一種嵌入式大氣測(cè)量裝置性能評(píng)估方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于超聲速或高超聲速嵌入式大氣數(shù)據(jù)測(cè)量裝置測(cè)量性能評(píng)估技術(shù)領(lǐng)域， 具體涉及一種嵌入式大氣測(cè)量裝置性能評(píng)估方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 嵌入式大氣數(shù)據(jù)測(cè)量裝置（Flush Air Data System,簡(jiǎn)稱(chēng)"FADS")通過(guò)直接測(cè)量 飛行器表面壓力解算飛行來(lái)流馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角等大氣參數(shù)，具有精度高且能滿(mǎn)足超/ 高超聲速飛行條件的特點(diǎn)。
[0003] 傳統(tǒng)測(cè)量技術(shù)一般通過(guò)探出式空速管和角度傳感器組合實(shí)現(xiàn)對(duì)上述數(shù)據(jù)的測(cè)量。 探針式測(cè)量技術(shù)發(fā)展比較成熟，但是隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，其技術(shù)方案的局限性愈加 明顯。例如，當(dāng)飛行器處于較高馬赫數(shù)飛行狀態(tài)時(shí)，其前端突出的測(cè)量裝置難W適應(yīng)頭部極 高溫度，并且其與周?chē)髿庀嗷プ饔眯纬傻募げǜ蓴_將影響飛行器的氣動(dòng)性能；另外，飛行 器在大攻角飛行狀態(tài)下，前端大氣數(shù)據(jù)測(cè)量裝置將可能成為引起頭部潤(rùn)流及側(cè)向不穩(wěn)定的 主要因素，導(dǎo)致飛行器控制品質(zhì)下降。
[0004] 大氣層內(nèi)超聲速/高超聲速飛行器的吸氣式動(dòng)力系統(tǒng)工作控制、氣動(dòng)熱管理與控 巧1|、高精度飛行控制等領(lǐng)域?qū)Ω呔蕊w行來(lái)流參數(shù)均有迫切需求，F(xiàn)ADS在臨近空間超聲速 /高超聲速飛行器上有廣泛的應(yīng)用前景。嵌入式大氣數(shù)據(jù)測(cè)量裝置技術(shù)新、難度大，國(guó)內(nèi)相 關(guān)技術(shù)剛起步不久，還面臨一系列關(guān)鍵技術(shù)需要攻克。
[0005] 嵌入式大氣數(shù)據(jù)測(cè)量裝置性能評(píng)估技術(shù)是嵌入式大氣數(shù)據(jù)測(cè)量裝置研制的關(guān)鍵 技術(shù)之一。嵌入式大氣數(shù)據(jù)測(cè)量裝置性能精度高，馬赫數(shù)高且范圍寬，送對(duì)評(píng)估基準(zhǔn)數(shù)據(jù)精 度提出了嚴(yán)苛的要求。傳統(tǒng)的亞聲速大氣測(cè)量裝置飛機(jī)掛飛評(píng)估技術(shù)無(wú)法滿(mǎn)足嵌入式大氣 數(shù)據(jù)測(cè)量系統(tǒng)的高馬赫數(shù)需求；地面風(fēng)洞試驗(yàn)評(píng)估方法存在天地差異不能全面模擬飛行過(guò) 程力、熱環(huán)境，評(píng)估大氣測(cè)量裝置測(cè)量性能具有一定局限性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明的目的在于提供一種嵌入式大氣測(cè)量裝置性能評(píng)估方法，解決超聲速、高 超聲速嵌入式大氣數(shù)據(jù)測(cè)量裝置的測(cè)量性能評(píng)估的問(wèn)題；
[0007] 本發(fā)明的技術(shù)方案如下；一種嵌入式大氣測(cè)量裝置性能評(píng)估方法，該方法具體包 括如下步驟：
[0008] 步驟1、測(cè)量獲得飛行試驗(yàn)剖面內(nèi)氣象數(shù)據(jù)；
[0009] 步驟2、通過(guò)地面經(jīng)締儀及彈上慣組同步測(cè)量導(dǎo)彈實(shí)際飛行彈道參數(shù)；
[0010] 步驟3、通過(guò)遙測(cè)系統(tǒng)同步獲取大氣測(cè)量裝置，測(cè)量壓力場(chǎng)數(shù)據(jù)及大氣參數(shù)解算數(shù) 據(jù)；
[0011] 步驟4、利用風(fēng)場(chǎng)數(shù)據(jù)修正彈道參數(shù)，獲得基準(zhǔn)來(lái)流參數(shù)；
[0012] 步驟5、根據(jù)導(dǎo)彈飛行高度、大氣氣壓、來(lái)流馬赫數(shù)、來(lái)流攻角W及來(lái)流側(cè)滑角數(shù)據(jù) 沿彈道不同時(shí)刻導(dǎo)彈頭部表面壓力場(chǎng)數(shù)據(jù)進(jìn)行氣動(dòng)仿真預(yù)示，并在判斷局部壓力場(chǎng)測(cè)量正 確的前提下，大氣測(cè)量裝置有效進(jìn)行大氣參數(shù)解算；
[0013] 步驟6、比較大氣測(cè)量裝置輸出的馬赫數(shù)、攻角、及滑角與上述步驟獲得的飛行來(lái) 流基準(zhǔn)大氣參數(shù)來(lái)流馬赫數(shù)、來(lái)流攻角、來(lái)流側(cè)滑角，從而獲得大氣測(cè)量裝置大氣參數(shù)測(cè)量 精度，W評(píng)價(jià)大氣測(cè)量裝置測(cè)量性能是否滿(mǎn)足指標(biāo)要求。
[0014] 所述的步驟4具體包括：
[0015] 步驟4. 1、在發(fā)射坐標(biāo)系下將實(shí)測(cè)大氣風(fēng)速、風(fēng)向數(shù)據(jù)與彈體坐標(biāo)系下飛行對(duì)地速 度進(jìn)行疊加獲得相對(duì)飛行來(lái)流速度；
[0016] 步驟4. 2、根據(jù)大氣風(fēng)場(chǎng)氣溫測(cè)量結(jié)果插值獲取沿飛行彈道不同時(shí)刻聲速；
[0017] 步驟4. 3、在考慮實(shí)際大氣風(fēng)場(chǎng)的飛行來(lái)流速度和聲速情況下，計(jì)算獲得沿飛行彈 道不同時(shí)刻飛行來(lái)流馬赫數(shù)、來(lái)流攻角W及來(lái)流側(cè)滑角。
[0018] 所述的步驟1中獲得飛行試驗(yàn)剖面內(nèi)氣象數(shù)據(jù)具體為：
[0019] 在飛行試驗(yàn)前，通過(guò)地面氣象雷達(dá)、探空氣球測(cè)量飛行試驗(yàn)剖面內(nèi)氣象數(shù)據(jù)，即高 度Η = 0~20km范圍內(nèi)氣壓P、氣溫T、風(fēng)速Vf、風(fēng)向Φ，其中，氣溫測(cè)量偏差± 1. 5°C、風(fēng)速 測(cè)量偏差±10% *Vf m/s、風(fēng)向測(cè)量偏差在風(fēng)速> 25m/s條件下為±5°，在風(fēng)速《25m/s 條件下為±10。。
[0020] 所述的步驟2具體為：
[0021] 通過(guò)地面經(jīng)締儀及彈上慣組同步測(cè)量導(dǎo)彈實(shí)際飛行彈道參數(shù)，包括導(dǎo)彈飛行速度 Vd(對(duì)地）、俯仰角口、偏航角Ψ、滾轉(zhuǎn)角Y、高度H，彈道速度測(cè)量偏差不大于0. 2m/s，其中， 上述參數(shù)不包括實(shí)際風(fēng)場(chǎng)影響。
[0022] 所述的步驟5具體為：
[0023] 根據(jù)導(dǎo)彈飛行高度H、大氣氣壓P、來(lái)流馬赫數(shù)Ma。、來(lái)流攻角α。W及來(lái)流側(cè)滑角 目。數(shù)據(jù)沿彈道不同時(shí)刻導(dǎo)彈頭部表面壓力場(chǎng)Pi。數(shù)據(jù)進(jìn)行氣動(dòng)仿真預(yù)示；將大氣測(cè)量裝置 實(shí)測(cè)導(dǎo)彈頭部表面壓力場(chǎng)Pi曲線(xiàn)與氣動(dòng)仿真預(yù)示導(dǎo)彈頭部表面壓力場(chǎng)Pi。曲線(xiàn)進(jìn)行比較， 兩者相差小于2%，則局部壓力場(chǎng)測(cè)量正確，大氣測(cè)量裝置可有效地進(jìn)行大氣參數(shù)解算。
[0024] 所述的步驟6具體為：
[00巧]比較大氣測(cè)量裝置輸出的馬赫數(shù)Ma、攻角α、及滑角目與上述步驟獲得的飛行 來(lái)流基準(zhǔn)大氣參數(shù)來(lái)流馬赫數(shù)Ma。、來(lái)流攻角α。、來(lái)流側(cè)滑角目。，從而獲得大氣測(cè)量裝置 大氣參數(shù)測(cè)量精度AMa = Ma-Ma。、Δα = α-α〇、Δ目二目-目。；在馬赫數(shù)2.0~3. 5、 攻角、側(cè)滑角-10°~+10°的范圍內(nèi)，馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角測(cè)量精度滿(mǎn)足AMa《 ±0.06、 Δ α《1°、Δ目《Γ，W此評(píng)價(jià)大氣測(cè)量裝置測(cè)量性能是否滿(mǎn)足指標(biāo)要求。
[0026] 所述的步驟4. 1具體步驟為：
[0027] 在發(fā)射坐標(biāo)系下將實(shí)測(cè)大氣風(fēng)速Vf、風(fēng)向Φ數(shù)據(jù)與彈體坐標(biāo)系下飛行對(duì)地速度 進(jìn)行疊加獲得相對(duì)飛行來(lái)流速度V為
[0028]
[0029] 其中，Vx = Vdx+Vfx，Vy = Vdy+Vfy，Vz = Vdz+Vfz ;
[0030] 坐標(biāo)轉(zhuǎn)換公式如下：
[0031]
[003引其中，xi、yi、zi為彈體坐標(biāo)系下的參數(shù)；Xi。、yi。、Zi。為發(fā)射坐標(biāo)系下的參數(shù)。
[0033] 所述的步驟4. 2中沿飛行彈道不同時(shí)刻聲速具體為：
[0034] 根據(jù)大氣風(fēng)場(chǎng)氣溫測(cè)量結(jié)果插值獲取沿飛行彈道不同時(shí)刻聲速<3 ;。如長(zhǎng)f，其中，k 為氣體比熱比；R為氣體常數(shù)；T為氣體溫度。
[0035] 所述的步驟4. 3的具體步驟為：
[0036] 在考慮實(shí)際大氣風(fēng)場(chǎng)的飛行來(lái)流速度V W及聲速a情況下，沿飛行彈道不同時(shí)刻 飛行來(lái)流馬赫數(shù)為：
[0037] Ma〇 = V/a [00測(cè)來(lái)流攻角為：
[0039] α。= -arctan (Vy/vJ
[0040] 其中，Vy為速度坐標(biāo)系的y向速度；Vy為速度坐標(biāo)系下的X向速度；
[0041] 來(lái)流側(cè)滑角為：
[0042] 目。=arcsin (Vz/v)
[0043] 其中，V,為速度坐標(biāo)系下的z向速度；V為速度坐標(biāo)系下的和速度；
[0044] Ma。來(lái)流馬赫數(shù)的精度為0. 03 ; α。來(lái)流攻角的精度為±0. 2° ;目。來(lái)流側(cè)滑角的 精度為±0.2°。
[0045] 本發(fā)明的顯著效果在于；本發(fā)明所述的一種嵌入式大氣測(cè)量裝置性能評(píng)估方法， 可獲得較高精度的實(shí)際飛行來(lái)流基準(zhǔn)大氣參數(shù)，在馬赫數(shù)2. 0~3. 5范圍內(nèi)實(shí)際飛行來(lái)流 馬赫數(shù)偏差為±0.03;-10°~+10°范圍內(nèi)攻角、側(cè)滑角精度為±0.2°，用此高精度基準(zhǔn) 大氣參數(shù)數(shù)據(jù)可對(duì)嵌入式大氣測(cè)量裝置測(cè)量精度進(jìn)行有效評(píng)估。
【附圖說(shuō)明】
[0046] 圖1為本發(fā)明所述的一種嵌入式大氣測(cè)量裝置性能評(píng)估方法流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0047] 下面結(jié)合附圖及具體實(shí)施例對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說(shuō)明。
[0048] 如圖1所示，一種嵌入式大氣測(cè)量裝置性能評(píng)估方法，該方法具體包括如下步驟：
[0049] 步驟1、測(cè)量獲得飛行試驗(yàn)剖面內(nèi)氣象數(shù)據(jù)；
[0050] 在飛行試驗(yàn)前，通過(guò)地面氣象雷達(dá)、探空氣球測(cè)量飛行試驗(yàn)剖面內(nèi)氣象數(shù)據(jù)，即高 度Η = 0~20km范圍內(nèi)氣壓Ρ、氣溫Τ、風(fēng)速Vf、風(fēng)向Φ，其中，氣溫測(cè)量偏差±1. 5°C、風(fēng)速 測(cè)量偏差±10% *Vf m/s、風(fēng)向測(cè)量偏差在風(fēng)速> 25m/s條件下為±5°，在風(fēng)速《25m/s 條件下為±10。；
[0051] 步驟2、通過(guò)地面經(jīng)締儀及彈上慣組同步測(cè)量導(dǎo)彈實(shí)際飛行彈道參數(shù)；
[0052] 通過(guò)地面經(jīng)締儀及彈上慣組同步測(cè)量導(dǎo)彈實(shí)際飛行彈道參數(shù)，包括導(dǎo)彈飛行速度 Vd(對(duì)地）、俯仰角心、偏航角Ψ、滾轉(zhuǎn)角Y、高度H，彈道速度測(cè)量偏差不大于0. 2m/s，其中， 上述參數(shù)不包括實(shí)際風(fēng)場(chǎng)影響；
[0053] 步驟3、通過(guò)遙測(cè)系統(tǒng)同步獲取大氣測(cè)量裝置，測(cè)量壓力場(chǎng)數(shù)據(jù)及大氣參數(shù)解算數(shù) 據(jù)；
[0054] 步驟4、利用風(fēng)場(chǎng)數(shù)據(jù)修正彈道參數(shù)，獲得基準(zhǔn)來(lái)流參數(shù)；
[00巧]步驟4. 1、在發(fā)射坐標(biāo)系下將實(shí)測(cè)大氣風(fēng)速、風(fēng)向數(shù)據(jù)與彈體坐標(biāo)系下飛行對(duì)地速 度進(jìn)行疊加獲得相對(duì)飛行來(lái)流速度；
[0056] 在發(fā)射坐標(biāo)系下將實(shí)測(cè)大氣風(fēng)速Vf、風(fēng)向Φ數(shù)據(jù)與彈體坐標(biāo)系下飛行