本发明涉及飞行器装填技术领域，具体涉及一种辅助飞行器装填的测控系统。
背景技术：
飞行器装填的作业效率影响着飞行器发射的效率，从而对战争的成败起着重要作用，飞行器装填设备越来越受到各国军方的重视。大型飞行器需要多点支撑，所以大型飞行器的装填车含有1个推车(主要采用液力或电力驱动，提供飞行器进出箱的推拉力)和多个支车(主要采用手动或电动方式，用于调整飞行器和箱体的对准)。在装填过程中，需要多名操作者协同调整各支车的支撑以保证飞行器和箱体的位姿对准；而各支车的调整引起飞行器挠性变形从而使相对位姿改变，此时需要重新调整相关支车来对准，否则有可能造成装填力过大甚至破坏飞行器。采用上述边监测装填力边调节支撑小车的反复作业方式，导致装填效率低下而且存在安全隐患。
技术实现要素：
(一)要解决的技术问题
本发明要解决的技术问题是：如何设计一种辅助飞行器装填的测控系统。
(二)技术方案
为了解决上述技术问题，本发明提供了一种辅助飞行器装填的测控系统，包括飞行器与箱体相对位姿检测单元和计算机控制系统，可辅助进行飞行器装填工作；
所述飞行器与箱体相对位姿检测单元包括位姿检测单元，位姿检测单元的壳体加工成异型形状，与飞行器末端面配合安装，通过螺钉可将各个位姿检测单元固定在对应的位置上；位姿检测单元包括单片机、双轴倾角传感器、超声波传感器，通过所述双轴倾角传感器检测飞行器的绝对俯仰角和绝对翻滚角；通过所述超声波传感器分别检测飞行器和箱体的升降位移差和横向位移差，单片机用于基于超声波传感器计算飞行器相对于箱体的偏航角差；
所述计算机控制系统用于通过和飞行器与箱体相对位姿检测单元进行通信，实时地基于飞行器和箱体的升降位移差和横向位移差显示飞行器相对于箱体的位姿差，对整个装填过程进行三维动态显示，并给出操作者操作提示信息。
优选地，所述位姿检测单元通过zigbee无线方式和计算机控制系统进行通信，然后安装在飞行器末端面的矩形凹槽；位姿检测单元安装完成后，通过其内部的基于重力作用的双轴倾角传感器可读取飞行器的绝对俯仰角rd和绝对翻滚角pd，而飞行器相对于箱体的偏航角差δyd则由单片机通过以下计算方法得到：
前、后安装的两组超声波传感器的固定安装距离为s固，分别读取到的飞行器到箱体侧壁的距离为s前和s后，则偏航角差
优选地，所述计算机控制系统通过zigbee总线接收位姿检测单元的位姿信息，并实时显示检测到的飞行器相对于箱体的相对位姿差，包括俯仰角差δr、翻滚角差δp、偏航角差δyd、升降位移差δl、横向位移差δt，其中通过调整使姿态差接近为0时，得到飞行器和箱体的升降位移差δl和横向位移差δt。
优选地，所述位姿检测单元还包括充电接口、锂电池，充电接口用于锂电池的充电，锂电池用于位姿检测单元的供电。
优选地，所述位姿检测单元还包括电源开关，用于实现位姿检测单元的开启与关闭。
优选地，所述位姿检测单元还包括显示屏，用来显示电量等信息。
优选地，所述飞行器6末端面的矩形凹槽的位置在飞行器加工中保证：上下矩形凹槽中心点连线和左右矩形凹槽中心点连线正交，且左右矩形凹糟中心点连线和两侧弹翼对称点连线平行；每个位姿检测单元的后端加工成t型块，飞行器末端面加工的凹槽与位姿检测单元的t型块配合定位，然后通过锁定孔将位姿检测单元锁定在飞行器上。
优选地，所述单片机为cc2530单片机。
本发明还提供了一种所述的系统的工作方法。
本发明还提供了一种所述的系统在飞行器装填技术领域中的应用。
(三)有益效果
使用本测控系统，可以实时检测并显示飞行器相对于箱体的位姿差，并给出操作者操作提示信息，提高装填作业的效率和操作安全性，与现有的装填车配合可实现半自主甚至完全自主装填，可以大大提高装填的效率及操作安全性，为实现全自动装填奠定基础。
附图说明
图1是本发明的辅助飞行器装填测控系统图；
图2是飞行器转运车和箱体图；
图3是飞行器装填车和飞行器图；
图4是本发明中的位姿检测单元组成示意图。
图中：1、箱体；2、飞行器装运车；3、底盘；4、推车；5、支车；6、飞行器；7、位姿检测单元；8、单片机；9、充电接口；10、电源开关；11、锂电池；12、双轴倾角传感器；13、前超声波传感器；14、后超声波传感器；15、显示屏；16、zigbee天线。
具体实施方式
为使本发明的目的、内容、和优点更加清楚，下面结合附图和实施例，对本发明的具体实施方式作进一步详细描述。
本发明提供一种辅助飞行器装填的测控系统，主要包括飞行器与箱体相对位姿检测单元和计算机控制系统，可辅助进行飞行器装填工作；
所述飞行器与箱体相对位姿检测单元包括四个相同的位姿检测单元，每个位姿检测单元的壳体加工成异型形状，与飞行器末端面配合安装，通过螺钉可将各个位姿检测单元固定在对应的位置上；每个位姿检测单元主要由单片机、充电接口、电源开关、锂电池、双轴倾角传感器、超声波传感器和显示屏组成：通过所述双轴倾角传感器检测飞行器的绝对俯仰角和绝对翻滚角；通过所述超声波传感器分别检测飞行器和箱体的升降位移差和横向位移差，单片机用于基于超声波传感器计算飞行器相对于箱体的偏航角差。
所述计算机控制系统包括触屏一体机和测控软件，用于通过和飞行器与箱体相对位姿检测单元进行通信，实时地基于飞行器和箱体的升降位移差和横向位移差显示飞行器相对于箱体的位姿差，对整个装填过程进行三维动态显示，并给出操作者操作提示信息。
所述位姿检测单元通过zigbee无线方式和计算机控制系统进行通信，然后安装在飞行器末端面的矩形凹槽(如图1所示，为了安装所述位姿检测单元，在飞行器的末端面上加工有矩形凹槽作为安装基准)；位姿检测单元安装完成后，通过其内部的基于重力作用的双轴倾角传感器可以方便地读取飞行器的绝对俯仰角rd和绝对翻滚角pd(相对于大地坐标系)，而飞行器相对于箱体的偏航角差δyd则通过以下计算方法得到：
位姿检测单元前、后安装的两组超声波传感器的固定安装距离为s固，分别读取到的飞行器到箱体侧壁的距离为s前和s后，则偏航角差
所述计算机控制系统，通过zigbee总线接收位姿检测单元的位姿信息，并留有232总线、485总线、can总线接口便于和装填车的控制系统通信扩展；测控软件能够实时显示检测到的飞行器相对于箱体的相对位姿差，包括俯仰角差δr、翻滚角差δp、偏航角差δyd、升降位移差δl、横向位移差δt。
下面结合图2、图3、图4说明本发明的辅助飞行器装填测控系统的工作原理。
如图2和图3所示，现在主流的飞行器装填系统主要包括飞行器转运车2和飞行器装填车两部分：其中飞行器转运车2用于箱体1的转运工作；而飞行器装填车主要由推车4和支车5组成，用来将飞行器6装入箱体1，用于飞行器的进出箱。四个相同的位姿检测单元7安装在飞行器6末端面的凹槽中(凹槽的位置需要在飞行器加工中保证，上下凹槽中心点连线和左右凹槽中心点连线正交，且左右凹糟中心点连线和两侧弹翼对称点连线平行)；每个位姿检测单元7的后端加工成t型块，飞行器6末端面加工的凹槽与位姿检测单元的t型块配合定位，然后通过锁定孔将位姿检测单元7锁定在飞行器6上。
如图3和图4所示，位姿检测单元7内部安装有双轴倾角传感器12，用于检测飞行器6的绝对俯仰角rd和绝对翻滚角pd(相对于大地坐标系)，然后通过倾角仪对箱体的绝对俯仰角rx和绝对翻滚角px进行一次型测量，并将数值填写到计算机控制系统的测控软件中，飞行器6和箱体1的俯仰角差δr、翻滚角差δp将自动解算并实时显示在触屏一体机屏幕上；偏航角差δyd(飞行器6相对于箱体1)则通过左(右)安装的位姿检测单元7计算得到：位姿检测单元7的前超声波传感器13和后超声波传感器14的固定安装距离为s固，分别读取到的到箱体侧壁的距离为s前和s后，则相对偏航角
计算机控制系统包括一块带有触摸屏的工控一体机和软件系统。计算机控制系统按照操作者的使用习惯可以安装到车体的任一合适位置，通过三维建模软件建立飞行器6和箱体1整体的三维模型，通过立体图像实时动态显示二者之间的相对俯仰角差δr、翻滚角差δp、偏航角差δyd、升降位移差δl、横向位移差δt。
以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明技术原理的前提下，还可以做出若干改进和变形，这些改进和变形也应视为本发明的保护范围。
1.一种辅助飞行器装填的测控系统，其特征在于，包括飞行器与箱体相对位姿检测单元和计算机控制系统，可辅助进行飞行器装填工作；
所述飞行器与箱体相对位姿检测单元包括位姿检测单元，位姿检测单元的壳体加工成异型形状，与飞行器末端面配合安装，通过螺钉可将各个位姿检测单元固定在对应的位置上；位姿检测单元包括单片机、双轴倾角传感器、超声波传感器，通过所述双轴倾角传感器检测飞行器的绝对俯仰角和绝对翻滚角；通过所述超声波传感器分别检测飞行器和箱体的升降位移差和横向位移差，单片机用于基于超声波传感器计算飞行器相对于箱体的偏航角差；
所述计算机控制系统用于通过和飞行器与箱体相对位姿检测单元进行通信，实时地基于飞行器和箱体的升降位移差和横向位移差显示飞行器相对于箱体的位姿差，对整个装填过程进行三维动态显示，并给出操作者操作提示信息。
2.如权利要求1所述的测控系统，其特征在于，所述位姿检测单元通过zigbee无线方式和计算机控制系统进行通信，然后安装在飞行器末端面的矩形凹槽；位姿检测单元安装完成后，通过其内部的基于重力作用的双轴倾角传感器可读取飞行器的绝对俯仰角rd和绝对翻滚角pd，而飞行器相对于箱体的偏航角差δyd则由单片机通过以下计算方法得到：
前、后安装的两组超声波传感器的固定安装距离为s固，分别读取到的飞行器到箱体侧壁的距离为s前和s后，则偏航角差
3.如权利要求2所述的测控系统，其特征在于，所述计算机控制系统通过zigbee总线接收位姿检测单元的位姿信息，并实时显示检测到的飞行器相对于箱体的相对位姿差，包括俯仰角差δr、翻滚角差δp、偏航角差δyd、升降位移差δl、横向位移差δt，其中通过调整使姿态差接近为0时，得到飞行器和箱体的升降位移差δl和横向位移差δt。
4.如权利要求1所述的测控系统，其特征在于，所述位姿检测单元还包括充电接口、锂电池，充电接口用于锂电池的充电，锂电池用于位姿检测单元的供电。
5.如权利要求1所述的测控系统，其特征在于，所述位姿检测单元还包括电源开关，用于实现位姿检测单元的开启与关闭。
6.如权利要求1所述的测控系统，其特征在于，所述位姿检测单元还包括显示屏，用来显示电量等信息。
7.如权利要求2所述的测控系统，其特征在于，所述飞行器6末端面的矩形凹槽的位置在飞行器加工中保证：上下矩形凹槽中心点连线和左右矩形凹槽中心点连线正交，且左右矩形凹糟中心点连线和两侧弹翼对称点连线平行；每个位姿检测单元的后端加工成t型块，飞行器末端面加工的凹槽与位姿检测单元的t型块配合定位，然后通过锁定孔将位姿检测单元锁定在飞行器上。
8.如权利要求1所述的测控系统，其特征在于，所述单片机为cc2530单片机。
9.一种如权利要求1至8中任一项所述的系统的工作方法。
10.一种如权利要求1至8中任一项所述的系统在飞行器装填技术领域中的应用。
技术总结