CN115856359B - 一种直升机空速在线修正方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了一种直升机空速在线修正方法，其包括S1接收有效空速修正指令，若直升机轮载为空中，进入S2，否则进入S5；S2获取直升机出航和返航指示真空速、出航和返航GPS地速；S3采用出航和返航GPS地速计算不同速度点下真实空速，采用出航和返航指示真空速计算不同速度点下指示真空速；S4采用不同速度点下真实空速和指示真空速作差，得到不同速度点下空速误差；S5采用最小二乘法对不同速度点下的指示真空速和空速误差进行实时拟合，根据预设拟合精度，完成空速误差修正曲线分段，得到各空速误差修正曲线的斜率和截距；S6根据斜率和截距，计算修正真空速；之后根据修正真空速和大气密度比，计算修正指示空速。

Description

一种直升机空速在线修正方法

技术领域

本发明涉及直升机大气系统领域，具体涉及一种直升机空速在线修正方法。

背景技术

直升机空速是由大气数据系统总静压空速管测量迎面总压和机身静压计算获取，飞机常用的空速参数包括指示空速和真空速，主要用于飞行控制、航程计算及参数显示等，是直升机安全飞行的重要参数。由于空速管安装位置误差、仪表误差等因素，大气数据系统计算的空速不可避免存在误差。将存在误差的空速显示给飞行员，可能会误导飞行员执行错误指令，影响飞行安全。因此，对直升机空速修正具有重要意义。

直升机属于旋翼飞行器，受其特殊构型影响，在直升机飞行时，总静压测量易受旋翼干扰，传统固定翼飞机、运输机等采用基于静压源误差的空速修正方法不适用于直升机。CN108090253A公开的空速修正方法，其通过人工分析试飞数据，获取误差修正曲线，并将误差修正曲线植入大气数据系统中完成空速修正。受天气、空域、飞机状态等因素影响，空速修正是一个不断迭代完善的过程，意味着要不断对试飞数据分析，更新误差修正曲线。

试飞数据通常从机上飞行数据记录设备获取，由于飞参数据记录频率通常与大气数据系统输出数据刷新频率不一致，因此还需对数据进行时标对齐，数据分析工作繁琐，增加了数据分析人员的工作量。若空速误差修正曲线发生变化，按现有技术方法，需频繁修改大气数据系统软件，更新空速误差修正曲线，增加了大气数据系统的维护成本。其次，上述空速修正方法至少需要额外一个架次的试飞来评价空速修正效果，飞机每次试飞都需对飞机进行检查、维护，增加了地勤人员的工作量，同时飞机试飞还受空域、天气条件限制，降低了空速修正的效率。

发明内容

针对现有技术中的上述不足，本发明提供的直升机空速在线修正方法解决了现有修正方法修正效率低、维护成本高的问题。

为了达到上述发明目的，本发明采用的技术方案为：

提供一种直升机空速在线修正方法，其包括步骤：

S1、接收有效空速修正指令，并判断直升机是否满足轮载为空中，若是进入步骤S2，否则进入步骤S5；

S2、采用往返等速平飞方法获取直升机出航指示真空速、出航GPS地速、返航指示真空速、返航GPS地速；

S3、采用出航GPS地速和返航GPS地速计算不同速度点下真实空速，采用出航指示真空速和返航指示真空速计算不同速度点下指示真空速；

S4、采用不同速度点下真实空速和指示真空速作差得到不同速度点下空速误差，并将不同速度点下指示真空速和其对应的空速误差进行存储；

S5、采用最小二乘法对不同速度点下的指示真空速和空速误差进行实时拟合，根据预设拟合精度，自动完成空速误差修正曲线分段，得到各空速误差修正曲线的斜率和截距；

S6、根据误差修正曲线的斜率和截距，计算修正真空速；之后根据修正真空速

和大气密度比，计算修正指示空速。

本发明的有益效果为：本方案根据真实空速和GPS地速数学矢量关系自动计算空速误差，实时获取空速误差修正曲线，无需人工对飞参数据分析、更新误差修正曲线等工作，大大减少了数据分析人员的工作量，降低了人力成本，同时避免了频繁更改大气数据系统软件，降低了大气数据系统维护成本。

本方案通过实现空速在线修正，可以确保在空速校准试飞的同时，对空速修正效果进行评价，无需额外架次的试飞工作，有效减少了试飞架次，节约成本，提高了空速修正的效率，具有较强的实际应用价值和经济效益。

进一步地，计算修正指示空速的公式为：

，

其中，

为修正指示空速；

为修正真空速；

为大气密度比；

为大气数据系统采集的静压；Ts为大气数据系统采集的温度。

上述技术方案的有益效果为：本方案通过修正真空速和大气密度比计算修正指示空速，实现对指示空速的修正，从而使得到的指示空速的精度更高，保证了数据的可靠性。

进一步地，所述不同速度点下真实空速的计算方法包括：

A1、分别对出航GPS地速和返航GPS地速进行n次采样，得到出航GPS地速采集值和返航GPS地速采集值；

A2、判断出航GPS地速采集值和返航GPS地速采集值是否满足阈值门限条件Ⅰ，若是，进入步骤A3，否则输出空速在线修正失败，阈值门限条件Ⅰ为：

且

其中，

为阈值门限；

和

分别为第j个速度点下出航GPS地速第1次采集值、返航GPS地速第1次采集值；

和

分别为第j个速度点下出航GPS地速第n次采集值、返航GPS地速第n次采集值；

A3、根据出航GPS地速采集值和返航GPS地速采集值，计算不同速度点下真实空速：

其中，

、

和

分别为第j个速度点对应的出航GPS地速采集值、返航GPS地速采集值和真实空速；

和

分别为第j个速度点下出航GPS地速第i次采集值和返航GPS地速第i次采集值。

上述技术方案的有益效果为：通过对地速采集值设置阈值门限和对多次采集值统计平均，消除了异常数据点对空速误差计算的影响，提高了空速修正的准确性。

进一步地，所述不同速度点下指示真空速的计算方法包括：

B1、分别对出航指示真空速和返航指示真空速进行n次采样，得到出航指示真空速采集值和返航指示真空速采集值；

B2、判断出航指示真空速采集值和返航指示真空速采集值是否满足阈值门限条件Ⅱ，若是，进入步骤B3，否则输出空速在线修正失败，阈值门限条件Ⅱ为：

且

其中，

和

分别为第j个速度点下出航指示真空速第1次采集值和返航指示真空速第1次采集值；

和

分别为第j个速度点下出航指示真空速第n次采集值和返航指示真空速第n次采集值；

B3、根据出航指示真空速采集值和返航指示真空速采集值，计算不同速度点下指示真空速：

其中，

、

和

分别为第j个速度点对应的出航指示真空速采集值、返航指示真空速采集值和指示真空速；

和

分别为第j个速度点下出航指示真空速第

次采集值和返航指示真空速第

次采集值。

上述技术方案的有益效果为：通过对指示真空速采集值设置阈值门限和对多次采集值统计平均，消除了异常数据点对空速误差计算的影响，提高了空速修正的准确性。

进一步地，采用最小二乘法对不同速度点下的指示真空速和空速误差进行实时拟合的方法包括：

C1、初始化参数i=1，k=n，m=1；

C2、采用最小二乘法对(Vc ₁，△Vc ₁)…(Vc _n，△Vc _n )进行实时拟合，其中，Vc ₁和Vc _n 分别为第1个和第n个指示空速点；△Vc ₁和△Vc _n 分别为第一个和第n个指示空速点对应的空速误差；

C3、判断拟合误差是否满足拟合精度，若是，得到第m条误差修正曲线，之后进入步骤C4，否则令k=k-1，返回步骤C2；

C4、判断k是否等于n，若是，输出误差修正曲线，否则令i=k-1，k=n，m=m+1，之后返回步骤C2。

进一步地，采用最小二乘法实时拟合得到空速误差修正曲线的斜率和截距的公式为：

其中，f为斜率；b为截距；

为第j个速度点的空速误差。

上述技术方案的有益效果为：通过实时拟合自动完成空速误差修正曲线分段，获取拟合系数，有效提高了空速修正效率。

进一步地，修正真空速

的计算公式为：

其中，

为大气数据系统计算的指示真空速。

附图说明

图1为直升机空速在线修正方法的修正方法的流程图。

图2为直升机飞行航线示意图。

图3为实施例中空速误差修正曲线。

图4为实施例中修正后空速误差。

具体实施方式

下面对本发明的具体实施方式进行描述，以便于本技术领域的技术人员理解本发明，但应该清楚，本发明不限于具体实施方式的范围，对本技术领域的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本发明的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本发明构思的发明创造均在保护之列。

参考图1，图1示出了直升机空速在线修正方法的流程图；如图1所示，该方法S包括步骤S1至步骤S6。

在步骤S1中，接收有效空速修正指令，并判断直升机是否满足轮载为空中，若是进入步骤S2，否则进入步骤S5；本方案大气数据系统以固定周期T接收飞机上安装的显示控制设备或其它等效设备发送的空速修正指令，其中，周期T=20ms。

在步骤S2中，采用往返等速平飞方法获取直升机出航指示真空速、出航GPS地速、返航指示真空速、返航GPS地速；其中，往返等速平飞方法是指以相同的速度沿直线往返飞行的方式，另外在获取这几个参数时，飞行高度设定为100m，飞行时地面风速应小于3m/s。

在步骤S3中，采用出航GPS地速和返航GPS地速计算不同速度点下真实空速，其具体实现方法为：

A1、分别对出航GPS地速和返航GPS地速进行n次采样，得到出航GPS地速采集值和返航GPS地速采集值；n次采集时间应不低于30s。

A2、判断出航GPS地速采集值和返航GPS地速采集值是否满足阈值门限条件Ⅰ，若是，进入步骤A3，否则输出空速在线修正失败，阈值门限条件Ⅰ为：

且

其中，

为阈值门限，优选取值为

；

和

分别为第j个速度点下出航GPS地速第1次采集值、返航GPS地速第1次的采集值；

和

分别为第j个速度点下出航GPS地速第n次采集值、返航GPS地速第n次采集值；

A3、根据出航GPS地速采集值和返航GPS地速采集值，计算不同速度点下真实空速：

其中，

、

和

分别为第j个速度点对应的出航GPS地速采集值、返航GPS地速采集值和真实空速；

和

分别为第j个速度点下出航GPS地速第i次采集值和返航GPS地速第i次采集值。

本方案在进行不同速度点下真实空速计算时，需满足约束条件：直升机往返时的风速大小和风向保持不变。

采用出航指示真空速和返航指示真空速计算不同速度点下指示真空速，其具体实现方法包括：

B1、分别对出航指示真空速和返航指示真空速进行n次采样，得到出航指示真空速采集值和返航指示真空速采集值；n次采集时间应不低于30s。

B2、判断出航指示真空速采集值和返航指示真空速采集值是否满足阈值门限条件Ⅱ，若是，进入步骤B3，否则输出空速在线修正失败，阈值门限条件Ⅱ为：

且

其中，

和

分别为第j个速度点下出航指示真空速第1次采集值和返航指示真空速第1次采集值；

和

分别为第j个速度点下出航指示真空速第n次采集值和返航指示真空速第n次采集值；

B3、根据出航指示真空速采集值和返航指示真空速采集值，计算不同速度点下指示真空速：

其中，

、

和

分别为第j个速度点对应的出航指示真空速采集值、返航指示真空速采集值和指示真空速；

和

分别为第j个速度点下出航指示真空速第i次采集值和返航指示真空速第i次采集值。

在步骤S4中，采用不同速度点下真实空速和指示真空速作差得到不同速度点下空速误差，并将不同速度点下指示真空速和其对应的空速误差进行存储；

在步骤S5中，采用最小二乘法对不同速度点下的指示真空速和空速误差进行实时拟合，得到空速误差修正曲线的斜率和截距；

实施时，本方案优选采用最小二乘法实时拟合得到空速误差修正曲线的斜率和截距的公式为：

其中，f为斜率；b为截距；

为第j个速度点的空速误差。

在步骤S6中，根据误差修正曲线的斜率和截距，计算修正真空速：

其中，

为大气数据系统计算的指示真空速；

之后根据修正真空速

和大气密度比，计算修正指示空速：

，

其中，

为修正指示空速；

为修正真空速；

为大气密度比；

为大气数据系统采集的静压；Ts为大气数据系统采集的温度。

在本发明的一个实施例中，采用最小二乘法对不同速度点下的指示真空速和空速误差进行实时拟合的方法包括：

C1、初始化参数i=1，k=n，m=1；

C2、采用最小二乘法对(Vc ₁，△Vc ₁)…(Vc _n，△Vc _n )进行实时拟合，其中，Vc ₁和Vc _n 分别为第1个和第n个指示空速点；△Vc ₁和△Vc _n 分别为第一个和第n个指示空速点对应的空速误差；拟合时以

为自变量，

为因变量，拟合精度设置为1.5km/h；

C3、判断拟合误差是否满足拟合精度，若是，得到第m条误差修正曲线，之后进入步骤C4，否则令k=k-1，返回步骤C2；

C4、判断k是否等于n，若是，输出误差修正曲线，否则令i=k-1，k=n，m=m+1，之后返回步骤C2。

以某型直升机空速修正为实例，其飞行航线可以参考图2；采用本方案的方法自动计算空速误差，利用指示真空速及其对应的空速误差，根据预设拟合误差实时拟合得到的空速误差修正曲线图3所示。

从图3可以看出，空速误差随着指示真空速的增加逐渐变大，整体上与指示真空速呈线性关系，空速误差最大达到了40km/h，较大的空速误差影响飞行控制与显示，不利于直升机的安全飞行。

图4为经本方案修正后的空速与真实空速的误差，从图中可以看出，修正后空速与真实空速接近，最大空速误差仅1.4km/h，空速误差明显降低，有效提高了飞行品质。

综上所述，本方案的空速在线修正方法减少了直升机试飞架次，提高了空速修正效率，降低了大气数据系统的维护成本。

Claims (5)

1.一种直升机空速在线修正方法，其特征在于，包括步骤：

S1、接收有效空速修正指令，并判断直升机是否满足轮载为空中，若是进入步骤S2，否则进入步骤S5；

S2、采用往返等速平飞方法获取直升机出航指示真空速、出航GPS地速、返航指示真空速、返航GPS地速；

S3、采用出航GPS地速和返航GPS地速计算不同速度点下真实空速，采用出航指示真空速和返航指示真空速计算不同速度点下指示真空速；

S4、采用不同速度点下真实空速和指示真空速作差，得到不同速度点下空速误差，并将不同速度点下指示真空速和其对应的空速误差进行存储；

S5、采用最小二乘法对不同速度点下的指示真空速和空速误差进行实时拟合，根据预设拟合精度，完成空速误差修正曲线分段，得到各空速误差修正曲线的斜率和截距；

S6、根据误差修正曲线的斜率和截距，计算修正真空速；之后根据修正真空速

和大气密度比，计算修正指示空速；

所述不同速度点下真实空速的计算方法包括：

A1、分别对出航GPS地速和返航GPS地速进行n次采样，得到出航GPS地速采集值和返航GPS地速采集值；

A2、判断出航GPS地速采集值和返航GPS地速采集值是否满足阈值门限条件Ⅰ，若是，进入步骤A3，否则输出空速在线修正失败，阈值门限条件Ⅰ为：

且

其中，

为阈值门限；

和

分别为第j个速度点下出航GPS地速第1次采集值和返航GPS地速第1次采集值；

和

分别为第j个速度点下出航GPS地速第n次采集值和返航GPS地速第n次采集值；

A3、根据出航GPS地速采集值和返航GPS地速采集值，计算不同速度点下真实空速：

其中，

、

和

分别为第j个速度点对应的出航GPS地速采集值、返航GPS地速采集值和真实空速；

和

分别为第j个速度点下出航GPS地速第i次采集值和返航GPS地速第i次采集值；

所述不同速度点下指示真空速的计算方法包括：

B1、分别对出航指示真空速和返航指示真空速进行n次采样，得到出航指示真空速采集值和返航指示真空速采集值；

B2、判断出航指示真空速采集值和返航指示真空速采集值是否满足阈值门限条件Ⅱ，若是，进入步骤B3，否则输出空速在线修正失败，阈值门限条件Ⅱ为：

且

其中，

和

分别为第j个速度点下出航指示真空速第1次采集值和返航指示真空速第1次采集值；

和

分别为第j个速度点下出航指示真空速第n次采集值和返航指示真空速第n次采集值；

B3、根据出航指示真空速采集值和返航指示真空速采集值，计算不同速度点下指示真空速：

其中，

、

和

分别为第j个速度点对应的出航指示真空速采集值、返航指示真空速采集值和指示真空速；

和

分别为第j个速度点下出航指示真空速第i次采集值和返航指示真空速第i次采集值。

2.根据权利要求1所述的直升机空速在线修正方法，其特征在于，修正指示空速的计算公式为：

，

其中，

为修正指示空速；

为修正真空速；

为大气密度比；

为大气数据系统采集的静压；Ts为大气数据系统采集的温度。

3.根据权利要求1或2所述的直升机空速在线修正方法，其特征在于，采用最小二乘法对不同速度点下的指示真空速和空速误差进行实时拟合的方法包括：

C1、初始化参数i=1，k=n，m=1；

C2、采用最小二乘法对(Vc ₁，△Vc ₁)…(Vc _n，△Vc _n)进行实时拟合，其中，Vc ₁和Vc _n分别为第1个和第n个指示空速点；△Vc ₁和△Vc _n分别为第一个和第n个指示空速点对应的空速误差；

C3、判断拟合误差是否满足拟合精度，若是，得到第m条误差修正曲线，之后进入步骤C4，否则令k=k-1，返回步骤C2；

C4、判断k是否等于n，若是，输出误差修正曲线，否则令i=k-1，k=n，m=m+1，之后返回步骤C2。

4.根据权利要求3所述的直升机空速在线修正方法，其特征在于，采用最小二乘法实时拟合得到空速误差修正曲线的斜率和截距的公式为：

其中，f为斜率；b为截距；

为第j个速度点的空速误差。

5.根据权利要求4所述的直升机空速在线修正方法，其特征在于，修正真空速

的计算公式为：

其中，

为大气数据系统计算的指示真空速。

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