g z g下的坐标为[x 1，y 1，z 1]，第二条基线矢量在世界坐标系o g-x g y g z g下的坐标为[x 3，y 3，z 3]，第三条基线矢量在世界坐标系o g-x g y g z g下的坐标为[x 5，y 5，z 5]；
t时刻在飞行器模型上任意两个标记点组成的基线矢量中第一条基线矢量在世界坐标系o g-x g y g z g下的坐标为[x 2，y 2，z 2]，在体轴系o b-x b y b z b下坐标依然为[x 1，y 1，z 1]，第二条基线矢量在世界坐标系o g-x g y g z g下的坐标为[x 4，y 4，z 4]，在体轴系o b-x b y b z b下坐标依然为[x 3，y 3，z 3]，第三条基线矢量在世界坐标系o g-x g y g z g下的坐标为[x 6，y 6，z 6]，在体轴系o b-x b y b z b下坐标依然为[x 5，y 5，z 5]，则有：
Figure 605684DEST_PATH_IMAGE014
根据上述任意两个标记点组成的基线矢量在世界坐标系o g-x g y g z g和体轴系o b-x b y b z b中的转换关系，采用最小二乘法，获得转换矩阵R bg 。
进一步地，如图5所示，所述气流角包括：迎角α、侧滑角β，所述迎角α和侧滑角β的计算步骤如下：
步骤S501：计算t时刻飞行器模型虚拟中心在所述世界坐标系o g-x g y g z g中的速度分量（v it，v jt，v kt），其中，v it为飞行器模型虚拟中心在所述世界坐标系o g-x g y g z g中沿x g轴的速度分量，v jt为飞行器模型虚拟中心在所述世界坐标系o g-x g y g z g中沿y g轴的速度分量，v kt为飞行器模型虚拟中心在所述世界坐标系o g-x g y g z g中沿z g轴的速度分量；
步骤S502：叠加风洞试验段内气流速度v a ，获得飞行器模型虚拟中心在所述世界坐标系o g-x g y g z g中相对气流速度分量为（v it+v a ，v jt，v kt），v it+v a 为飞行器模型虚拟中心叠加气流速度v a 在所述世界坐标系o g-x g y g z g中沿x g轴的速度分量；
步骤S503：计算飞行器模型虚拟中心在所述体轴坐标系o b-x b y b z b中的速度分量（u b，v b，w b），其中u b，为飞行器模型虚拟中心在所述体轴坐标系o b-x b y b z b中沿x b轴的速度分量，v b为飞行器模型虚拟中心在所述体轴坐标系o b-x b y b z b中沿y b轴的速度分量，w b为飞行器模型虚拟中心在所述体轴坐标系o b-x b y b z b中沿z b轴的速度分量；
步骤S504：根据体轴坐标系o b-x b y b z b中的速度分量（u b，v b，w b），计算所述迎角α和侧滑角β。
上述方案中，飞行器模型虚拟中心可以为飞行器模型上任一点，本发明实施例中，优选在建立世界坐标系o g-x g y g z g和体轴坐标系o b-x b y b z b之后，调节飞行器模型虚拟中心与飞行器模型的重心重合。
进一步地，步骤S501中所述速度分量（v it，v jt，v kt）的计算方法如下：
获取t时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g下的坐标为（i t，j t，k t），t-Δt时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g下的坐标为（i t-Δt，j t-Δt，k t-Δt）；
计算t时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中的所述速度分量（v it，v jt，v kt）：
Figure 472008DEST_PATH_IMAGE005
其中，t为采样时刻，Δt为采样间隔时间；i t为t时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中x g轴上的值，j t为t时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中y g轴上的值，k t为t时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中z g轴上的值；i t-Δt为t-Δt时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中x g轴上的值，j t-Δt为t-Δt时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中y g轴上的值，k t-Δt为t-Δt时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中z g轴上的值。
进一步地，步骤503中所述飞行器模型虚拟中心在所述体轴坐标系o b-x b y b z b中的速度分量（u b，v b，w b）的计算公式如下：
（u b，v b，w b）=R bg（v it+v a ，v jt，v kt）。
进一步地，步骤504中迎角α和侧滑角β的计算公式如下：
α=tan -1（w b /u b），β=sin -1（v b/V）
其中，V为飞行器模型虚拟中心在体轴坐标系o b-x b y b z b中的速度分量（u b，v b，w b）的速度矢量，
Figure 873034DEST_PATH_IMAGE006
。
进一步地，所述标记点至少同时为两个所述相机所见。
上述方案中，对于同一个标记点，只要其同时被两个相机所见，即可根据摄像测量原理确定t时刻该标记点在空间中的位置。
本发明实施例提供的低速风洞水平自由飞模型姿态测量方法，可以适用于不同型号的飞行器在风洞水平自由飞的研究，通用性好，使用方法操作简单，可以推广到其他低速风洞中，具有良好工程应用前景。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，凡在本发明的精神和原则之内所作的任何修改、等同替换和改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种低速风洞水平自由飞模型姿态测量方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤S10：将飞行器模型置于风洞试验段中，多个相机布置在飞行器模型顶部两侧且位于所述风洞试验段外部；
步骤S20：对多个所述相机同时进行标定；
步骤S30：建立世界坐标系o g-x g y g z g和体轴坐标系o b-x b y b z b，其中o g为位于风洞试验段下洞壁任一点，x g轴平行于风洞试验段轴线指向来流方向，y g轴在风洞试验段下洞壁平面内，且y g轴垂直于x g轴指向右，z g轴指向符合右手定则，o b为飞行器模型重心，x b轴平行于机身轴线指向前，y b轴垂直于飞行器参考面指向右，z b为轴指向符合右手定则；
步骤S40：在飞行器模型上设置多个标记点，并获取多个所述标记点在世界坐标系中的位置信息；
步骤S50：根据多个所述标记点在体轴坐标系中的位置信息，计算飞行器模型的姿态角和气流角。
2.如权利要求1所述的姿态测量方法，其特征在于，所述相机为红外相机。
3.如权利要求2所述的姿态测量方法，其特征在于，步骤S40包括：
步骤S401：在飞行器模型上选择多个位置，多个所述位置上分别设置标记点；
步骤S402：所述相机向所述标记点发射红外光线；
步骤S403：所述相机接收所述标记点的反射光线；
步骤S404：所述相机采集标记点的图像，并将所述图像存储为灰度图；
步骤S405：根据所述灰度图中信息，获取标记点在相机获得的二维图像中的位置。
4.如权利要求3所述的姿态测量方法，其特征在于，所述姿态角包括：偏航角Ψ、俯仰角θ、滚转角φ，所述偏航角Ψ、俯仰角θ、滚转角φ分别通过如下公式计算获得：
Figure 926605DEST_PATH_IMAGE001
其中，R bg 为世界坐标系转换至体轴坐标系所采用的转换矩阵，
Figure 954603DEST_PATH_IMAGE002
为转换矩阵R bg 中第一行第二列的值，
Figure 605028DEST_PATH_IMAGE003
为转换矩阵R bg 中第一行第三列的值，
Figure 716072DEST_PATH_IMAGE004
转换矩阵R bg 中第三行第二列的值。
5.如权利要求4所述的姿态测量方法，其特征在于，所述转换矩阵R bg 的计算方法为：
连接多个所述标记点中任意两个标记点形成基线，使得所述基线数量大于三根；
获取每个所述基线的基线矢量在不同时刻下对应的世界坐标系o g-x g y g z g和体轴坐标系o b-x b y b z b下的坐标；
根据每根所述基线矢量在世界坐标系o g-x g y g z g与体轴坐标系o b-x b y b z b之间的坐标转换关系，采用最小二乘法获得所述转换矩阵R bg 。
6.如权利要求3所述的姿态测量方法，其特征在于，所述气流角包括：迎角α、侧滑角β，所述迎角α和侧滑角β的计算步骤如下：
步骤S501：计算t时刻飞行器模型虚拟中心在所述世界坐标系o g-x g y g z g中的速度分量（v it，v jt，v kt），其中，v it为飞行器模型虚拟中心在所述世界坐标系o g-x g y g z g中沿x g轴的速度分量，v jt为飞行器模型虚拟中心在所述世界坐标系o g-x g y g z g中沿y g轴的速度分量，v kt为飞行器模型虚拟中心在所述世界坐标系o g-x g y g z g中沿z g轴的速度分量；
步骤S502：叠加风洞试验段内气流速度v a ，获得飞行器模型虚拟中心在所述世界坐标系o g-x g y g z g中相对气流速度分量为（v it+v a ，v jt，v kt），v it+v a 为飞行器模型虚拟中心叠加气流速度v a 在所述世界坐标系o g-x g y g z g中沿x g轴的速度分量；
步骤S503：计算飞行器模型虚拟中心在所述体轴坐标系o b-x b y b z b中的速度分量（u b，v b，w b），其中u b，为飞行器模型虚拟中心在所述体轴坐标系o b-x b y b z b中沿x b轴的速度分量，v b为飞行器模型虚拟中心在所述体轴坐标系o b-x b y b z b中沿y b轴的速度分量，w b为飞行器模型虚拟中心在所述体轴坐标系o b-x b y b z b中沿z b轴的速度分量；
步骤S504：根据体轴坐标系o b-x b y b z b中的速度分量（u b，v b，w b），计算所述迎角α和侧滑角β。
7.如权利要求6所述的姿态测量方法，其特征在于，步骤S501中所述速度分量（v it，v jt，v kt）的计算方法如下：
获取t时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g下的坐标为（i t，j t，k t），t-Δt时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g下的坐标为（i t-Δt，j t-Δt，k t-Δt）；
计算t时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中的所述速度分量（v it，v jt，v kt）：
Figure 615895DEST_PATH_IMAGE005
其中，t为采样时刻，Δt为采样间隔时间；i t为t时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中x g轴上的值，j t为t时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中y g轴上的值，k t为t时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中z g轴上的值；i t-Δt为t-Δt时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中x g轴上的值，j t-Δt为t-Δt时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中y g轴上的值，k t-Δt为t-Δt时刻飞行器模型虚拟中心在世界坐标系o g-x g y g z g中z g轴上的值。
8.如权利要求7所述的姿态测量方法，其特征在于，步骤503中所述飞行器模型虚拟中心在所述体轴坐标系o b-x b y b z b中的速度分量（u b，v b，w b）的计算公式如下：
（u b，v b，w b）=R bg（v it+v a ，v jt，v kt）。
9.如权利要求8所述的姿态测量方法，其特征在于，步骤504中迎角α和侧滑角β的计算公式如下：
α=tan -1（w b /u b），β=sin -1（v b/V）
其中，V为飞行器模型虚拟中心在体轴坐标系o b-x b y b z b中的速度分量（u b，v b，w b）的速度矢量，
Figure 650847DEST_PATH_IMAGE006
。
10.如权利要求3所述的姿态测量方法，其特征在于，所述标记点至少同时为两个所述相机所见。
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