多氣參測量的壓力型基準大氣數據系統研制

閆萬方，楊 輝，尼文斌，賀麗慧

(中國航天空氣動力技術研究院，北京 100074)

現代高空高速飛行器具有跨空域、寬速域、大機動飛行的特點。傳統探出式大氣數據系統已難以滿足其飛行控制需要[1-3]，主要原因在于：① 高速飛行時，突出裝置難以適應頭部的高溫，同時，與周圍大氣形成的激波干擾將嚴重影響飛行器氣動性能；② 大機動飛行時，前端突出裝置已成為引起頭部渦及橫側向失穩的主要因素之一；③ 突出飛行器表面部件極不利于飛行器隱身。嵌入式大氣數據傳感(Flush Air Data Sensing,FADS)系統具有氣動外形影響小、寬速域/大機動及惡劣飛行環境適應能力強的特點，其在可靠性、穩定性方面也具有優勢，是未來大氣數據傳感技術發展方向，也是此類飛行器研制的必然選擇。FADS技術主要依靠飛行器頭部不同位置的測壓點進行壓力測量，通過壓力場模型和算法解算大氣參數。對于特定的飛行器，FADS 的布局、模型和算法與飛行器復雜外形、飛行空域、速域等直接相關[4-5]。一般采用理論、數值方法結合風洞試驗手段獲得FADS 系統的壓力-氣參映射關系。秦永明[6]、王鵬[7]等研究確定了FADS系統的風洞試驗校準參數，并針對不同布局形式提出了考慮攻角誤差、側滑角誤差和形壓誤差的風洞試驗校準方法。由于理論外形與真實安裝的位置偏差、試驗環境與真實環境差異以及試驗模型與真實外形尺寸差異等因素，還需借助飛行試驗對解算算法進行進一步校準和驗證。目前，飛行校準方法常采用拖錐法、GPS 法等[8-10]。其中，拖錐法只可校準靜壓，GPS 法則需要在同一航線段上往返飛行以消除空中風的影響，但對于高空高速飛行器飛行剖面，航線一般無法重復。劉朝君等[11]針對FADS系統的校準問題，提出了一種基于探空氣球獲取試驗空域大氣靜壓、靜溫、風速風向的空速校準方法，但也只可對總壓、靜壓和馬赫數進行校準，無法校準攻角、側滑角偏差。

本文針對某飛行器FADS的飛行試驗校準問題，研制了一套多氣參測量的壓力型基準大氣數據系統。設計了可實現高線性度、解耦的壓力型姿態角測量空速管，配套研制了相應的大氣數據計算機系統，并完成了基準空速管的風洞試驗標定和聯調試驗校核。該系統具有小型化(對飛行器氣動干擾小)、穩定性好和測量精度高等優點。通過將基準大氣數據系統布置在飛行器翼尖，完成總壓、靜壓、馬赫數、攻角、側滑角等全氣參測量，實現了對FADS系統的飛行試驗校準和驗證。

1 應用背景及難點

基于某飛行器FADS系統的飛行試驗校準需求，提出了圖1所示的以壓力型姿態角測量空速管和大氣數據計算機為基準系統的方法：兩根空速管分別安裝于飛行器翼尖位置，用于總壓、靜壓、攻角和側滑角的測量，總溫傳感器(圖1中未標出)獲得總溫信息，最終通過大氣數據計算機解算獲得飛行器基準大氣參數，實現FADS系統的飛行試驗校準和驗證。

圖1 基準大氣數據系統應用方法示意圖

上述方法的難點和關鍵具體如下。

① 當前，探出式大氣數據系統多采用“空速管+風標角度傳感器”的形式獲得總壓、靜壓、速度、高度、攻角和側滑角等氣參[12]，用于本文FADS飛行校準試驗時存在系統復雜、測量精度和可靠性差的問題，同時，會對飛行器局部流場產生影響。本文采用的壓力型多氣參測量的空速管具有體積小、穩定性好和測量精度高等優點，其關鍵難點在于有限空間內多氣路壓力的同時精確測量，需突破多氣路之間的密封、同時精確取氣的關鍵技術。

② 由于FADS的存在，基準空速管無法設置于飛行器頭部，而只能設置在流場相對干凈的翼尖兩側，但機翼依然會對空速管流場產生影響，常規的氣動型面補償[13]和標定方法已不適用。本文的另一關鍵難點在于風洞試驗標定及氣參解算，需通過標定和多參數擬合修正，獲得機體干擾下的空速管測量修正解算公式，解決壓力修正、氣參轉換問題，實現基準氣參的高精度測量。

2 研制方案

2.1 壓力型姿態角測量空速管

2.1.1 測量原理

壓力型姿態角測量空速管如圖2所示，即在常規空速管的基礎上設置用于攻角和側滑角測量的壓力孔，通過標定和解算，實現飛行器姿態角測量。通過設計相對規則的外形，借助CFD手段對空速管表面壓力分布進行分析，提取對總壓或靜壓最敏感、對氣動姿態角最不敏感的區域，在此布置總、靜壓測壓點；提取出對氣動姿態角變化最為敏感、隨位置變化壓力值平穩的區域，布置姿態角測壓點。在此基礎上，結合CFD數值計算和真實模型風洞試驗標定以及聯調驗證，獲得精度較高的氣參解算模型。通過上述方法，可在較寬速域、姿態角范圍內獲得線性度較高的測量結果，同時，所有參數均通過壓力測量和解算實現。該方法測量一致性好，系統簡單，易實現小型化設計。

圖2 基準空速管測量原理圖

2.1.2 氣動外形設計

經過優化設計，基準空速管的最終氣動外形如圖3所示。采用“直桿型”設計，測量部分由橢圓形管鼻、等直段和錐段組成；空速管總長約350 mm，前段直徑φ13 mm，后段直徑φ20 mm，測量錐長20 mm，錐角10°。兩根空速管分別安裝于飛行器翼尖位置，空速管軸線與機體軸線平行。采用CFD方法(計算域包含了飛行器，以得到機翼對空速管壓力分布干擾下的真實模擬結果)獲得其表面的壓力分布信息，進而依據各被測量的測量特點，選取壓力孔設置的敏感域，確定最終靜壓孔、攻角壓力孔和側滑角壓力孔的布置位置。空速管總壓孔布置在其最前端，總壓測量基本不受布局影響。

圖3 基準空速管氣動外形設計圖

2.1.3 結構設計

空速管結構設計、各測壓孔位置如圖4所示，分別包括總壓測量孔、靜壓測量孔、上攻角壓力測量孔、下攻角壓力測量孔、左側滑角壓力測量孔、右側滑角壓力測量孔和相對應的引氣管路，同時，在總壓、靜壓測量孔附近還設有加熱系統。除總壓測量孔外，其他壓力測量孔均在其敏感域附近均勻地開有多個小孔。經內部氣路結構設計，實現了6路壓力的獨立測量，且各氣路分別獨立密封，避免氣路間串氣。

圖4 基準空速管結構設計圖及各測壓孔位置

2.2 大氣數據計算機

基準大氣數據計算機組成及工作原理如圖5所示，由IPT壓力傳感器、金屬殼體(結構件)、電連接器、電路板組裝件和一些輔助材料組成。電路板上集成了A/D轉換器、DSP、通信電路等，可以同時完成12路壓力信號和1路溫度傳感器信號的采集和調理，并能在DSP內完成動壓、靜壓、總壓、真空速、表速、氣壓高度、下沉率、總溫、靜溫、密度、大氣機工作狀態字、空速管狀態字、攻角、側滑角、馬赫數等大氣參數的解算與發送。圖6為最終研制完成的基準大氣數據系統實物圖。

圖5 大氣數據計算機設計原理圖

圖6 基準大氣數據系統實物圖

3 風洞試驗標定研究

3.1 風洞試驗標定方法

基準空速管研制完成后，對其進行了風洞試驗標定，如圖7所示，以獲得空速管的修正公式和固化修正迭代次數，同時對空速管測量、加熱、密封等性能進行檢驗。一般空速管風洞試驗標定是將成品實物置于風洞設備中，給定來流馬赫數、攻角、側滑角、總/靜壓等狀態參數，測量空速管對應量的輸出值，與真值比較并進行修正使其最大限度逼近真值。由于本文基準大氣數據系統設置在飛行器兩側翼尖，壓力測量受機翼干擾較大，勢必與攻角、側滑角耦合。因此，綜合考慮風洞設備尺寸限制，采用“飛行器半模+空速管成品實物”作為試驗模型進行標定。另外，考慮到基準大氣數據系統的高精度測量需求，對風洞進行了降噪處理。

圖7 風洞試驗標定

3.2 標定結果分析

風洞試驗完成了20余車次、共計160個狀態點的標定工作。典型試驗結果如圖8所示，圖8中CPt、CP∞、ΔCP分別為總壓系數、靜壓系數和姿態角壓差系數(攻角壓差ΔPα=P下-P上，側滑角壓差ΔPβ=P右-P左)。圖8(a)、圖8(b)分別為基準狀態下空速管總壓系數、靜壓系數隨攻角變化的重復性試驗，由圖可知，3次試驗重復性良好，系統測量性能可靠。圖8(c)、圖8(d)分別為Ma=0.8時空速管總壓系數、靜壓系數隨姿態角的變化，由圖可知，總壓基本不隨攻角和側滑角變化，靜壓則主要隨側滑角呈現出一定的變化規律。圖8(e)為Ma=0.8時，姿態角壓差系數隨攻角的變化，由圖可知，隨著攻角增加，攻角壓差呈現單調線性增加，不同側滑角下變化趨勢相同，但仍有微小差別；側滑角壓差呈現減小趨勢，且隨著β=-5°～5°變化，該變化趨勢逐漸增大。圖8(f)為Ma=0.8時，姿態角壓差系數隨側滑角變化，由圖可知，隨側滑角增加，側滑角壓差呈現單調線性增加，不同攻角下變化趨勢相同，但仍有微小差別；攻角壓差呈現增加趨勢，且隨著α=-2.7°～12.3°變化，該變化趨勢逐漸增大。圖8(g)為β=0°時不同Ma下姿態角壓差隨攻角變化，由圖可知，不同Ma下攻角壓差的變化規律呈現出了良好的一致性，但各曲線之間數值仍有微小差別。圖8(h)為α=0.3°時，不同Ma下姿態角壓差隨側滑角的變化，由圖可知，不同Ma下側滑角壓差的變化規律呈現出了良好的一致性，但各曲線之間數值也呈現出一定差別。

圖8 標定數據分析

由以上分析可知，基準空速管的總壓Pt、靜壓P∞、攻角α、側滑角β的測量均由各對應測壓孔的測量主量所主導，機翼對各壓力測量產生了一定量的微小干擾，這些干擾均在預期的范圍內，可依據3.3節中的數據處理方法進行修正。

3.3 數據處理分析

基準空速管直接測量獲得總壓、靜壓、上攻角壓力、下攻角壓力、左側滑角壓力和右側滑角壓力，共計6路。標定的目的是通過風洞試驗建立目標真值(總壓、靜壓、攻角、側滑角)與空速管直接測量的6路壓力之間的函數關系，即獲得修正解算公式。空速管直接測量到的壓力數據與真實值(總壓、靜壓、攻角、側滑角)比較，應考慮這些測壓孔位受Ma、α、β這3個參數影響，需通過回歸分析方法處理實際測量值以得到目標值的修正解算公式。

為防止回歸過程中出現過擬合現象，同時進一步提高標定公式的預測精度，采用多元逐步回歸的方法獲得解算公式。對試驗數據進行分析后，依據經驗，找出對被解算量影響較大的參數，建立以此參數為中心的目標方程，方程階次擴展至包含純3次項和交叉3次項，后以“擬合誤差最小”為原則進行逐步回歸，最終確定修正解算方程。基于風洞標定數據和上述數據處理方法，得到的標定公式為

ΔCP∞=0.04326-0.08025Ma+0.10995Ma2-0.00005α2-

0.00322β-0.00049β2

(1)

α=2.27216+46.295ΔCPα+5.76761Ma2-6.92605Ma-

12.84476ΔCPαMa

(2)

β=-2.7583+58.32468ΔCPβ+4.07995Ma-3.89947Ma2-

15.60627ΔCPβMa+1.28437ΔCPβα

(3)

其中：總壓由直接測量獲得，馬赫數、動壓等參數則直接由計算公式給出，這里不再羅列。

從以上公式可以看出，雖然考慮了三次權重項，但最優回歸結果只包含部分二次項，同時，從系數值看，各被測量均由各對應測壓孔的主量所主導。這說明，一方面空速管的測量線性度高，達到了設計預期；另一方面，回歸方法在一定程度上避免了風洞試驗數據源誤差引入的過擬合問題。圖9為擬合數據集的誤差帶分布，由圖9可知，各測量的誤差帶較小，Ma誤差集中在0.005以內，總壓、靜壓誤差集中在250 Pa以內。

圖9 擬合數據集誤差分布

4 性能分析與討論

4.1 聯調試驗方法

基準空速管風洞試驗標定獲得修正公式后，用于大氣數據計算機系統解算軟件的編制。在大氣數據計算機研制和軟件調試完成后，與空速管合并組成完整的基準大氣數據系統在風洞中進行了聯調試驗，如圖10所示。其目的是在風洞中進行全系統正常工況下的飛行參數測量精度及系統穩定性考核。風洞只提供流場、給定空速管姿態，并記錄相應風洞氣參，空速管壓力測量及相應的氣參解算由大氣數據計算機完成。

圖10 風洞試驗聯調

4.2 聯試性能分析

共完成了10車次的聯調風洞試驗。圖11為典型狀態下，大氣數據計算機解算獲得的氣參對比，其中，紅線為本文采用逐步回歸法獲得的氣參值，黑線為采用考慮了所有二次項的全元回歸法獲得的氣參值。風洞氣參(真值)為Ma=0.8；β=5°；α=-2.7°，-0.7°，0.3°，1.3°，3.3°，5.3°，7.3°，9.3°，11.3°。由圖11可知，采用本文方法可獲得比全元回歸精度相對較高的氣參值，尤其是對于攻角和側滑角的解算。表1給出了聯調試驗的標準偏差，為方便比較，將擬合樣本集誤差也列在其中。由表1可知，基準大氣數據系統各飛行參數測量及解算精度滿足均較高，達到了研制目標。

圖11 典型狀態(Ma=0.8，β=5°)下解算后氣參對比

表1 風洞試驗標準偏差

FADS飛行校準試驗于近期圓滿完成，獲得了滿意的試驗效果。

5 結束語

針對某飛行器FADS系統的飛行試驗校準問題，研制了一套壓力型姿態角測量的多氣參基準大氣數據系統：

① 設計了可實現高線性度、解耦的壓力型姿態角測量空速管，解決了有限空間內多氣路之間密封、同時精確取氣和壓力精確測量的難題，具有集成度高、體積小、穩定性和測量精度高的優點。

② 配套研制了大氣數據計算機，解決了飛行器機體干擾下的風洞試驗標定和多參數擬合修正、氣參高精度解算的難題，獲得了機體干擾下的空速管測量修正解算公式，實現了基準氣參的高精度測量。

③ 通過基準空速管的風洞試驗標定和聯調試驗，實現了對全系統正常工況下的飛行參數測量精度及系統穩定性考核，最終成功應用于飛行試驗中。