激光空速傳感器試驗(yàn)技術(shù)研究

摘 要：為解決激光空速傳感器試驗(yàn)驗(yàn)證的問題，本文設(shè)計(jì)了一種基于車載試驗(yàn)的飛行大氣參數(shù)來流模擬方法和激光空速傳感器車載驗(yàn)證方法，并結(jié)合二維轉(zhuǎn)臺(tái)、相對速度參考設(shè)備和監(jiān)控系統(tǒng)等測試設(shè)備，能夠有效模擬真空速、攻角和側(cè)滑角等參數(shù)。同時(shí)，還參考傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)試飛方法，設(shè)計(jì)了激光空速傳感器試飛驗(yàn)證方法，利用GPS等速對飛法驗(yàn)證系統(tǒng)的真空速探測性能。車載試驗(yàn)和飛行試驗(yàn)的驗(yàn)證結(jié)果表明，本文研制的激光空速傳感器的真空速探測精度在3.6 km/h以上。

關(guān)鍵詞：傳感器；大氣數(shù)據(jù)；激光雷達(dá)；地面試驗(yàn)；飛行試驗(yàn)

中圖分類號(hào)：TP 79 " " 文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

激光空速傳感器是一種基于氣溶膠粒子散射的新原理非接觸式大氣數(shù)據(jù)傳感器[1]，測量精度高，不受載機(jī)表面附面層和懸翼下洗流影響，并具備低速和負(fù)速度測量能力，對安裝位置無要求，在飛行器大氣數(shù)據(jù)探測領(lǐng)域具有廣闊的應(yīng)用前景，目前已在傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)校準(zhǔn)試飛中得到初步應(yīng)用[2]。

目前，國外對激光空速傳感器的驗(yàn)證普遍基于機(jī)載試飛[3]，但是受限于高昂的試飛成本，因此還需要其他低成本試驗(yàn)方法進(jìn)行補(bǔ)充。現(xiàn)有的低成本試驗(yàn)方法使用轉(zhuǎn)臺(tái)、一維滑軌和風(fēng)洞等設(shè)備模擬速度信號(hào)[4]，但是僅能模擬一維速度矢量，無法對三維速度矢量進(jìn)行模擬，也不能滿足攻角、側(cè)滑角等參數(shù)的動(dòng)態(tài)測試需求。

本文設(shè)計(jì)了一種基于汽車的激光空速傳感器試驗(yàn)驗(yàn)證方法。車載試驗(yàn)具有運(yùn)行成本低、能夠提供三維速度矢量激勵(lì)以及動(dòng)態(tài)特性好的特點(diǎn)，能夠?yàn)榧す饪账賯鞲衅髟囼?yàn)工作提供低成本、高效率的測試平臺(tái)。同時(shí)，本文參考傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)試飛方法，設(shè)計(jì)了激光空速傳感器試飛驗(yàn)證方法，采用以上2種試驗(yàn)技術(shù)進(jìn)行多次試驗(yàn)，驗(yàn)證了測試平臺(tái)的有效性。

1 工作原理與系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)

飛行器在飛行過程中與周圍大氣產(chǎn)生相對運(yùn)動(dòng)，與周圍大氣的相對速度為真空速。激光空速傳感器是基于多普勒效應(yīng)的激光相干探測技術(shù)，系統(tǒng)對外界大氣發(fā)射波長為1550 nm的激光，激光聚焦在距離系統(tǒng)約30 m的距離與該點(diǎn)的大氣氣溶膠發(fā)生作用后，產(chǎn)生攜帶多普勒頻移的散射光信號(hào)。散射光信號(hào)被系統(tǒng)接收后，利用相干探測提取多普勒頻移，進(jìn)行解算并得出速度。多普勒頻移與相對空速間的關(guān)系如公式（1）所示。

（1）

式中：Δf為多普勒頻移量；V為視線速度（真空速在激光光軸上的投影速度）；λ為發(fā)射激光的波長。

激光空速傳感器由光電組件和光學(xué)組件組成，組件間使用光電纜連接。系統(tǒng)采用全分立式三軸光路結(jié)構(gòu)，該結(jié)構(gòu)在系統(tǒng)內(nèi)集成了三通道激光多普勒空速傳感器，每一路都具有獨(dú)立的激光收發(fā)、相干接收和信號(hào)采集處理功能，其結(jié)構(gòu)圖如圖1所示。在工作過程中，系統(tǒng)內(nèi)的三通道激光多普勒空速傳感器分別測量其在激光發(fā)射方向上探測的視線速度，采用矢量反演解算基于系統(tǒng)設(shè)備坐標(biāo)系和直升機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系的來流三維風(fēng)速矢量，進(jìn)而解算出真空速、攻角和側(cè)滑角。傳感器理論最大視線速度測量范圍為-111.6 km/h～446.4 km/h，經(jīng)仿真驗(yàn)證的真空速解算分辨率為±0.38 km/h，攻角、側(cè)滑角解算精度優(yōu)于1°。

激光空速傳感器探測的氣溶膠主要分布在大氣邊界層以下，在中、高空的分布較稀薄。為保證傳感器在低氣溶膠環(huán)境下能夠正常探測，本文采取多種方法提高系統(tǒng)探測能力，其中最主要的途徑是提高激光發(fā)射功率。為此，本文采用分體式激光放大器設(shè)計(jì)，即將組成光纖放大器（EDFA）的泵源和增益光纖分別設(shè)置在2個(gè)組件內(nèi)部，具體為將970nm泵源設(shè)置在光電組件內(nèi)部，將摻鉺增益光纖設(shè)置在光學(xué)組件內(nèi)部（光電組件和光學(xué)組件如圖1所示）。這樣做的好處是能夠在光電組件和光學(xué)組件間使用大芯徑多模光纖傳遞高功率970 nm泵浦光，在傳感器的每一通道中，激光平均發(fā)射功率為2 W，光電纜長度為20 m，保證了傳感器在飛行器上布局的靈活性和環(huán)境適應(yīng)性。

2 車載試驗(yàn)

2.1 車載實(shí)驗(yàn)平臺(tái)

本文開發(fā)了一套車載試驗(yàn)系統(tǒng)，用于為激光空速傳感器提供低速測試驗(yàn)證平臺(tái)。車載試驗(yàn)系統(tǒng)由載具、供電系統(tǒng)、二維轉(zhuǎn)臺(tái)、相對速度參考系統(tǒng)和監(jiān)控系統(tǒng)等組成，由于激光空速傳感器的工作基于氣溶膠粒子，因此本文配置了能見度計(jì)和大氣顆粒探測計(jì)來監(jiān)控試驗(yàn)區(qū)域的氣溶膠分布情況。系統(tǒng)詳細(xì)組成如圖2所示，車載試驗(yàn)系統(tǒng)組成和測量儀器參數(shù)見表1。

大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的配套空速管和機(jī)械式風(fēng)速、風(fēng)向計(jì)安裝在車輛頂部，超聲波風(fēng)速、風(fēng)向計(jì)由支桿豎起，安裝在距車輛頂部1 m高的位置。考慮測量位置和測量原理的不同會(huì)使測試結(jié)果產(chǎn)生差異，本文在無風(fēng)天氣下對3種風(fēng)速測量設(shè)備的探測性能和車載GPS進(jìn)行了對比測試。試驗(yàn)結(jié)果表明，當(dāng)前向速度較低時(shí)，3種測速設(shè)備與GPS測地速結(jié)果相近。當(dāng)前向速度較高時(shí)，受探測原理和車體表面流場影響，大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)測量結(jié)果偏高，機(jī)械式風(fēng)速、風(fēng)向計(jì)探測結(jié)果偏低，超聲波測速結(jié)果與GPS相近，兩者差值在設(shè)備標(biāo)稱精度范圍內(nèi)。因此，在車載試驗(yàn)過程中，將超聲波測速結(jié)果作為參考速度基準(zhǔn)源，將其他設(shè)備作為補(bǔ)充對比數(shù)據(jù)。

本文基于二維轉(zhuǎn)臺(tái)設(shè)計(jì)了一種飛行大氣參數(shù)來流模擬方法[5]。在車載試驗(yàn)中，激光空速傳感器安裝于車輛頂部的二維轉(zhuǎn)臺(tái)上，二維轉(zhuǎn)臺(tái)沿俯仰軸和水平軸2個(gè)旋轉(zhuǎn)自由度的轉(zhuǎn)動(dòng)精度均為0.1°。當(dāng)車輛行駛時(shí)，周圍大氣環(huán)境相對車輛形成的前向來流是地表風(fēng)速與汽車行駛速度的合成，可以描述為基于車輛坐標(biāo)系的來流三維風(fēng)速矢量。當(dāng)二維轉(zhuǎn)臺(tái)發(fā)生轉(zhuǎn)動(dòng)時(shí)，可以通過激光空速傳感器測量坐標(biāo)系變換計(jì)算出來流三維風(fēng)速矢量，如公式（2）所示。

（2）

式中：Vx'、Vy'和Vz'為基于激光空速傳感器測量坐標(biāo)系的來流三維風(fēng)速矢量；Vx、Vy和Vz分別為基于車輛坐標(biāo)系的來流三維風(fēng)速矢量；θ為二維轉(zhuǎn)臺(tái)的俯仰角；ψ為二維轉(zhuǎn)臺(tái)的水平旋轉(zhuǎn)角。

利用控制車輛的行駛速度和二維轉(zhuǎn)臺(tái)的轉(zhuǎn)動(dòng)方向，可以模擬不同飛行速度、飛行姿態(tài)下的大氣參數(shù)，如公式（3）所示。

（3）

式中：Vt為模擬真空速；α為模擬攻角；β為模擬側(cè)滑角。

需要注意的是，由于激光空速傳感器探測距離距車輛較遠(yuǎn)（30 m），當(dāng)二維轉(zhuǎn)臺(tái)俯仰角θ較高時(shí)，系統(tǒng)探測區(qū)域與車輛間的高度差較大。在實(shí)際試驗(yàn)中，為了避免激光直接指向地面或道路前方車輛，二維轉(zhuǎn)臺(tái)俯仰角長期處于較高的狀態(tài)，因此地表風(fēng)速、風(fēng)向在不同高度間的差別是車載試驗(yàn)的重要誤差來源。

2.2 試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

本文在成溫邛高速公路、成都第二繞城高速等視野較寬闊、兩側(cè)建筑物遮擋相對較少的道路進(jìn)行了26次車載試驗(yàn)。有效試驗(yàn)時(shí)間共計(jì)40.2 h。在所有試驗(yàn)中（實(shí)測的能見度最低為300 m，最高為10 km；氣溶膠粒子濃度最低為5 μg/m3，最高為200 μg/m3），激光空速傳感器均能正常工作，不受地表氣溶膠濃度和氣候環(huán)境影響。

當(dāng)汽車行駛速度為0 km/h～140 km/h時(shí)，激光空速傳感器輸出真空速參數(shù)與模擬真空速參數(shù)結(jié)果基本一致，在所有速度范圍內(nèi)，平均誤差＜3.6 km/h，但是部分時(shí)間段的誤差較明顯。典型試驗(yàn)結(jié)果如圖3所示。

在圖3中，當(dāng)次試驗(yàn)有效時(shí)間總計(jì)為70 min，在大部分時(shí)間段內(nèi)，激光空速傳感器輸出真空速參數(shù)與模擬真空速參數(shù)結(jié)果基本一致，但是在15：50左、右，兩者區(qū)別較大，最大誤差約8 km/h。考慮該時(shí)間段內(nèi)汽車分別進(jìn)行了高速行駛和低速行駛，并且誤差基本一致，可以認(rèn)為是該時(shí)間段內(nèi)空中和地表2個(gè)高度層間風(fēng)速不一致造成的誤差。

激光空速傳感器實(shí)測數(shù)據(jù)與模擬攻角、側(cè)滑角數(shù)據(jù)的對比結(jié)果如圖4所示。與真空速相比，攻角、側(cè)滑角的誤差隨汽車行駛速度增加而顯著降低，并且攻角誤差遠(yuǎn)低于側(cè)滑角。詳細(xì)精度分析數(shù)據(jù)見表2。

由于激光空速傳感器的攻角、側(cè)滑角是根據(jù)三軸速度進(jìn)行計(jì)算的，因此在激光三軸測速精度一致的前提下，攻角、側(cè)滑角理論上應(yīng)精度一致。在車載試驗(yàn)中，攻角是前向速度與垂直速度的函數(shù)，側(cè)滑角是前向速度與橫向速度的函數(shù)。前向速度主要與汽車行駛速度相關(guān)，垂直速度主要與垂直風(fēng)速相關(guān)，橫向速度主要與水平風(fēng)速相關(guān)。在自然環(huán)境下，水平風(fēng)速遠(yuǎn)大于垂直風(fēng)速且具有隨高度變化的特點(diǎn)，因此在車載試驗(yàn)中側(cè)滑角誤差遠(yuǎn)大于攻角。

3 飛行試驗(yàn)

3.1 飛行實(shí)驗(yàn)平臺(tái)

在進(jìn)行大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)試飛過程中，通常需要引入基準(zhǔn)大氣參數(shù)，將被測試大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)輸出參數(shù)與基準(zhǔn)大氣參數(shù)進(jìn)行比較，如果兩者間的誤差在設(shè)計(jì)指標(biāo)范圍內(nèi)，那么可以認(rèn)為被測試大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)輸出數(shù)據(jù)準(zhǔn)確。由載機(jī)加裝的前置桿或托錐測量出典型的基準(zhǔn)大氣參數(shù)。本文將羅賓遜R-44輕型直升機(jī)作為試飛載機(jī)，受載機(jī)條件限制，無法加裝前置桿或托錐，因此本文借鑒輕小型通航飛機(jī)試飛方法，在直升機(jī)上加裝GPS設(shè)備，采用GPS速度法進(jìn)行空速校準(zhǔn)試飛。

GPS速度法的原理是假設(shè)試飛區(qū)域的風(fēng)場穩(wěn)定不變化，可以利用載機(jī)GPS地速解算出真空速，從而進(jìn)行空速校準(zhǔn)。本文使用GPS往返等速平飛法進(jìn)行空速校準(zhǔn)，并基于該方法設(shè)計(jì)了飛行任務(wù)。在每一次試飛中飛行1個(gè)或多個(gè)高度層，在每個(gè)高度層，直升機(jī)向北、向南、向東和向西，分別從低速到高速以10 kn（18.52 km/h）為步進(jìn)單位進(jìn)行加速飛行。在南北、東西2個(gè)往返方向上，當(dāng)風(fēng)速、風(fēng)向無變化時(shí)，激光空速傳感器測量的真空速與GPS地速在每個(gè)方向上的差值應(yīng)基本一致，在往返方向上的差值符號(hào)應(yīng)相反。

本文參考車載試驗(yàn)，設(shè)計(jì)了使用二維轉(zhuǎn)臺(tái)模擬攻角、側(cè)滑角的試驗(yàn)方法，但是考慮飛行安全，在飛行過程中將二維轉(zhuǎn)臺(tái)鎖定。因此飛行試驗(yàn)中激光空速傳感器測量的攻角、側(cè)滑角是直升機(jī)的實(shí)際攻角、側(cè)滑角。系統(tǒng)在載機(jī)上的實(shí)際安裝方式如圖5所示。在實(shí)際飛行過程中，受直升機(jī)平臺(tái)限制，最大可控飛行速度為100 kn（185.2 km/h）。

3.2 試驗(yàn)數(shù)據(jù)分析

本文在湖北荊門、四川廣漢進(jìn)行了7架次直升機(jī)飛行試驗(yàn)，從地表到直升機(jī)典型飛行高度（海拔高度約3 000 m），激光空速傳感器均能正常輸出數(shù)據(jù)。某次試飛的實(shí)測真空速曲線如圖6所示，該次試飛的飛行高度為500 m，進(jìn)行了1次南北對飛，2次東西對飛。南北、東西往返飛行符合GPS往返等速平飛法的飛行要求，驗(yàn)證了飛行試驗(yàn)方法的有效性。本文統(tǒng)計(jì)分析了東、南、西和北4個(gè)方向激光大氣真空速與GPS地速誤差間的差值，所得該次試飛的平均誤差為2.48 km/h，見表3。

該次試飛激光空速傳感器輸出攻角、側(cè)滑角曲線如圖7所示。受載機(jī)條件和試驗(yàn)方法限制，無法定量驗(yàn)證攻角和側(cè)滑角精度。比較攻角、側(cè)滑角數(shù)據(jù)與圖6中的飛行速度，當(dāng)直升機(jī)飛行速度超過50 km/h時(shí)，實(shí)測攻角為負(fù)；當(dāng)直升機(jī)直線飛行時(shí)，側(cè)滑角為-1°～+1°，當(dāng)轉(zhuǎn)向時(shí)側(cè)滑角變化較大，以上數(shù)據(jù)均符合直升機(jī)飛行特點(diǎn)，可以初步認(rèn)為激光空速傳感器輸出的攻角、側(cè)滑角是有效的。

4 結(jié)論

本文設(shè)計(jì)了2種激光空速傳感器實(shí)驗(yàn)平臺(tái)，進(jìn)行了車載和飛行模擬試驗(yàn)。車載試驗(yàn)采用多種輔助設(shè)備進(jìn)行比較和分析，結(jié)果表明，車載全速度域下的真空速精度優(yōu)于3.6 km/h，同時(shí)能夠定量驗(yàn)證攻角和側(cè)滑角。但是目前車載系統(tǒng)對風(fēng)場的探測能力具有一定局限性，因此側(cè)滑角誤差大于攻角誤差。在飛行模擬試驗(yàn)中，本文通過GPS等速對飛，測量出真空速精度為2.48 km/h，同時(shí)對側(cè)滑角和攻角進(jìn)行定性分析，測量結(jié)果符合實(shí)際試飛情況。本文提出的車載試驗(yàn)方法具有低成本、高效率的優(yōu)點(diǎn)，對進(jìn)一步研制激光空速傳感器具有重要價(jià)值。

基于本文的研究方法和結(jié)論，可以在以下2個(gè)方面繼續(xù)進(jìn)行研究工作。1） 提升車載系統(tǒng)空間風(fēng)場探測能力，提高側(cè)滑角、攻角驗(yàn)證精度。2） 改進(jìn)飛行試驗(yàn)方法，進(jìn)行更大速度包線范圍內(nèi)的空速校準(zhǔn)試飛和攻角、側(cè)滑角校準(zhǔn)試飛。

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