飛行器飛行大氣數據傳感技術發展現狀與展望

熊亮，張睿，龍彥志

1.西北工業大學 自動化學院，西安 710129

2.成都凱天電子股份有限公司 大氣數據系統研究室，成都 610091

飛行器飛行大氣數據傳感技術用于測量表征飛行器的運動與來流空氣相互關系的飛行大氣參數，包括飛行器運動時所處的靜態大氣壓力（靜壓）、來流沖擊壓力（總壓）、所處環境的大氣溫度、機體與氣流之間的夾角（迎角、側滑角）等。

源于噴氣動力技術突破誕生的一代戰斗機及源于跨聲速面積率、大后掠/三角翼布局、薄翼型、動力渦噴發動機等一系列技術突破的二代機［1］，飛行大氣參數僅作為飛行員對飛機操控的引導。而得益于電傳飛控、綜合化航電技術、加力渦扇發動機技術及隱身技術的發展誕生的三代機、四代機［1］，飛行安全控制及武器精確打擊對飛行大氣參數的依賴性逐漸增強，通過大氣數據傳感技術獲得的氣壓高度、升降速度、指示空速、真空速、馬赫數、迎角和側滑角等飛行大氣參數已成為機上飛行控制系統、火控系統、自動駕駛儀、發動機控制系統、導航系統、環控系統及空管系統等系統調控必不可少的數據源［2］。

伴隨探測技術的進步發展及隱身與反隱身技術的深入研究與突破，對敵近距偵察、長期監視和毀滅性突襲等作戰需求牽引了飛行器跨代發展，作為影響現代飛行器飛行安全及武器精確打擊的關鍵或重要飛行傳感器技術呈現出明顯跨代發展特征，快速推動了大氣數據傳感技術的系統架構設計、壓力受感與轉換、參數解算模型設計、復雜氣象環境適應性設計和系統校準與飛行驗證技術的發展。

1 大氣數據傳感技術發展現狀

1.1 總體特征

1903 年萊特兄弟實現的人類歷史第一次有動力飛行開啟了飛行器發展的新紀元［3-4］，隨后相繼誕生了戰斗機、運輸機、無人機、直升機、浮空器、空天飛機等多元化飛行器，為人類便捷出行提供了條件，也改變了區域沖突戰爭模式。源于需求牽引和科技進步的推動，戰斗機從偵察與彈藥投放功能單一的一代機逐步躍升到了當今具有隱身、超聲速巡航、超機動和超視距打擊的典型4S 特征［1］，飛行速度覆蓋了幾十公里每小時到馬赫數20 范圍［4］，飛行空間從航空空間拓展到了臨近空間和航天空間［5］。在飛行器平臺跨代發展需求的牽引下，大氣數據傳感技術從僅作為一代機、二代機的飛行操控引導逐步躍升為現代飛行器飛行大氣參數測量的重要依托，參數測量的準確性、數據穩定性已成為影響飛行控制穩定性、武器投放狀態初始給定和軌跡推算與控制準確性的重要因素。

從螺旋槳飛機開始，以空速管為標志的基于感受飛行氣壓的大氣數據測量技術即已在飛行器上得到普遍應用。經過100 多年的發展，基于感受飛行氣壓的大氣數據測量技術已滿足裝備功能和基本性能需要，但仍受制于氣壓感受原理的局限。因此，與傳統原理非相似，基于激光雷達原理的大氣數據測量技術受到了各方面的重視，經過近20 年的快速發展，已經進入工程化應用驗證階段。隨著飛行器的跨代發展，大氣數據傳感技術適應性地呈現出了集中式、分布式和嵌入式物理特征，從被動式探測開始向全天候主動適應性探測轉變。

1.2 基于飛行氣壓的大氣數據測量技術

基于飛行氣壓的大氣數據傳感技術是根據飛行過程中的氣壓進而獲得飛行大氣參數。國內外的二代機、三代機和四代機主要采用了基于飛行氣壓測量的大氣數據傳感技術。隨著平臺跨代發展，大氣數據傳感技術完成了從集中式到分布式，再到嵌入式的發展過程。

集中式大氣數據傳感技術通過空速管感受局部空氣靜壓、飛行總壓，并通過管路將氣壓傳遞給高度表、馬赫數表等機械儀表，測量誤差主要來源于空速管安裝位置處于非理想流場區域帶來的位置誤差，通過氣動補償形面設計實現誤差修正。數據實時性不高、管路遲滯誤差大。集中式大氣數據傳感技術在早期的二代機上廣泛應用，如美國F-4、俄羅斯米格-21 和中國殲-7。

隨著三代機對電傳飛控的使用，增強了飛行控制的智能化、穩定性［3］，機頭載機雷達的使用實現了對敵探測和威脅告警［6］，大氣數據傳感技術開始介入飛行控制環路，作為飛行告警的參考數據源，并實現了數字化，形成了分布式形態。為滿足飛行大氣參數的實時性、飛行姿態告警需求，位于機頭的空速管演變為凸出機身安裝的總靜壓受感器，迎角、側滑角角度傳感器用于直接獲得迎角、側滑角信息。在三代半階段實現了總靜壓受感器與數字解算部分一體化集成，并以通訊總線的形式向飛行控制系統、飛行采集記錄器等機載設備實時提供飛行大氣參數。測量誤差主要來源于飛行姿態變化導致的總靜壓受感器、角度傳感器安裝區域流場變化，通過飛行試驗獲得測量誤差實現補償。如美國F-15、俄羅斯蘇-27和中國殲-10。

得益于美國20 世紀50 年代隱身技術的研究，以美國F-22、俄羅斯蘇-57 和中國殲-20 為代表的戰斗機實現了代的跨越［1］。大氣數據傳感技術實現了多功能綜合，取消了迎角和側滑角傳感器，具備了低雷達散射截面積（Radar Cross Section，RCS）性能和高動態響應特性，并借助多傳感器數據融合保證了激波掃掠壓力受感器時測量數據的穩定性［7-10］。

伴隨探測技術的進一步發展及隱身技術的深入研究與突破，對敵近距偵察、長期監視和毀滅性突襲等作戰需求的牽引帶來了飛行器超低可探測性需求，飛行器機體外露凸出物數量大量減少，機體表面更加光滑連續［11-12］，翼身融合技術及扁平翼身融合體飛行控制技術［13-16］、高超聲速飛行控制技術［17-19］獲得快速突破和得到工程化應用。為滿足扁平飛翼氣動布局飛機總體隱身及氣動性能的需要，大氣數據傳感器將機身或機體頭部作為探頭的本體，實現與機身融合及隱身匹配性布局，根據與靜壓、總壓、迎角、側滑角特征明顯的多處局部流場壓力信息進行飛行大氣參數的解算，誕生了嵌入式大氣數據系統，已在國外多型飛行器上得到應用和飛行試驗驗證。如美國的X-15、F-14、航天飛機、F-18、X-31、X-33、X-38、X-34、X-43A，日本HYFLEX 以及德國SHEFEX Ⅱ［20-35］。鑒于長航時、跨區域數據測量的可靠性需求，帶來了全天候復雜氣象環境（雨、雪、砂塵、結冰等）適應性方面的挑戰。

1.3 基于激光雷達的大氣數據測量技術

基于激光雷達的大氣數據測量技術是一種主動式非接觸測量技術，采取主動探測載機周圍大氣流場的物理性質以及其與載機之間的相對運動關系，解算得到飛行大氣參數。其測量原理為：通過激光多普勒原理，探測載機與周圍宏觀大氣的相對運動速度矢量，解算得到真空速、三軸空速、迎角、側滑角等［36］；通過光譜測量原理，探測載機周圍宏觀大氣主要成分的分子散射、熱運動等特征，解算得到大氣密度、大氣靜溫、大氣靜壓等［37］；以上物理量進一步解算得到氣壓高度、指示空速、大氣總溫等其他參數。因而基于激光雷達的大氣數據測量技術能夠測量所有飛行大氣參數。

美國Ophir 公司［37-39］、Honeywell 公司［40］、NASA［41］、OADS 公司［42］、法國Crouzet［43-44］和Thales 公司［45］、中國航空工業凱天公司［46-48］和航空工業自控所［49］等已開展了激光大氣數據系統試飛驗證工作和三軸激光測試系統研制，驗證了基于激光雷達原理與基于飛行氣壓的大氣數據測量技術測量結果具有很好的一致性。與基于飛行氣壓的測量技術相比，基于激光雷達原理的大氣數據測量技術具有測量原理非相似、不受載機氣動外形影響、無管路遲滯、響應速度快、解算模型互逆的特點，為實現高安全、解決低速甚至負速［36］下大氣參數測量精度下降問題和提供飛行校準基準提供了解決思路。為解決激光散射光信號強度在雨、雪、霧和砂塵等環境中出現衰減的問題，提升系統信噪比和靈敏度，光子探測技術［50-56］將得到深入研究。

2 關鍵技術研究現狀

2.1 關鍵技術內容

能夠適應裝備需求的大氣數據傳感系統設計過程涉及到壓力受感與傳遞轉換、參數解算模型設計、校準與飛行迭代設計等關鍵方面相互影響問題的解決，各關鍵技術相互協調解決決定了性能優越的系統架構，相互關系如圖1 所示。

圖1 關鍵技術相互關系Fig.1 Correlations of key technologies

2.2 系統架構設計技術

飛行器大氣數據傳感系統架構與飛行器氣動外形息息相關，不同氣動外形的飛行器，機體表面流場分布必然存在較大差異。大氣數據傳感系統架構必須根據氣動外形流場分布、隱身性能需求確定系統壓力受感物理形態和傳遞轉換方式，基于系統物理形態參數解算數學模型需要和系統安全性指標確定余度內物理件數量及交聯關系，結合結冰環境結冰強弱狀態分布、安裝位置物理結構狀況選擇確定受感器分布。

針對具體的飛行器氣動外形，大氣數據傳感系統架構設計流程如圖2 所示。基于計算流體力學（Computational Fluid Dynamics，CFD）仿真數據確定全飛行包線內、多任務模式狀態下流場穩定區域（見圖3），對安裝位置防塵、防水、防除冰性能進行分析，結合系統算法建模與仿真分析結果和飛行器隱身性能需求確定系統物理形態，進而確定合理的安裝位置和氣動布局，通過初步系統安全性評估（PSSA）［57］（見圖4）確定系統通道數量。

圖2 系統架構設計流程圖Fig.2 Design flowchart of system architecture

圖3 CFD 流程圖Fig.3 Flowchart of CFD

圖4 系統安全性評估流程Fig.4 Process of system security assessment

2.3 壓力受感技術

大氣數據傳感系統架構決定了壓力受感器形態，而壓力受感方式制約了參數測量范圍、RCS性能、參數解算模型的復雜度、校準與飛行驗證需求。進行飛行氣壓測量的受感器［58-63］包括總靜壓受感器、多功能壓力受感探頭、機身壓力受感器和角度傳感器。不同的系統架構采用的壓力受感方式存在較大差異，壓力受感方式是影響參數解算所需的總壓、靜壓、迎角、側滑角4 個基本要素能否直接獲得的唯一因素，依托多功能壓力受感探頭和機身壓力受感器獲得壓力的系統架構，系統隱身性能得到提升，參數耦合度增強。

總靜壓受感器的總壓口具有直孔和錐度孔2 種形式，帶有錐度的總壓孔唇口壁薄、防冰和除冰性能好，總壓感受不敏感角度范圍可達-20°～20°。多功能壓力受感探頭綜合總靜壓和迎角壓差感受功能，采用氣動隱身一體化設計RCS 可達-20～-10 dBsm。壓力感受的氣動一致性優于0.005 倍動壓（QC）。

角度傳感器包括短支桿角度風標式、長支桿角度風標式和機身安裝式3 種形式（見圖5～圖7），可實現對迎角、側滑角的直接測量。具體思路是采用電位計、正余弦旋轉變壓器、旋轉差動變壓器和霍爾角位移傳感器將飛行氣流帶來的風標旋轉轉換為對應的角度信息，各傳感器的性能情況見表1。

表1 角度傳感器性能Table 1 Angle sensor performance

圖5 短支桿角度風標式傳感器Fig.5 Short strut angle wind vane sensor

圖6 長支桿角度風標式傳感器Fig.6 Long strut angle wind vane sensor

圖7 角度傳感器Fig.7 Angle sensor

2.4 壓力傳遞技術

壓力受感與轉換部件之間的傳遞方式、路徑決定了系統數據的實時性。用于壓力傳遞的管路相當于一個低通濾波器［64-66］，壓力傳遞和調節過程時間與氣體容積、管徑截面積相關。文獻［67］基于可壓縮牛頓流體黏性應力本構方程和管路氣體運動控制方程，建立了終端負載為容腔的單管徑管路內氣體壓力傳遞數學模型，綜合考慮管路黏性損失、熱傳遞效應的影響，分析了管路頻率響應特性，證明了壓力傳遞延遲時間與管路內徑負相關，與飛行器飛行高度、管路長度、容腔容積大小正相關。文獻［68］采用波動方程理論建立了變管徑壓力傳遞的數學建模，分析得出了文獻［67］的相同結論，同時還得出變管徑壓力傳遞與單管徑壓力傳遞具有頻帶和較小的相位滯后，給出了通過基于卡爾曼濾波器算法，依據最小方差估計理論實現壓力推算，實現了管路延遲誤差補償，但該方法具有計算量較大、補償精度隨輸入頻率的升高而降低的缺陷。文獻［69］基于一階相位超前校正網絡模型，通過開環頻率特性增加軸游離的慣性環節，使得轉折頻率隨飛行高度增加向低頻方向移動，取得了飛行高度60 km 范圍內管路延遲<500 ms的效果。

2.5 壓力轉換技術

壓力轉換是指將氣壓轉換為可供信號采集與處理的電信號，方式的選擇決定了轉換誤差和數據長期穩定性。隨著大氣數據傳感技術在飛行控制中的重要性增強，壓力轉換的性能要求也越來越高，用于大氣數據測量的高精度壓力傳感器主要包括振動筒壓力傳感器和諧振式微機械壓力傳感器2 種［70-74］。

振動筒壓力傳感器根據壓力變化導致振動筒壓力傳感器的振動筒剛度發生變化，進而改變振動筒的固有頻率。振動筒中諧振電路以及振動筒上的激振線圈和拾振線圈分別對振動筒進行激振和拾振，輸出與振動筒固有頻率變化相對應的周期信號，同時傳感器內部的溫度二極管將環境溫度轉換成溫度電壓信號。

諧振式微機械壓力傳感器綜合測量精度優于滿量程的0.2‰，長期穩定性在每年滿量程0.1‰以內。由于其精度高、長期穩定性好，由日本橫河、法國Thales 公司和英國Druck 公司研制的各諧振式微機械壓力傳感器已在軍用、民用領域廣泛應用［70］。得益于硅硅鍵合工藝、靜電激勵/電容檢測方式、靜電激勵/壓阻檢測方式等激勵方式使得諧振器具有高Q 值、高精度和高穩定性；基于鎖相放大器原理的開環特性測試系統實現了對諧振式微機械壓力傳感器輸出的微弱低信噪比信號的檢測［75-79］，保證了諧振器的幅頻特性、相頻特性，以及對氣壓的響應等關鍵特性。

2.6 參數解算模型設計技術

在基于飛行氣壓的大氣數據測量方案中，完整的飛行大氣參數完全基于總壓（Pt）、靜壓（Ps）、迎角（α）、側滑角（β）4 個基本要素和總溫（Tt）通過標準大氣數據方程獲得氣壓高度（HP）、動壓（QC）、馬赫數（Ma）、指示空速（Vi）和真空速（Vt）（見圖8）［80-81］，參數解算模型的復雜程度與能否獲得準確的總壓、靜壓、迎角、側滑角測量值息息相關。多功能壓力受感探頭取消了角度傳感器，突破了依靠指示迎角（αi）與由局部上迎角壓力（Pu）、下迎角壓力（Pd）、總壓（Pt）、靜壓（Ps）形成的迎角壓差系數（CPα）和指示側滑角（βi）與左機身靜壓（Psl）、右機身靜壓（Psr）、總壓（Pt）形成的側滑角壓差系數（CPβ）的對應關系對指示迎角、指示側滑角進行逐次逼近解算，并對迎角差（Δα）、側滑角差（Δβ）進行補償，解算的真迎角（αt）、側滑角（β）誤差均優于±0.5°，建立了具有耦合特征的參數解算基礎模型（見圖9），指示空速解算誤差優于±10 km/h；采用大氣/慣導融合數據，通過卡爾曼濾波方法實現大迎角、跨聲速飛行時參數的修正，消除了大迎角、跨聲速飛行時原始測量大氣參數的劇烈波動性誤差［8-10］。基于機身多處局部流場壓力（P1，P2，…，Pn）的嵌入式大氣數據傳感技術，局部流場信息與飛行姿態耦合性增強，總壓、靜壓、迎角、側滑角均需根據數據分布規律進行推算（見圖10），迎角、側滑角解算誤差優于±0.3°，動壓解算誤差優于0.002QC。

圖8 大氣參數解算原理框圖Fig.8 Block diagram of air data calculation

圖9 具有耦合特征的參數解算模型原理框圖Fig.9 Block diagram of parameter solving model with coupling characteristics

圖10 具有強耦合特征的參數解算模型原理框圖Fig.10 Block diagram of parameter solving model with strong coupling characteristics

針對強耦合特征場景應用需要，文獻［20-34，82-86］基于HI-FADS 項目建立了基于最小二乘法、三點法的FADS 算法模型和基于χ2分布、奇偶方程的故障檢測模型，實現了對靜壓、動壓、迎角和側滑角的解算和系統容錯性設計，文獻［87］提出了采用小擾動線性化分析法解決了馬赫數4.5 以下的非線性方程迭代算法收斂性問題。文獻［88-89］利用神經網絡算法強非線性擬合性能和容錯能力特點實現了參數解算，避免了對空氣動力學模型的依賴和風洞試驗的標定，但是存在誤差性能函數陷入局部最小的缺陷，并且不適當的隱層神經元數也可能導致網絡欠適配或者過適配，另外學習率的選擇缺乏理論指導，單純的依靠神經網絡算法獲得的大氣數據不能保證飛行器全飛行包線范圍內大氣數據的精度。文獻［90-91］提出了以Moore-Penrose 廣義逆矩陣為基礎的動壓、靜壓和修正參數的改進算法和BP 神經網絡求解動靜壓和形壓系數的計算方法，避免了迭代過程中求解逆矩陣，克服了“三點法”中矩陣求逆運算帶來的收斂性和穩定性分析困難，提高了鈍頭體外形嵌入式大氣數據系統的實時性。文獻［92］提出的Kriging 算法避免了神經網絡算法冗長的學習收斂過程，提高了預測精度，但隨著樣本量的增多存在目標值發散和準確度降低的缺陷。

為滿足飛行器大機動飛行或者稀薄大氣環境中飛行時存在大氣數據系統精度下降問題，利用FADS/INS 數據融合增強了FADS 系統輸出參數的逼真度。文獻［8-10］提出的基于變參數互補濾波器和神經網絡的跨聲速大氣/慣性迎角兩步融合修正算法，解決了大氣數據系統在跨聲速飛行條件下對飛行迎角的測量精度問題。飛翼氣動布局飛機嵌入式大氣數據系統根據感受到的機身表面局部流場信息進行飛行大氣參數的解算，與常規氣動布局相比，在大迎角、大機動或超聲速飛行時，跨聲速區間下限偏低，單純的依靠氣壓信息解算的飛行大氣參數不可避免出現劇烈波動，需要借助機上不受氣動干擾的慣導信息進行飛行大氣參數估算。同時飛翼氣動布局飛機嵌入式大氣數據系統通過嵌入式大氣數據解算模型進行靜壓和升降速度的解算，基于飛翼氣動布局飛行控制數據實時性和長時滯空的需求，需要依據大氣數據測量信息，借助慣導信息，進行合理的數據融合，為飛翼氣動布局類飛行器提供實時性強、穩定性高的升降速度信息。

2.7 復雜氣象環境適應性設計技術

由于壓力受感器的外表面暴露在機身外側，在露天停放和執行飛行任務期間，遇到雨、雪、砂塵、潮濕等復雜氣象環境不可避免，為保證具備遠航程、跨多區域作戰面臨的復雜氣象環境適應性，滿足狀態在線監測、視情維修體制和縮短出勤準備時間的需要，壓力受感器應具有復雜氣象環境適應性。2008 年B2 轟炸機關島墜毀［93］、2009 年法航AF447 空難等闡明了壓力受感器防護的重要性［94］。現有的民用、軍用領域對總靜壓受感器、多功能壓力受感探頭和角度傳感器均有專用的標準規范、試驗驗證程序對淋雨、砂塵、防冰和除冰要求進行規定［95-103］，但機身壓力傳感器與蒙皮共形安裝，飛行過程中局部氣流速度、水滴搜集系數與皮托管存在較大差異，存在受影響更嚴重情況，缺少規范指導機身壓力傳感器的防水、防冰和除冰設計與驗證。

工程應用中首先通過控制測壓孔開孔尺寸使得水滴受到的表面張力大于其重力和沖力的合力，并將測壓孔外徑控制在0.7～2.08 mm 范圍內降低對壓力遲滯的影響；另一方面通過采用氣壓管路、水分沉淀腔或沉淀槽等微機械結構設計，進行水汽分離，避免水進入壓力轉換單元內部；其次，依托壓力受感器內部的防冰和除冰加熱器產生的高溫熱量對內測水進行一定程度的蒸干。結合定期清理維護可以滿足出勤率和完好率。受德國植物學家Barthlott［104］對荷葉的“自潔性”源于表面的納米乳突及其上的納米分支結構的解釋［105-107］啟發，科學家及工程技術人員建立了以超快激光技術（飛秒激光、皮秒激光）、綜合制造技術制備材料疏水表面理論模型，實現了水滴接觸角>150°、滾動角<10°的超疏水表面實驗室制備［108-116］，也驗證了在延緩結冰、降低冰與基底表面黏附力方面的顯著性能［117-119］，微結構“鎧甲”保護策略從本質上解決了超疏水表面穩定性問題［120-121］，有望解決飛翼氣動布局飛行器扁平外形造成機身壓力傳感器測壓孔法線與飛行器軸線之間的夾角減小導致飛行過程中出現水進入氣壓傳遞管路問題，也為有效解決飛行器表面防除冰、降低結冰探測器［122-124］結冰虛警率高問題帶來了新思路。

2.8 系統校準與飛行驗證技術

由于CFD 仿真精度受到網格數量、網格類型、數學模型的影響，通過縮比模型和有限的試驗狀態在體積、速度受限的風洞中獲得的位置誤差、氣動影響誤差與真實飛行狀況之間依然存在差異，需要在科研階段通過專項飛行科目實現全包線飛行數據收集和系統校準。在科研試飛階段主要通過拖拽靜壓法、速度航道法、GPS 法、標準機伴飛法、塔畔平飛法和機頭空速管法對空速、氣壓高度、迎角、側滑角進行校準（見表2）［125-127］。機頭空速管法可直接獲得迎角、側滑角的真實值，通過位置布局優化和地面風洞試驗消除氣流偏斜對總壓、靜壓、迎角和側滑角的影響，是現行最有效的飛行校準方法。基于激光雷達原理的大氣數據測量技術直接消除了氣動外形影響，能夠很好解決低動壓數據測量的敏感性與穩定性之間的矛盾，速度測量誤差可達±0.5 m/s，為大氣數據傳感飛行校準技術提供了新的方案。

表2 飛行校準方法Table 2 Flight calibration method

3 未來發展方向

根據美國公布的未來飛行器具有寬隱身、強感知、遠航程、超敏捷、云網絡、閃殺傷、積木式組合架構、軟件化定義功能等典型能力特征［128-130］，為適應未來飛行器寬隱身和遠航程飛行需要，大氣數據傳感技術須在寬頻譜隱身、復雜氣象環境強適應性、參數解算模型健壯性方面得到提升，具體體現在以下幾方面：

1）寬頻譜雷達散射截面積主動控制。氣動隱身一體化設計提升了壓力受感器功能集成，也滿足了一定低可探測性能需要，但暴露在機身外表面的外伸式大氣數據受感器對電磁波依然具有一定的反射，在L、S、C、X 波段一定方位角范圍內隱身性能劣于-30 dBsm，斜置外形設計、隱身涂層、透波材料等電磁波反射削弱方法，對提升寬頻段和寬方位角隱身性能方面依然存在一定的局限性，需要考慮從傳統的外形、材料隱身向隱身主動控制方式轉變，實現RCS 優于-30 dBsm 的突破。

2）復雜氣象環境自清潔表面狀態在線監控。隨著材料表面疏水技術的突破、智能化和信息化的發展，為滿足未來裝備智能化、信息化發展需求，壓力受感器的復雜氣象環境防護技術應在水、濕氣狀態在線監控，表面結冰狀態在線監控和防除冰功率能夠自適應調節，具有“荷葉效應”的超疏水、吸波材料成功研制3 方面得到發展。

3）基于多源信息融合的大氣參數解算。運用信息融合技術，整合機載系統的信息資源，建立完善的大氣/慣導融合算法、慣導/動力學模型大氣數據解析方法，實現基于非壓力測量的大氣數據參數估算，為大氣數據備份和大氣層外飛行器大氣數據獲取提供解決方案，為飛行器的機動性、可控性和安全性等性能指標提升提供有效的飛行大氣參數。

4）航空裝備飛行大氣參數溯源統一，實現分布式區域大氣參數協同。建立飛行大氣參數唯一溯源和校準規范，突破氣壓高度差異在±25 m以內，實現航空裝備“在一個高度上對話”，增強與強敵實戰對抗干擾條件下集結編隊、任務協同、飛行安全和聯合作戰效能。

4 結束語

在飛行器跨代發展需求的牽引下，大氣數據傳感器隱身性能和復雜氣象環境適應性提升，參數解算多姿態耦合特征增強，基于激光雷達原理的飛行大氣參數測量技術為基于氣壓的飛行大氣參數測量校準提供了新思路，測壓孔布局逐漸擺脫受感器安裝位置對流場分布的強依賴性。

未來寬頻譜隱身、跨區域遠航程飛行與聯合作戰等需求必將顛覆大氣數據傳感器RCS 的控制方式，形成表面自清潔能力和多信息源融合數據重構能力，構建溯源統一的飛行大氣參數校準機制。