CN110059396B - 飞行器飞行参数解算方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及飞行器技术领域，公开了一种飞行器飞行参数解算方法。其中，该方法包括：基于惯导提供的飞行器的马赫数M和飞行器上设置的测点的静压计算来流静压p_∞；基于所述来流静压p_∞计算虚拟总压p₀；基于所述虚拟总压p₀和测点的静压解算得到真实飞行器飞行参数。由此，可以有效计入结构变形对测点静压的影响，大幅增强大气数据传感系统(FADS)对易发生结构变形的抹刀形头部高速飞行器的适用性，显著提升发生结构变形条件下的飞行参数解算精度。

Description

飞行器飞行参数解算方法

技术领域

本发明涉及飞行器技术领域，尤其涉及一种飞行器飞行参数解算方法。

背景技术

采用吸气式动力的高速飞行器对于实时获取真实飞行条件下的大气参数(来流静压、飞行马赫数、攻角和侧滑角等参数)提出了迫切需求。实时准确的飞行状态参数不仅可以作为及时调整发动机工作状态的依据，使发动机保持在最优工作状态，且对于控制飞行器飞行姿态，优化飞行弹道具有重要意义。此外，为进一步改进设计，提升飞行器性能，需要获取真实可靠的飞行参数进行深入分析研究。

嵌入式大气数据传感(FADS，-Flush Airdata Sensing)系统是一种依靠嵌入在飞行器表面的压力传感器阵列来测量飞行器表面的压力分布，利用表面压力分布与飞行状态参数之间的关系，通过适当的算法获得飞行参数(来流静压、飞行马赫数、攻角和侧滑角等)的飞行数据传感系统。大气数据传感系统能有效克服目前测量飞行参数手段存在的误差随时间累积、长时精度较低的缺点，是长时巡航飞行器亟需突破的关键技术之一。

然而，高速飞行器在飞行过程中经受严酷的力热载荷环境，头部结构极易发生变形，这会改变其表面的压力分布，从而直接影响布置于其上的FADS压力测点测量得到的静压数据。因此，想要解算得到真实的飞行参数，必须在解算模型中计入结构变形的影响并加以修正，但现有技术中尚没有针对可能发生头部结构变形的高速飞行器的飞行参数解算方法。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术不足，提供了一种飞行器飞行参数解算方法，能够解决上述现有技术中的问题。

本发明的技术解决方案：一种飞行器飞行参数解算方法，其中，该方法包括：

基于惯导提供的飞行器的马赫数M和飞行器上设置的测点的静压计算来流静压p_∞；

基于所述来流静压p_∞计算虚拟总压p₀；

基于所述虚拟总压p₀和测点的静压解算得到真实飞行器飞行参数。

优选地，通过下式基于惯导提供的飞行器的马赫数M和飞行器上设置的测点的静压计算来流静压p_∞：

p_∞＝f₁(M,P1,P3)*(p_PD1+p_PU1)，

其中，f₁为以M,P1,P3为自变量的多项式函数，P1,P3均为无量纲压力，p_PD1为飞行器头部下表面对称面上沿飞行器轴线前部布置的测点PD1的静压，p_PU1为飞行器头部上表面对称面上沿飞行器轴线前部布置的测点PU1的静压，p_PR和p_PL为飞行器头部侧面线上沿飞行器轴线同一位置左右对称地布置的两个测点的静压。

优选地，通过下式基于所述来流静压p_∞计算虚拟总压p₀：

其中，γ为空气的比热比。

优选地，真实飞行器飞行参数包括真实攻角、真实侧滑角、真实马赫数和真实来流静压。

优选地，通过下式基于所述虚拟总压p₀和测点的静压解算得到真实马赫数M^*：

M^*＝g₁(P4',P1',P3')，

其中，g₁为以P1',P3',P4'为自变量的多项式函数，P1',P3',P4'为以虚拟总压无量纲化的压力系数。

优选地，通过下式基于所述虚拟总压p₀和测点的静压解算得到真实侧滑角β^*：

β^*＝g₃(P4',P1',P3')，

其中，g₃为以P1',P3',P4'为自变量的多项式函数。

优选地，通过下式基于所述虚拟总压p₀和测点的静压解算得到真实来流静压p_∞ ^*：

p_∞ ^*＝g₄(P4',P1',P3')*(p_PD1+p_PU1)，

其中，g₄为以P1',P3',P4'为自变量的多项式函数。

优选地，通过下式基于所述虚拟总压p₀和测点的静压解算得到真实攻角α₂ ^*：

α₂ ^*＝g₅(M^*,P2',β^*)，

其中，g₅为以M^*,P2',β^*为自变量的多项式函数，α₂ ^*对应于飞行器头部上表面对称面上沿飞行器轴线后部布置的测点PU2与飞行器头部下表面对称面上沿飞行器轴线后部布置的测点PD2处的平均当地攻角，P2'为测点PU2和测点PD2处的测点无量纲压力。

通过上述技术方案，可以有效计入结构变形对测点静压的影响，大幅增强大气数据传感系统(FADS)对易发生结构变形的抹刀形头部高速飞行器的适用性，显著提升发生结构变形条件下的飞行参数解算精度。

附图说明

所包括的附图用来提供对本发明实施例的进一步的理解，其构成了说明书的一部分，用于例示本发明的实施例，并与文字描述一起来阐释本发明的原理。显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明实施例提供的一种飞行器飞行参数解算方法的流程图；

图2为本发明实施例中飞行器上下表面对称面上的压力测点布置示意图；

图3为本发明实施例中飞行器左右侧面线上压力测点布置示意图。

具体实施方式

下面将结合附图对本发明的具体实施例进行详细说明。在下面的描述中，出于解释而非限制性的目的，阐述了具体细节，以帮助全面地理解本发明。然而，对本领域技术人员来说显而易见的是，也可以在脱离了这些具体细节的其它实施例中实践本发明。

在此需要说明的是，为了避免因不必要的细节而模糊了本发明，在附图中仅仅示出了与根据本发明的方案密切相关的设备结构和/或处理步骤，而省略了与本发明关系不大的其他细节。

图1为本发明实施例提供的一种飞行器飞行参数解算方法的流程图。

如图1所示，本发明实施例提供了一种飞行器飞行参数解算方法，其中，该方法包括：

S100，基于惯导提供的飞行器的马赫数M和飞行器上设置的测点的静压计算来流静压p_∞；

其中，可以利用大气数据传感系统(即，依靠嵌入在飞行器表面的压力传感器阵列来测量飞行器表面的压力分布)测量飞行器上设置的测点的静压。

S102，基于所述来流静压p_∞计算虚拟总压p₀；

S104，基于所述虚拟总压p₀和测点的静压解算得到真实飞行器飞行参数(即，利用有总压的解算算法进行解算)。

通过上述技术方案，可以有效计入结构变形对测点静压的影响，大幅增强大气数据传感(FADS)系统对易发生结构变形的抹刀形头部高速飞行器的适用性，显著提升发生结构变形条件下的飞行参数解算精度。

举例来讲，结构变形使得飞行器头部表面型线发生改变，这相当于改变了测点位置处感受到的当地来流攻角，即结构变形对FADS测点压力的影响可以引入测点位置处的当地气流攻角来刻画。当地来流攻角定义为在飞行器结构不发生变形的条件下，相应于某测点处压力值所对应的飞行器攻角。在飞行器结构发生变形的条件下，不同测点位置处对应各自的当地来流攻角。进而可以再利用不同测点位置处变形量不同的特点建立不同测点位置处的当地来流攻角之间的代数关系式建立一种基于最小二乘法拟合的参数解算模型。

根据本发明一种实施例，通过下式基于惯导提供的飞行器的马赫数M和飞行器上设置的测点的静压计算来流静压p_∞：

p_∞＝f₁(M,P1,P3)*(p_PD1+p_PU1)，

其中，f₁为以M,P1,P3为自变量的多项式函数，P1,P3均为无量纲压力，p_PD1为飞行器头部下表面对称面上沿飞行器轴线前部布置的测点PD1的静压，p_PU1为飞行器头部上表面对称面上沿飞行器轴线前部布置的测点PU1的静压，p_PR和p_PL为飞行器头部侧面线上沿飞行器轴线同一位置左右对称地布置的两个测点的静压。

图2为本发明实施例中飞行器上下表面对称面上的压力测点布置示意图。

图3为本发明实施例中飞行器左右侧面线上压力测点布置示意图。

如图2和3所示，可以在飞行器头部上表面对称面上沿飞行器轴线前后布置两个测点(即，分别记为PU1、PU2)，可以在飞行器头部下表面对称面上沿飞行器轴线前后布置两个测点(即，分别记为PD1、PD2)，以及可以在飞行器头部侧面线上沿飞行器轴线同一位置左右对称地布置两个测点(即，分别记为PL、PR)。

举例来讲，采用惯导提供的飞行马赫数信息，由上下表面对称面上沿飞行器轴线位置靠前的两个测点压力可以获取上下表面对称面上沿飞行器轴线位置靠前的两个测点在同一轴线方向位置截面处的当地来流攻角(此时，上表面靠前的测点对应的当地来流攻角与下表面靠前的测点对应的当地来流攻角相同)。类似的，由上下表面对称面上沿飞行器轴线位置靠后的两个测点压力可以获取这两个测点处的平均当地来流攻角。在发生结构变形的条件下前后两个位置处的当地攻角是不同的。飞行器侧滑角可由头部侧面线上沿飞行器轴线同一位置左右对称布置的两个测点压力直接解算获得。

根据本发明一种实施例，通过下式基于所述来流静压p_∞计算虚拟总压p₀：

其中，γ为空气的比热比。

根据本发明一种实施例，真实飞行器飞行参数包括真实攻角、真实侧滑角、真实马赫数和真实来流静压。

根据本发明一种实施例，通过下式基于所述虚拟总压p₀和测点的静压解算得到真实马赫数M^*：

M^*＝g₁(P4',P1',P3')，

其中，g₁为以P1',P3',P4'为自变量的多项式函数，P1',P3',P4'为以虚拟总压无量纲化的压力系数。

根据本发明一种实施例，通过下式基于所述虚拟总压p₀和测点的静压解算得到真实侧滑角β^*：

β^*＝g₃(P4',P1',P3')，

其中，g₃为以P1',P3',P4'为自变量的多项式函数。

根据本发明一种实施例，通过下式基于所述虚拟总压p₀和测点的静压解算得到真实来流静压p_∞ ^*：

p_∞ ^*＝g₄(P4',P1',P3')*(p_PD1+p_PU1)，

其中，g₄为以P1',P3',P4'为自变量的多项式函数。

根据本发明一种实施例，通过下式基于所述虚拟总压p₀和测点的静压解算得到真实攻角α₂ ^*：

α₂ ^*＝g₅(M^*,P2',β^*)，

其中，g₅为以M^*,P2',β^*为自变量的多项式函数，α₂ ^*对应于飞行器头部上表面对称面上沿飞行器轴线后部布置的测点PU2与飞行器头部下表面对称面上沿飞行器轴线后部布置的测点PD2处的平均当地攻角，P2'为测点PU2和测点PD2处的测点无量纲压力。

由上述实施例可以解算得到真实马赫数M^*、真实攻角α₂ ^*、真实侧滑角β^*、真实来流静压p_∞ ^*

此外，对于上述实施例中涉及的拟合公式，其自变量数目均为3个，多项式函数的形式可以统一为：

F＝f(X,Y,Z)＝∑c_i,j,kXⁱY^jZ^k。

其中，各自变量的最高幂次(i,j,k)一般不超过4，各项系数c_i,j,k可由最小二乘法给出，本发明不对此进行限定。

如上针对一种实施例描述和/或示出的特征可以以相同或类似的方式在一个或更多个其它实施例中使用，和/或与其它实施例中的特征相结合或替代其它实施例中的特征使用。

应该强调，术语“包括/包含”在本文使用时指特征、整件、步骤或组件的存在，但并不排除一个或更多个其它特征、整件、步骤、组件或其组合的存在或附加。

本发明以上的方法可以由硬件实现，也可以由硬件结合软件实现。本发明涉及这样的计算机可读程序，当该程序被逻辑部件所执行时，能够使该逻辑部件实现上文所述的装置或构成部件，或使该逻辑部件实现上文所述的各种方法或步骤。本发明还涉及用于存储以上程序的存储介质，如硬盘、磁盘、光盘、DVD、flash存储器等。

这些实施例的许多特征和优点根据该详细描述是清楚的，因此所附权利要求旨在覆盖这些实施例的落入其真实精神和范围内的所有这些特征和优点。此外，由于本领域的技术人员容易想到很多修改和改变，因此不是要将本发明的实施例限于所例示和描述的精确结构和操作，而是可以涵盖落入其范围内的所有合适修改和等同物。

本发明未详细说明部分为本领域技术人员公知技术。

Claims (7)

1.一种飞行器飞行参数解算方法，其特征在于，该方法包括：

基于惯导提供的飞行器的马赫数M和飞行器上设置的测点的静压计算来流静压p_∞；

基于所述来流静压p_∞计算虚拟总压p₀；

基于所述虚拟总压p₀和测点的静压解算得到真实飞行器飞行参数；

通过下式基于惯导提供的飞行器的马赫数M和飞行器上设置的测点的静压计算来流静压p_∞：

p_∞＝f₁(M,P1,P3)*(p_PD1+p_PU1)，

其中，f₁为以M,P1,P3为自变量的多项式函数，P1,P3均为无量纲压力，p_PD1为飞行器头部下表面对称面上沿飞行器轴线前部布置的测点PD1的静压，p_PU1为飞行器头部上表面对称面上沿飞行器轴线前部布置的测点PU1的静压，p_PR和p_PL为飞行器头部侧面线上沿飞行器轴线同一位置左右对称地布置的两个测点的静压，多项式函数的形式统一为：

F＝f(X,Y,Z)＝∑c_i,j,kXⁱY^jZ^k，

其中，各自变量的最高幂次(i,j,k)不超过4，各项系数c_i,j,k由最小二乘法给出。

2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，通过下式基于所述来流静压p_∞计算虚拟总压p₀：

其中，γ为空气的比热比。

3.根据权利要求2所述的方法，其特征在于，真实飞行器飞行参数包括真实攻角、真实侧滑角、真实马赫数和真实来流静压。

4.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，通过下式基于所述虚拟总压p₀和测点的静压解算得到真实马赫数M^*：

M^*＝g₁(P4',P1',P3')，

其中，g₁为以P1',P3',P4'为自变量的多项式函数，P1',P3',P4'为以虚拟总压无量纲化的压力系数。

5.根据权利要求4所述的方法，其特征在于，通过下式基于所述虚拟总压p₀和测点的静压解算得到真实侧滑角β^*：

β^*＝g₃(P4',P1',P3')，

其中，g₃为以P1',P3',P4'为自变量的多项式函数。

6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，通过下式基于所述虚拟总压p₀和测点的静压解算得到真实来流静压p_∞ ^*：

p_∞ ^*＝g₄(P4',P1',P3')*(p_PD1+p_PU1)，

其中，g₄为以P1',P3',P4'为自变量的多项式函数。

7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，通过下式基于所述虚拟总压p₀和测点的静压解算得到真实攻角α₂ ^*：

α₂ ^*＝g₅(M^*,P2',β^*)，

其中，g₅为以M^*,P2',β^*为自变量的多项式函数，α₂ ^*对应于飞行器头部上表面对称面上沿飞行器轴线后部布置的测点PU2与飞行器头部下表面对称面上沿飞行器轴线后部布置的测点PD2处的平均当地攻角，P2'为测点PU2和测点PD2处的测点无量纲压力。

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