大氣系統(tǒng)校準的基準空速管法

劉華勇，劉 莉，曹放華

(1.成都飛機工業(yè)(集團)公司飛行試驗中心，成都 610091；2.成飛集成科技股份有限責任公司，成都 610091)

0 引言

航空器大氣系統(tǒng)為飛行控制、導航、火控、動力和環(huán)控等系統(tǒng)提供關鍵控制參數(shù)，大氣系統(tǒng)的校準精度直接關系到飛機各系統(tǒng)操控準確性、可靠性、作戰(zhàn)/經(jīng)濟效能、空中交通管制和飛行安全［1］。大氣系統(tǒng)校準包括全壓和靜壓源位置誤差校準。

近年來，國外試飛校準方法，先后發(fā)展過真空膜盒氣壓計法、拖拽靜壓法、速度里程法、俯視環(huán)飛法、全壓管法、編隊飛行法、雷達跟蹤法、GPS參考高度法［2］，120°等速平飛法［3］，GPS 風盒子技術［4］等試飛方法。國內(nèi)近年先后出現(xiàn)了雷達法、雷達-照相經(jīng)緯儀法、照相法、無液靜壓表法、幾何法、標準飛機法、無線電高度表法、雷達-溫度法、加速度計-姿態(tài)儀法、照相截時法、音速法、溫度法［5］、GPS往返等速平飛法［6］、GPS 速度-高度法［7］、GPS-Ma 迭代法［8］、微波空間定位法［9］和高度分層 GPS速度法［10］等方法。

這些試飛方法均不能完成全壓和靜壓同步校準(除標準飛機法外)；校準精度很難滿足國際適航認證(FAR25)、300m垂直間距空中交通管制(RVSM，Reduced Vertical Separation Minimums)、國 軍 標(GJB1190)、補償式全靜壓受感器鑒定的需求；方法不能確定校準結果偏離實際基準的系統(tǒng)誤差，這通常也是校準試驗結果是否可信的關鍵。標準飛機法以標準飛機作為基準器，試驗設備昂貴、試飛起落成倍增加、編隊飛行難度大起落有效率低。

在大氣校準領域，拖錐是公認的靜壓測量基準器，但它不具備全壓測量功能；敞口式標準空速管的敞口是公認的全壓測量基準器，但其靜壓受感器又受飛機擾流影響。“基準空速管法”結合了兩者的優(yōu)勢，采用拖錐對標準空速管的靜壓進行“飛行檢定”，采用敞口測量全壓，從而為大氣系統(tǒng)全壓和靜壓校準建立可靠的參考基準，然后采用“自伴飛”方式，以標準空速管替換標準飛機，有效解決大氣系統(tǒng)全壓和靜壓同步校準、精度、基準和可信度問題。

1 直接校準法

1.1 校準方法

一般情況下，選作飛行試驗專用的標準空速管比批生產(chǎn)型常規(guī)空速管的測試精度高出一個數(shù)量級，其各項指標符合NIST/MIL-STD-45662A的嚴格要求，于是我們初步假定專用空速管可以直接作為標準量具，將其量測全壓 pTS、靜壓 pSS、迎角 αS、側(cè)滑角 βS值作為大氣系統(tǒng)的基準值。其觀測模型表述為

于是，在各個高度層選取若干個速度點，將待校準大氣系統(tǒng)的測量全壓pTI、靜壓pSI、迎角αI、側(cè)滑角βI與基準值比較，采用“點對比較法”便可得到大氣系統(tǒng)靜壓、動壓(計入了全壓修正量)、氣流角的校準量。其解算模型如下

1.2 初步試驗結果

近期，采用NASA某指定供應商生產(chǎn)的xxx-xx系列某型直鼻敞口直桿式標準空速管，經(jīng)加強頭罩和加長撐桿安裝在某型飛機上，對大氣系統(tǒng)進行了校準試飛。按照直接校準法基本原理，并進行ΔH(M，pH)=f(ΔP，M，pH)常規(guī)轉(zhuǎn)換，圖1按高度形式給出了該飛機機身L型全壓和靜壓受感器的全壓和靜壓源位置誤差修正量(PEC，position error correction)試驗結果曲線。為初步驗證該方法的可靠性，同時給出了GPS高度法對同一L型空速管的校準試驗結果。

圖1 直接校準法及GPS高度法校準L型空速管試驗結果對比Fig.1 Standard-air-data-boom method vs.GPS-based PEC results for L-tube

從圖中可以初步看到，兩種方法在亞跨聲速段存在較大差異，臨界Ma數(shù)后具有較好的一致性。我們認為，待校準L型空速管處于外凸形機頭側(cè)上方，因此其亞聲速校準量應為負值；亞聲速段，隨著Ma數(shù)增加，機身逆?zhèn)鞯闹饾u增強的壓縮波應使得校準量逐漸正向發(fā)展；進入跨聲速區(qū)，由于外凸形機頭前部迎流楔形角趨小漸變，機頭前部出現(xiàn)膨脹波，與后方壓縮波交界處形成激波，并隨著Ma數(shù)增加逐漸后移，掠過靜壓孔時，校準量應達到正的極值，緊接著L型空速管進入膨脹波系，校準量應出現(xiàn)負的極值。對照兩種試驗結果，可以發(fā)現(xiàn)，GPS高度法的結果曲線更為合理，標準空速管法在亞跨聲速段的校準可能存在著較大的偏差。

2 基準空速管校準法

2.1 方法原理

大家知道，試飛專用空速管本身采用先進的設計和精密的加工工藝，其全壓誤差極小，飛行試驗中可以直接作真值處理。空速管本身的剩余靜壓誤差也很小，但這是在地面實驗室條件下的檢定結果。我們認為，標準空速管并未針對被試飛機靜壓位置誤差修正量進行補償設計，以有限支撐長度配裝飛機，在真實飛行條件下，其量測靜壓將受到兩個主要因素的影響：亞聲速時較小的機頭逆向壓縮波擾流、臨界Ma數(shù)后機頭激波向后掠過靜壓孔時較大的沖擊，由此可能引起不可忽略的靜壓測量偏差。另一方面，如果測量主要受此影響，那么由于機頭激波掠過靜壓孔后，激波的“遮蔽”作用原理，標準空速管測量不再受飛機外形影響，而其本身的激波修正量又很小，則這種影響應只在亞跨聲速段起作用，校準偏差應當呈現(xiàn)亞跨聲速段較大、超聲速后較小的現(xiàn)象。圖1的試驗結果證實了這種推斷。

所以有理由認為，直接校準法的試驗結果偏差主要來自于飛機擾流及激波引起的靜壓位置誤差修正量，是由于校準儀器設備——標準空速管測量條件與規(guī)定使用條件不符造成的。根據(jù)計量學，測量條件不符是儀器系統(tǒng)誤差4大來源之一，上述偏差應歸屬于儀器系統(tǒng)誤差。高精度大氣系統(tǒng)校準試驗中，系統(tǒng)誤差需要嚴加處理。消除儀器系統(tǒng)誤差常采用點對比較法、替代法、校準儀器、對稱測量、線性觀測法等有效方法，在此采用校準儀器法。

鑒于此，要采用標準空速管作為大氣系統(tǒng)校準的標準量具，必須首先按照實際“測量條件”，選用高精度基準量具，對其進行實際工況狀態(tài)的“飛行檢定”，然后采用“校準儀器法”獲得標準空速管量測靜壓及氣流角的儀器偏差修正量檢定曲線ΔpSS(M)、ΔαS(M)、ΔβS(M)。以此為依據(jù)優(yōu)化大氣系統(tǒng)校準基準的數(shù)學模型

經(jīng)“飛行檢定”后的標準空速管，便成為大氣系統(tǒng)校準的基準空速管，可按(3)式為大氣系統(tǒng)校準提供校準參考基準。這樣，消除了標準空速管儀器系統(tǒng)誤差后，新方法的系統(tǒng)誤差就減小到拖錐基準器量級。

飛行檢定時，必須選用本身剩余靜壓誤差小且不受飛機擾流影響的拖錐或者自身量測機理與大氣參數(shù)不相關的高精度外測設備(如DGPS)作為檢定手段。“飛行檢定”試飛后，再按照(3)式為大氣系統(tǒng)校準建立參考基準，然后采用“自伴飛”完成機載L型空速管校準試飛，選用“點對比較法”，按照(2)式的數(shù)據(jù)處理方法，以及常規(guī)換算，獲得大氣系統(tǒng)的校準量。

2.2 試驗結果及分析

由于缺少現(xiàn)成的拖錐，為驗證方法原理，隨后采用了DGPS速度法作為標準空速管的“飛行檢定”手段，圖2給出了高度形式的標準空速管的儀器偏差修正量檢定曲線。

圖2 標準空速管儀器偏差修正量Fig.2 Bias correction for the standard-air-data-boom

從圖中可以看出，這是一條典型的機頭空速管靜壓源位置誤差修正量曲線，低速時修正量較小，隨著速度增加，機頭前方壓縮波增強，修正量逐漸變大，臨界Ma數(shù)時機頭激波向后掠過靜壓孔引起較大的沖擊，修正量達到最大值，超音后，由于激波的“遮蔽”作用，修正量突降至零，其后有空速管本身導致的小量的激波修正量。試驗表明，標準空速管在機上安裝后，亞跨聲速段的確存在較大的儀器偏差修正量。

以此檢定曲線為依據(jù)，按照數(shù)學模型(3)建立大氣系統(tǒng)的校準基準，然后按照(2)式的數(shù)據(jù)處理方法和常規(guī)換算，便可獲得大氣系統(tǒng)L型空速管的校準量。圖3基于基準空速管法按高度形式給出了對L型空速管的校準結果，同樣一并給出了GPS高度法的試驗結果，以驗證方法原理的正確性。

圖3 基準空速管法與GPS高度法校準L型空速管試驗結果對比Fig.3 Reference-air-data-boom method vs.GPS-based PEC results for L-tube

由圖3可以清楚地看到，與直接校準法相比，采用基準空速管法亞跨聲速段較大的結果偏差基本消除；與GPS高度法相比，在全速度范圍內(nèi)，試驗結果介于±38.1m誤差包絡線內(nèi)，具有較好的一致性。局部區(qū)域的小量偏差，主要源自被GPS高度法簡化的“試驗航線實際大氣壓力梯度”引起的偏差以及采用GPS速度法(而非拖錐)作為標準空速管的“飛行檢定”手段帶來的小量誤差。

3 討論

(1)全壓和靜壓同步校準需求。國際適航認證AC25-7要求，必須對大氣系統(tǒng)全壓和靜壓均進行校準。現(xiàn)有方法除全壓管法、標準飛機法外，包括最新發(fā)展的GPS系列方法，均未進行全壓校準；而全壓管法只校準全壓(不能校準靜壓)，標準飛機法實施成本、難度幾乎無法承受，均不能滿足工程上同步校準需要。

基準空速管法試飛專用敞口式標準空速管自帶的敞口式全壓受感器是公認的全壓基準器，可直接為待校準大氣系統(tǒng)提供全壓基準；同時采用拖錐對該標準空速管的靜壓受感器進行“飛行檢定”，可為大氣系統(tǒng)校準提供靜壓基準。這樣，該試飛專用空速管同時作為全壓和靜壓的基準量具，通過“自伴飛”方式，便可實現(xiàn)對飛機大氣系統(tǒng)全壓和靜壓的同步校準。

(2)校準精度。根據(jù) FAR25、RVSM 、GJB1190要求，在8841m以下高度層，大氣系統(tǒng)容差必須小于76.2m，扣除大氣計算顯示容差30.48m及大氣受感器重復性容差15.24m，則校準方法容差(3σ)須小于38.1m(即標準誤差須小于12.7m)；系統(tǒng)誤差須小于25m。現(xiàn)有校準方法均未考慮系統(tǒng)誤差，而校準的偶然誤差，GPS高度法約為35m，GPS速度法約為15m，均不能嚴格滿足工程需要。

標準空速管靜壓經(jīng)拖錐檢定，在12500m高度以下，拖錐相對于實際大氣的標準誤差小于1.5m，標準空速管測量當?shù)仂o壓的標準誤差小于3.8m，則可知標準空速管提供的靜壓相對于實際大氣的系統(tǒng)誤差-新方法系統(tǒng)誤差小于5.3m。按(3)式、(2)式對大氣系統(tǒng)進行校準，在分析其偶然誤差時，除需計入標準空速管測量誤差外，還需計入飛機空速管標準誤差6.75m，那么基準空速管法試驗結果的偶然誤差小于7.75m。可見，基準空速管法試驗結果系統(tǒng)誤差小于25m，偶然誤差小于12.7m，可以較全面滿足校準精度要求。

(3)參考基準。基準空速管具有較高精確度，又基于拖錐檢定，按計量學技術法規(guī)，經(jīng)基準器檢定具有一定準確度的計量器具可作為標準器具，為工作計量器具(大氣系統(tǒng))提供校準基準。

(4)結果可信度。大氣系統(tǒng)校準試驗屬于精密測量，系統(tǒng)誤差與偶然誤差需要嚴加區(qū)分，并分別處理。現(xiàn)行多數(shù)校準方法，不能通過與參考基準的比較確定出其系統(tǒng)誤差，無法知曉其與實際值的偏離程度，這通常是試驗結果可信度的致命缺陷。基準空速管法基于實際大氣基準建立，可解析確定其試驗結果與實際值的偏離程度，定量給出系統(tǒng)誤差，且系統(tǒng)誤差、偶然誤差值遠遠優(yōu)于相關領域的技術指標要求，具有較高的可信度。

依照國際適航認證等的要求，為控制大氣系統(tǒng)的生產(chǎn)配裝質(zhì)量，每生產(chǎn)5架飛機須抽檢一架進行容差驗證試飛，同時須在外場定期進行大氣系統(tǒng)重復性容差檢查試飛，若采用現(xiàn)行校準方法，每次驗證都必須按照單獨科目反復執(zhí)行，而基準空速管法一次試驗便可為同種機型提供統(tǒng)一參考基準，而且無論出廠抽查還是外場定檢，都可以結合其它科目完成，大大減少飛行架次。采用類似本文對GPS高度法、標準空速管法進行比較驗證方式，基準空速管法還可為其它試飛方法的驗證以及新方法的開發(fā)提供參考基準。

4 結論

(1)基準空速管法可滿足大氣系統(tǒng)全壓和靜壓同步校準要求。

(2)基準空速管法具有足夠的校準精度，能滿足國際適航認證、300m垂直間距空中交通管制、GJB1190及補償式空速管驗證需求。

(3)基準空速管法基于實際大氣基準建立，可確定試驗結果與實際值的偏離程度，滿足精密測量關于誤差處理的基本要求，系統(tǒng)誤差偶然誤差優(yōu)于相關領域的技術指標要求，具有較高的可信度。

(4)商用標準空速管經(jīng)“飛行檢定”，可替代標準飛機作為大氣系統(tǒng)校準的基準。這將給同型飛機的鑒定試飛、抽查/外場定檢試飛及校準新方法的開發(fā)驗證帶來顯著的社會經(jīng)濟效益。

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