CN107588921A - 飞行器气动参数测量方法 - Google Patents
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Abstract
本发明提供一种飞行器气动参数测量方法，用于对包括气流角、动压和气动力三方面关键数据的测量。该方法包括如下步骤：计算气流角，气流角通过嵌入式大气数据传感系统或弹道重建方式获取，两种方式互为备份；计算动压，根据嵌入式大气数据传感系统的配置在飞行器上的压力传感器输出数据，解算动压，为计算气动力系数提供输入；计算气动力系数，利用加速度计测量输出，解算飞行器的气动力，即升力和阻力，再结合动压数据，利用气动力计算公式直接确定飞行器的升力系数和阻力系数。嵌入式大气数据传感系统配置有2套压力传感器。加速度计和陀螺配置多套。本发明采取硬件冗余设计、算法冗余设计，提高了气动参数测量的可靠性。
Description
技术领域
本发明涉及飞行器气动参数测量系统设计技术，具体涉及一种飞行器气动参数测量方法，属于飞行器气动测量技术领域。
背景技术
飞行器的气动参数主要包括气流角、动压和气动力三方面的关键数据。诸如战斗机、航天飞船返回舱等航空航天飞行器等都需要对气动参数进行测量。气动参数的测量精度严重影响着飞行器制导和控制的性能。由此可见气动参数测量方法的设计是飞行器设计的重要组成部分。
目前常规的测量方法对硬件和算法的冗余配置有待进一步加强，使得常规方法对硬件及算法的可靠性要求较高。常规方案中，由于缺少冗余配置，当某个硬件或算法出现故障时，会导致整个测量方案失效。
发明内容
本发明的目的是提供一种飞行器气动参数测量方法，用于对包括气流角、动压和气动力三方面关键数据的测量。该方法具有很好的冗余特性，从而提高气动参数测量的可靠性。
本发明的目的通过以下技术方案实现：
一种飞行器气动参数测量方法，包括如下步骤：计算气流角，所述气流角通过嵌入式大气数据传感系统或弹道重建方式获取，两种方式互为备份；计算动压，根据所述嵌入式大气数据传感系统的配置在飞行器上的压力传感器输出数据，解算动压，为计算气动力系数提供输入；计算气动力系数，利用加速度计测量输出，解算飞行器的气动力，即升力和阻力，再结合动压数据，利用气动力计算公式直接确定飞行器的升力系数和阻力系数。
作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的一种改进，通过所述嵌入式大气数据传感系统获取所述气流角时，在飞行器机体上布置一定的测压孔，采用压力传感器测量所述测压孔传递的大气压力，所述压力传感器测量的大气压力经过一定的解算方法求出所述气流角；在满足测量需求的基础配置基础上，在测量区增加1个或多个所述测压孔。
作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的进一步改进，对应所述飞行器机体上的每个所述测压孔配置2套独立的所述压力传感器。
作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的更进一步改进，所述气流角的所述解算方法为两种或两种以上，且互为备份，所述解算方法包括三点法和/或神经网络算法。
作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的另一种改进，通过弹道重建方式获取气流角时，利用雷达或GPS外测的弹道数据估计加速度计和陀螺的零位误差和弹道初始条件，根据所述零位误差修正所述加速度计和所述陀螺的内测数据，结合弹道初始条件和修正后的内测数据，获取全弹道位置、速度和姿态信息，通过姿态角和气流角的几何转换关系计算出气流角；所述雷达、所述GPS互为备份；所述加速度计和所述陀螺配置多套。
作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的进一步改进，通过姿态角和气流角的几何转换关系计算所述气流角的算法为两种或两种以上，且互为备份，所述算法包括极大似然法和/或遗传算法。
作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的改进，所述嵌入式大气数据传感系统配置有2套压力传感器，2套压力传感器各自独立完成对所有测压点的压力测量。
作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的改进，解算动压的方法为两种或两种以上，且互为备份，所述方法包括三点法和/或神经网络算法。
作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的改进，气动力测量用的加速度计配置多套。
作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的进一步改进，解算所述气动力的方法为两种或两种以上，且互为备份，所述方法包括极大似然法和/或遗传算法。
本发明的飞行器气动参数测量方法中，通过进行冗余配置，提高了气动参数测量的可靠性。
附图说明
图1是气动参数测量方法示意图。
具体实施方式
下面结合附图详细描述本发明的具体实施方式。
图1是气动参数测量方法示意图。如图1所示，本发明的飞行器气动参数测量方法，包括如下步骤：
步骤1：气流角计算，即获取飞行器攻角与侧滑角数据。
气流角计算可以通过嵌入式大气数据传感系统或弹道重建方式获取，这两种方式互为备份。
方式一、通过嵌入式大气数据传感系统(FADS)获取气流角。在飞行器机体上布置一定的测压孔，采用压力传感器测量测压孔传递的大气压力，压力传感器测量的大气压力经过一定的解算方法求出气流角。利用FADS测量气流角时，在满足测量需求的基础配置基础上，在测量区增加1个或多个FADS测压孔，对应飞行器机体上的每个测压孔配置2套独立的压力传感器，由此实现硬件冗余；对于解算方法，可以采用三点法、神经网络算法等多种数据处理方法，通过两种或两种以上互为备份的解算方法实现算法冗余。
方式二、弹道重建方式获取气流角。利用雷达或GPS外测的弹道数据(包括坐标位置和飞行速度)估计加速度计和陀螺的零位误差和弹道初始条件，根据零位误差修正加速度计和陀螺的内测数据，结合弹道初始条件和修正后的内测数据，获取全弹道位置、速度和姿态信息，通过姿态角和气流角的几何转换关系计算出气流角。雷达或GPS互为备份，实现弹道外测硬件冗余；弹道内测通过配置多套加速度计和陀螺实现硬件冗余；计算气流角的算法可以采用极大似然法、遗传算法等多种算法，通过两种或两种以上互为备份的算法实现算法冗余。
步骤2：动压计算，即根据嵌入式大气数据传感系统(FADS)的配置在飞行器上的压力传感器输出数据，解算动压，为计算气动力系数提供输入。
嵌入式大气数据传感系统(FADS)配置有2套压力传感器，2套压力传感器各自独立完成对所有测压点的压力测量。在动压测量方面，通过FADS配置的2套独立的压力传感器实现硬件冗余；解算动压的方法可以采用三点法、神经网络算法等多种数据处理方法，通过两种或两种以上互为备份的方法提供算法冗余。
步骤3：气动力系数计算。利用加速度计测量输出，解算飞行器的气动力，即升力和阻力，再结合动压数据，利用气动力计算公式直接确定飞行器的升力系数和阻力系数。
在气动力测量方面，通过配置多套加速度计，实现硬件冗余；解算气动力的方法可以采用极大似然法、遗传算法等多种方法，通过两种或两种以上互为备份的方法实现气动力解算的算法冗余，以确保剔除加速度计内测数据中的误差。
在获得气流角和气动力系数之后，便可以给出飞行过程中特定气动力环境下的气动力特性分析结果，供地面模型校核、完善气动力数据库、GNC和回收等分系统设计使用。
与上述飞行器气动参数测量方法相匹配，配置以下硬件获取相应测量数据：
(1)压力传感器：测量气流角和动压；
(2)加速度计：测量飞行过程中的过载，用于获取气流角和气动力计算；
(3)陀螺：测量飞行器姿态角速率，用于获取气流角；
(4)雷达或GPS接收系统：提供高精度弹道数据，作为弹道重建的数据基准以获取气流角。
本发明的飞行器气动参数测量方法中，分别针对气流角、动压和气动力的测量进行相应的获取方式设计，并采取硬件冗余设计、算法冗余设计。本发明不同于常规的气动参数测量方法，通过进行硬件冗余配置、算法冗余配置，提高了气动参数测量的可靠性。
本发明适用于行星际进/再入、近地轨道再入飞行器和航空飞行器的气动参数测量。
本发明中未说明部分属于本领域的公知技术。
以上对本发明的实施方式作了详细说明，但本发明不局限于所描述的实施方式。对于本领域的技术人员而言，在不脱离本发明的原理和精神的情况下对实施方式进行的变化、修改、替换和变型仍落入本发明的保护范围内。
Claims (10)
1.一种飞行器气动参数测量方法，其特征在于，包括如下步骤：
计算气流角；所述气流角通过嵌入式大气数据传感系统或弹道重建方式获取，两种方式互为备份；
计算动压；根据所述嵌入式大气数据传感系统的配置在飞行器上的压力传感器输出数据，解算动压，为计算气动力系数提供输入；
计算气动力系数；利用加速度计测量输出，解算飞行器的气动力，即升力和阻力，再结合动压数据，利用气动力计算公式直接确定飞行器的升力系数和阻力系数。
2.根据权利要求1所述的飞行器气动参数测量方法，其特征在于，通过所述嵌入式大气数据传感系统获取所述气流角时，在飞行器机体上布置一定的测压孔，采用压力传感器测量所述测压孔传递的大气压力，所述压力传感器测量的大气压力经过一定的解算方法求出所述气流角；在满足测量需求的基础配置基础上，在测量区增加1个或多个所述测压孔。
3.根据权利要求2所述的飞行器气动参数测量方法，其特征在于，对应所述飞行器机体上的每个所述测压孔配置2套独立的所述压力传感器。
4.根据权利要求3所述的飞行器气动参数测量方法，其特征在于，所述气流角的所述解算方法为两种或两种以上，且互为备份，所述解算方法包括三点法和/或神经网络算法。
5.根据权利要求1所述的飞行器气动参数测量方法，其特征在于，通过弹道重建方式获取气流角时，利用雷达或GPS外测的弹道数据估计加速度计和陀螺的零位误差和弹道初始条件，根据所述零位误差修正所述加速度计和所述陀螺的内测数据，结合弹道初始条件和修正后的内测数据，获取全弹道位置、速度和姿态信息，通过姿态角和气流角的几何转换关系计算出气流角；所述雷达、所述GPS互为备份；所述加速度计和所述陀螺配置多套。
6.根据权利要求5所述的飞行器气动参数测量方法，其特征在于，通过姿态角和气流角的几何转换关系计算所述气流角的算法为两种或两种以上，且互为备份，所述算法包括极大似然法和/或遗传算法。
7.根据权利要求1所述的飞行器气动参数测量方法，其特征在于，所述嵌入式大气数据传感系统配置有2套压力传感器，2套所述压力传感器各自独立完成对所有所述测压点的压力测量。
8.根据权利要求1至7中任一项所述的飞行器气动参数测量方法，其特征在于，解算动压的方法为两种或两种以上，且互为备份，所述方法包括三点法和/或神经网络算法。
9.根据权利要求1所述的飞行器气动参数测量方法，其特征在于，气动力测量用的加速度计配置多套。
10.根据权利要求1、2、3、4、5、6、7、9中任一项所述的飞行器气动参数测量方法，其特征在于，解算所述气动力的方法为两种或两种以上，且互为备份，所述方法包括极大似然法和/或遗传算法。
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