1 引言

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(duì)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(duì)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(duì)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。