CN104318107B - 一种跨大气层飞行飞行器的高精度大气数据获取方法 - Google Patents

Abstract

一种跨大气层飞行飞行器的高精度大气数据获取方法，立足于传统空速管测量技术和嵌入式大气测量手段，通过系统模型建立、冗余设计、温度补偿设计、数据融合等实现准确、快速获取满足跨大气层飞行器的大气试验数据。主要采用基于多点测压的压力传感器测压点布局的冗余设计技术和三点法解算模型的有效性选择策略，解决了测压孔故障过程中数据获取的可靠性；提出了一种温度补偿设计技术，解决了高温条件下空气比热变化引起的压力测量变化问题，提高压力测量精度；采用基于不同参数测量方式的大气数据测量手段，对测量数据进行数据融合，为跨大气层大气数据求解模型提供输入。

Description

一种跨大气层飞行飞行器的高精度大气数据获取方法

技术领域

本发明涉及一种跨大气层飞行飞行器的高精度大气数据获取方法，属于飞行器导航与控制技术领域。

背景技术

飞行器大气数据的精确测量对飞行控制、测量及安全性起重要作用。国内外在类似飞行器中均开展了大气数据研究，受国内高速飞行器发展的制约，大气数据系统的研究仍旧以航空低速飞行器所使用的空速管、压差式传感器为代表的大气数据系统为主，同时国内专家也对嵌入式大气技术进行了研究攻关，主要从系统的结构布局、解算算法、测试系统设计、补偿算法、仿真分析和误差校正算法等方面进行研究，取得了一定的进展，但完整意义上的嵌入式大气技术还没有发展到全面的工程应用阶段。国外在此类飞行器中开展大气数据系统研究起步较早，其中的X系列飞行器、航天飞行器等均采用了FADS系统。

由于跨大气层飞行器在飞行过程中，飞行器表面将产生巨大的气动热，因此采用探头式大气数据系统已经难以实现，但采用基于空气动力学模型的嵌入式大气数据系统虽然能够实现大气数据的解算和应用，但如何建立一套高精度的大气数据系统设计方法，减少系统设计及研制的时间，提高系统可靠性，是提高飞行器整体研制进程的关键。

发明内容

本发明解决的技术问题为：克服现有技术不足，提供一种跨大气层飞行器的高精度大气数据获取方法，解决了飞行器低速飞行条件下对大气数据的精确获取，为导航、制导与控制提供了高可靠的数据源，保证了飞行器飞行的安全。

本发明解决的技术方案为：一种跨大气层飞行飞行器的高精度大气数据获取方法，步骤如下：

(1)建立三维坐标系，将飞行器的尾端面定义为垂直基准面；原点O定义为位于机头顶点，机头顶点是指飞行器对称面与机身外形面的交线距垂直基准面的最远点；X轴是过坐标原点O的垂直基准面的法线，指向机体前方为正；Y轴位于飞行器对称面内，垂直于X轴，指向飞行器机体飞行方向右侧为正方向；Z轴按右手法则确定；

(2)在飞行器的机头位置设置攻角传感器、总温传感器及侧滑角传感器；

(3)步骤(2)设置的攻角传感器采集飞行器攻角的电压信号，总温传感器采集飞行器总温，侧滑角传感器采集飞行器的侧滑角角度数据；

(4)在步骤(1)建立的坐标系下，在垂直于飞行器的头锥的Z轴方向上的圆形或椭圆形切面上，等距离设置多个压力传感器引气节点；

(5)根据步骤(4)设置的多个传感器节点采集的大气压力数据，对飞行器的压力测量管路的温度进行高温修正，生成一组新的大气管路压力数据；

(6)将步骤(5)中新的大气压力数据进行信号调理成大气压力数字量信号p_i；

(7)使用三点法，根据步骤(6)的大气压力数字量信号p_i和步骤(3)的飞行器攻角的电压信号，飞行器总温，侧滑角电压信号，解算得到飞行器的攻角α、飞行器的侧滑角β、飞行器的动压q_c、飞行器的静压p_∞、飞行马赫数M_a∞；

(8)当压力引气节点出现故障时，选择备份节点重新进行计算，重复步骤(4)至步骤(7)。

(9)步骤(3)与步骤(7)得到的大气数据参数在嵌入式大气数据计算机中生成高精度参数输出。

本发明与现有技术相比的优点在于：

(1)本发明采用基于多点测压的压力传感器测压点布局的冗余设计技术和三点法解算模型的有效性选择策略，解决了测压孔故障过程中数据获取的可靠性；

(2)本发明采用了温度补偿设计技术，解决了高温条件下空气比热变化引起的压力测量变化问题，提高压力测量精度；

(3)本发明采用基于不同参数测量方式的大气数据测量手段，对测量数据进行数据融合，为跨大气层大气数据求解模型提供输入。

附图说明

图1为本发明的方法流程图；

图2为本发明压力测量孔布局示意图；

图3为本发明测压孔圆周角及圆锥角定义示意图，其中(a)为圆锥角定义，(b)为圆周角定义；

图4为本发明大气数据计算机组成示意图；

图5为本发明系统硬件组成示意图。

具体实施方式

本发明的基本思路为：如图1所示，提供一种跨大气层飞行飞行器的高精度大气数据获取方法，首先通过建立三维坐标系，定义飞行器的头锥顶点定义为坐标轴原点，过原点的水平线作为X轴，飞行器的飞行方向右侧定义为X轴的正方向，过原点垂直于X轴向上为Y轴正方向，通过右手定则，得到Z轴；在飞行器的机头位置设置攻角传感器、总温传感器及侧滑角传感器；通过设置的攻角传感器采集飞行器攻角的电压信号，总温传感器采集飞行器总温，侧滑角传感器采集飞行器的侧滑角角度数据；在所建立的坐标系下，在垂直于飞行器的头锥的Z轴方向上的圆形或椭圆形切面上，等距离设置多个压力传感器节点，其传感器节点为双冗余配置；根据设置的多个传感器节点采集的大气压力数据，对飞行器的压力测量管路的温度进行高温修正，生成一组新的大气管路压力数据；将新的大气压力数据进行信号调理成大气压力数字量信号p_i；使用三点法，根据大气压力数字量信号p_i和飞行器攻角的电压信号，飞行器总温，侧滑角电压信号，解算得到飞行器的攻角α、飞行器的侧滑角β、飞行器的动压q_c、飞行器的静压p_∞、飞行马赫数M_a∞；当压力引气节点出现故障时，选择备份节点重新进行计算，重复上述过程完成计算。

下面结合附图对本发明做进一步详细描述，如图2所示，在飞行器头锥处的蒙皮表面布置传感器节点，将迎流的压力气流通过内置的管路引入内置传感器阵列，感受每个节点的压力值P_i及P_ia(i＝1，2，3……)，其中，P_ia为冗余节点，按照冗余设计的原则，对内部的压力传感器进行布置，图2中冗余配置节点和原节点采用同一压力敏感传感器。

当系统正常工作时，选择P_i或P_ia中的压力值进行计算；当出现节点问题或传感器故障时，自动跳过此输出信号。

传感器压力信号的有效性选择策略为：判断两个备份传感器节点的敏感压力值，当其攻角、侧滑角固定，其敏感压力差值在一定误差规范限Δp，为Δp的取值建立表格，形成Δp与传感器工作优劣的对应关系Δp～f(k)，其中k为与压力及节点位置相关的系数，通过计算机查表完成有效性判断。

同时，为了减少数据解算过程的复杂性，在飞行器的头锥部位设置固定节点，提高计算效率，在选择节点计算过程中，首先通过选择穿过头锥节点的切面节点，当出现双冗余节点出现故障时，选择在同一切面的另外一组节点。

图3给出了飞行器头锥部位测压孔圆周角及圆锥角的定义，其中图3的(a)为圆锥角定义，图3的(b)为圆周角定义。

本方法采用了基于空速管、攻角侧滑角传感器、总温传感器的大气数据系统，通过大气数据计算机进行解算，给出大气数据的计算结果。图4给出了其系统组成，攻角传感器敏感出攻角的2路信号输出至大气数据计算机1、2，侧滑角传感器敏感出侧滑角的2路信号输出至大气数据计算机1、2，总温传感器敏感出飞行器飞行过程中的总温。2台大气数据计算机实现硬件冗余配置，所产生的大气解算数据输出至飞行器控制计算机，作为高精度大气数据解算的输入初值，以缩小数据搜索范围，提高查表效率。

由于飞行器飞行过程中，需要经历高速的气动加热影响，嵌入式大气数据系统的引气节点需要耐受较高温度，飞行器表面压力波受温度影响较大，跨大气层飞行器快速的沉降速度导致在低空域范围内，飞行器嵌入引气节点及附近温度较高，气流密度变化导致压力波在细小引气管路中传播异常，有管路的摩擦阻尼、压力干扰等。在进行管路设计时，冗余节点采用相近似的管路布局结构，同时减少管路的长度，缩短压力波传输的路径。分析得出，压力值与管路的几何外形(直径D、长度L)、气流密度ρ₀有关，在本设计方法中，采用了温度控制系统控制管路中气流的温度，使引气密度在合适的范围内波动。

系统设计硬件采用模块化设计，其组成图见图5。其中，机头压力传感器组件硬件产品硬件主要由CPU板组件、电源/接口板组件、大底板组件和传感器组件几部分构成，其中，两个CPU板组件在软、硬件设计上完全相同。除压力传感器组合件外，其余全部采用双余度设计，即内部包含2套相互独立的采集/处理模块和电源模块。保证了系统工作的高可靠性。同时，由于本设计的输入数据包含飞行器的大气试验数据，在嵌入式大气数据解算过程中，能够提高解算效率。后处理过程中的校准及修正单元提供数据修正补偿算法，解决了飞行器控制过程对高精度大气数据的需求。

三点法求解过程介绍：

首先按照运动学方程，得到简化后的空气动力学模型为：

p_i＝q_c[cos²θ_i+εsin²θ_i]+P_∞ (1)

p_i为第i个测压点的压强；θ_i为i点的入射角(该点的曲面法线方向与来流速度矢量的夹角)；

θ_i通过下面公式来确定：

cosθ_i＝cosαcosβcosλ_i+sinβsinφ_isinλ_i+sinαcosβcosφ_isinλ_i (2)

α为攻角，β为侧滑角，φ_i为第i点的圆周角，λ_i为第i点的圆锥角；圆周角和圆锥角定义见图2。

形压系数ε是攻角α、侧滑角β、马赫数M_a∞的函数，可以通过风洞试验确定：

ε＝f(α,β,M_a∞) (3)

动压q_c、静压P_∞与马赫数M_a∞的关系为：

按照此方程组求解，就可以解出攻角α、侧滑角β、动压q_c、静压p_∞、马赫数M_a∞。

其具体计算过程如下：

首先选取压力传感器阵列中的三点i，j，k，其圆周角φ_i＝0°和180°其压力值分别为p_i，p_j，p_k，代入式(1)得

Γ_jicos²θ_k+Γ_kicos²θ_i+Γ_ikcos²θ_j＝0 (5)

其中Γ_ji＝p_j-p_i，Γ_ki＝p_k-p_i，Γ_ik＝p_i-p_k；

根据圆周角为φ_i＝0°和180°，将式(2)简化为：

cos(θ_i)＝cos(α)cos(β)cos(λ_i)+sin(α)cos(β)cos(φ_i)sin(λ_i) (6)

将式(6)代入式(5)简化得：

根据简化的式(7)为攻角α的三角函数，可求解得到攻角α。

利用求解得到的攻角α，定义如下变量：

将式(8)代入式(2)得到式(9)

cos(θ_ijk)＝a_ijkcos(β)+b_ijksin(β) (9)

将式(9)代入式(5)得到侧滑角β的方程，可求得侧滑角。

求出攻角α、侧滑角β后代入式(2)可得入射角θ_i，将入射角代入式(1)得到矩阵形式的空气动力学模型，

将形压系数视为已知常数，运用进行迭代求得动压q_c、静压P_∞。

得到动压和静压后根据式(4)，当马赫数M_a∞＝1时，可根据动压和静压的比值按分段函数进行马赫数求解。

本发明未详细阐述部分属于本领域公知技术。

Claims (2)

1.一种跨大气层飞行飞行器的高精度大气数据获取方法，其特征在于步骤如下：

(1)建立三维坐标系，将飞行器的尾端面定义为垂直基准面；原点O定义为位于机头顶点，机头顶点是指飞行器对称面与机身外形面的交线距垂直基准面的最远点；X轴是过坐标原点O的垂直基准面的法线，指向机体前方为正；Y轴位于飞行器对称面内，垂直于X轴，指向飞行器机体飞行方向右侧为正方向；Z轴按右手法则确定；

(2)在飞行器的机头位置设置攻角传感器、总温传感器及侧滑角传感器；

(3)步骤(2)设置的攻角传感器采集飞行器攻角的电压信号，总温传感器采集飞行器总温，侧滑角传感器采集飞行器的侧滑角角度数据；

(4)在步骤(1)建立的坐标系下，在垂直于飞行器的头锥的Z轴方向上的圆形或椭圆形切面上，等距离设置多个压力传感器节点；

(5)根据步骤(4)设置的多个传感器节点采集的大气压力数据，对飞行器的压力测量管路的温度进行高温修正，生成一组新的大气管路压力数据；

(6)将步骤(5)中新的大气压力数据进行信号调理成大气压力数字量信号p_i；

(7)使用三点法，根据步骤(6)的大气压力数字量信号p_i和步骤(3)的飞行器攻角的电压信号，飞行器总温，侧滑角电压信号，解算得到飞行器的攻角α、飞行器的侧滑角β、飞行器的动压q_c、飞行器的静压p_∞、飞行马赫数M_a∞，三点法如下：

首先按照运动学方程，得到简化后的空气动力学模型为：

p_i＝q_c[cos²θ_i+εsin²θ_i]+P_∞ (1)

p_i为第i个测压点的压强；θ_i为i点的入射角，即该点的曲面法线方向与来流速度矢量的夹角；

θ_i通过下面公式来确定：

cosθ_i＝cosαcosβcosλ_i+sinβsinφ_isinλ_i+sinαcosβcosφ_isinλ_i (2)

α为攻角，β为侧滑角，φ_i为第i点的圆周角，λ_i为第i点的圆锥角；

形压系数ε是攻角α、侧滑角β、马赫数M_a∞的函数，能够通过风洞试验确定：

ε＝f(α,β,M_a∞) (3)

动压q_c、静压P_∞与马赫数M_a∞的关系为：

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按照此方程组求解，解出攻角α、侧滑角β、动压q_c、静压p_∞、马赫数M_a∞；

(8)当压力引气节点出现故障时，选择备份节点重新进行计算，节点的有效性选择策略为：传感器压力信号的有效性选择策略为：判断两个备份传感器节点的敏感压力值，当其攻角、侧滑角固定，其敏感压力差值在一定误差规范限Δp，为Δp的取值建立表格，形成Δp与传感器工作优劣的对应关系Δp～f(k)，其中k为与压力及节点位置相关的系数，通过计算机查表完成有效性判断，重复步骤(4)至步骤(7)；

(9)步骤(3)与步骤(7)得到的大气数据参数在嵌入式大气数据计算机中生成高精度参数输出。

2.根据权利要求1所述的一种跨大气层飞行飞行器的高精度大气数据获取方法，其特征在于：所述的步骤(4)的压力传感器节点为双冗余配置。