CN111122106A - 一种全压受感器测量误差的修正方法和计算机设备 - Google Patents

一种全压受感器测量误差的修正方法和计算机设备 Download PDF

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CN111122106A CN201911323231.5A CN201911323231A CN111122106A CN 111122106 A CN111122106 A CN 111122106A CN 201911323231 A CN201911323231 A CN 201911323231A CN 111122106 A CN111122106 A CN 111122106A
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杜超超
李少雄
杨锐
王瑾
孙海玲
李晓君
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    • G01MEASURING; TESTING
    • G01MTESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M9/00Aerodynamic testing; Arrangements in or on wind tunnels
    • G01M9/06Measuring arrangements specially adapted for aerodynamic testing

Abstract

本发明实施例公开了一种全压受感器测量误差的修正方法和计算机设备,其中修正方法包括:获取全压受感器的测量误差值与管头位置局部攻角的第一对应关系;获取飞机的真实攻角与管头位置局部攻角的第二对应关系;根据第一对应关系和第二对应关系,计算得到飞机的真实攻角与测量误差值的第三对应关系;根据第三对应关系,以及真实攻角,解算当前飞行状态下全压受感器的测量误差值,并根据解算得到的测量误差值计算出全压补偿量值;根据全压补偿量值和全压受感器测量得到的全压测量值,计算出全压修正值。本发明实施例提高了大攻角情况下全压受感器的全压测量精度,提高了大气数据指示准确性,提高了飞机的安全性。

Description

一种全压受感器测量误差的修正方法和计算机设备
技术领域
本申请涉及但不限于飞机全压测量技术领域,尤指一种全压受感器测量误差的修正方法和计算机设备。
背景技术
飞机飞行过程中,可使用的攻角范围一般都比较大,而通常这个攻角范围对应到全压受感器所在位置的局部攻角范围时,其范围会变得更大。在飞机大攻角飞行时,全压受感器所在位置的局部攻角超出了全压受感器测量误差的精度保证范围,导致全压测量损失较大,从而出现大攻角飞行时的空速、高度等大气数据信息测量不准确的情况,不能准确地反映飞机当前的实际飞行状态,给飞行人员带来了很大的使用负担,并且对飞机飞行带来极大的安全隐患。
为解决上述问题,需要对大攻角飞行时的全压测量误差进行修正。
发明内容
为了解决上述技术问题,本发明实施例提供了一种全压受感器测量误差的修正方法和计算机设备,以解决全压受感器进行全压测量的过程中,由于全压受感器的局部攻角超出了测量误差的精度保证范围,从而出现大攻角飞行时的空速、高度等大气数据信息测量不准确的情况,而导致对飞机飞行带来极大安全隐患的问题,通过本发明实施例提供的方法,提高大攻角飞行时全压受感器测量精度,最终实现大攻角飞行时空速、高度等信息的准确测量,减轻飞行人员负担,提高飞机安全性。
本发明实施例提供一种全压受感器测量误差的修正方法,包括:
获取全压受感器的测量误差值与所述全压受感器的管头位置局部攻角的第一对应关系;
获取飞机的真实攻角与所述全压受感器的管头位置局部攻角的第二对应关系;
根据所述第一对应关系和所述第二对应关系,计算得到所述飞机的真实攻角与所述全压受感器的测量误差值的第三对应关系;
根据所述第三对应关系,以及所述飞机飞行时实时采集到的真实攻角,解算当前飞行状态下所述全压受感器的测量误差值,并根据解算得到的所述测量误差值计算出全压补偿量值;
根据所述全压补偿量值和所述全压受感器测量得到的全压测量值,计算出全压修正值,所述全压修正值用于在进行大气解算时作为所述全压受感器的测量误差的修正量。
可选地,如上所述的全压受感器测量误差的修正方法中,所述获取全压受感器的测量误差值与所述全压受感器的管头位置局部攻角的第一对应关系,包括:
根据所述全压受感器的地面风洞试验结果,得到所述全压受感器的测量误差值与所述全压受感器的管头位置局部攻角的点阵关系;
将所述管头位置局部攻角在负15度到正15度之间的点阵关系进行线性插值拟合,将所述管头位置局部攻角小于负15度及大于正15度的点阵关系进行2阶多项式拟合,得到所述全压受感器的测量误差值与所述全压受感器的管头位置局部攻角的函数关系。
可选地,如上所述的全压受感器测量误差的修正方法中,所述获取飞机的真实攻角与所述全压受感器的管头位置局部攻角的第二对应关系,包括:
通过气动仿真方式进行仿真分析,得到所述飞机的真实攻角与所述全压受感器的管头位置局部攻角的线性差值关系。
可选地,如上所述的全压受感器测量误差的修正方法中,
所述全压受感器的测量误差值与所述全压受感器的管头位置局部攻角的函数关系为:
其中,所述Cpt为所述全压受感器的测量误差值,所述αp局为所述全压受感器的管头位置局部攻角,所述A0、所述B0和所述C0为常数;
所述飞机的真实攻角与所述全压受感器的管头位置局部攻角的线性差值关系为:αp局=A1α+B1
其中,所述αp局为所述全压受感器的管头位置局部攻角,所述α为所述飞机的真实攻角,所述A1和所述B1为常数,且B1=B2+ΔV,所述B2为常数,所述ΔV为所述飞机试飞后修正常数。
可选地,如上所述的全压受感器测量误差的修正方法中,根据所述第一对应关系和所述第二对应关系,计算得到所述飞机的真实攻角与所述全压受感器的测量误差值的第三对应关系,包括:
根据所述全压受感器的测量误差值与所述全压受感器的管头位置局部攻角的函数关系和所述飞机的真实攻角与所述全压受感器的管头位置局部攻角的线性差值关系,计算得到所述飞机的真实攻角与所述全压受感器的测量误差值的函数关系为:
其中,所述所述B=2A0A1B1+A1B0,所述
可选地,如上所述的全压受感器测量误差的修正方法中,所述根据解算得到的所述测量误差值计算出的全压补偿量值为:
ΔPt=0.7CptM2Ps;
其中,所述ΔPt为全压补偿量值,所述M为马赫数,所述Ps为静压值;
所述根据所述全压补偿量值和所述全压受感器测量得到的全压测量值,计算出全压修正值,包括:
将所述全压补偿量值ΔPt叠加到所述全压受感器测量到的全压测量值中,计算出的所述全压修正值为:
Pt=Pt+ΔPt;
其中,所述Pt为所述全压修正值,所述Pt为所述全压受感器测量到的全压测量值。
可选地,如上所述的全压受感器测量误差的修正方法中,还包括:
采用所述全压修正值进行大气解算,以获取对所述全压受感器的测量误差进行修正后的大气解算结果。
可选地,如上所述的全压受感器测量误差的修正方法中,还包括:
将所述飞机飞行时实时采集到的真实攻角,与所述第三对应关系进行匹配和对比,得到所述第三对应关系的检测结果,并根据所述检测结果对所述第三对应关系进行调整。
本发明实施例还一种计算机设备,包括:存储器和处理器;
所述存储器,被配置为保存可执行指令;
所述处理器,被配置为在执行所述存储器保存的所述可执行指令时实现如上述任一项所述的全压受感器测量误差的修正方法。
本发明实施例还一种计算机可读存储介质,所述计算机可读存储介质存储有可执行指令,所述可执行指令被处理器执行时实现如上述任一项所述的全压受感器测量误差的修正方法。
本发明实施例提供的全压受感器测量误差的修正方法和计算机设备,将地面风洞试验结果得到全压受感器的测量误差值(即Cpt)与全压受感器管头局部攻角的函数关系,以及通过CFD仿真分析获得飞机真攻角与全压受感器管头位置局部攻角的关系进行了综合,得到了飞机真攻角与全压受感器测量误差值(即Cpt)的关系(即第三对应关系),且该关系式阶次小、计算量小,软件实现容易。另外,上述得到的关系式(即第三对应关系)可通过试飞后对比标准数据,叠加一个常值的方法进行修正,试飞修正简单,容易实现。并且,本发明实施例提供的修正方法针对大攻角飞行时全压受感器的测量误差较大的问题进行修正,提高大攻角飞行时全压受感器测量精度,最终实现大攻角飞行时空速、高度等信息的准确测量,减轻飞行人员负担,提高飞机安全性。
附图说明
附图用来提供对本发明技术方案的进一步理解,并且构成说明书的一部分,与本申请的实施例一起用于解释本发明的技术方案,并不构成对本发明技术方案的限制。
图1为本发明实施例提供的一种全压受感器测量误差的修正方法的流程图;
图2为本发明实施例提供的另一种全压受感器测量误差的修正方法的流程图;
图3为对本发明实施例提供的全压受感器测量误差的修正方法装订后的流程图。
具体实施方式
为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚明白,下文中将结合附图对本发明的实施例进行详细说明。需要说明的是,在不冲突的情况下,本申请中的实施例及实施例中的特征可以相互任意组合。
在附图的流程图示出的步骤可以在诸如一组计算机可执行指令的计算机系统中执行。并且,虽然在流程图中示出了逻辑顺序,但是在某些情况下,可以以不同于此处的顺序执行所示出或描述的步骤。
本发明提供以下几个具体的实施例可以相互结合,对于相同或相似的概念或过程可能在某些实施例不再赘述。
图1为本发明实施例提供的一种全压受感器测量误差的修正方法的流程图。本实施例提供的全压受感器测量误差的修正方法可以由机载计算机执行,如图1所示,本发明实施例提供的全压受感器测量误差的修正方法可以包括如下步骤:
S110,获取全压受感器的测量误差值与全压受感器的管头位置局部攻角的第一对应关系;
S120,获取飞机的真实攻角与全压受感器的管头位置局部攻角的第二对应关系;
S130,根据第一对应关系和第二对应关系,计算得到飞机的真实攻角与全压受感器的测量误差值的第三对应关系;
S140,根据第三对应关系,以及飞机飞行时实时采集到的真实攻角,解算当前飞行状态下全压受感器的测量误差值,并根据解算得到的测量误差值计算出全压补偿量值;
S150,根据全压补偿量值和全压受感器测量得到的全压测量值,计算出全压修正值,该全压修正值用于在进行大气解算时作为全压受感器的测量误差的修正量。
本发明实施例提供的全压受感器测量误差的修正方法,针对全压传感器在大攻角情况使用时全压测量误差损失较大的问题,进行修正。本发明实施例的技术方案为:
首先根据全压受感器地面风洞试验结果得到全压受感器的测量误差值(以下简称为:Cpt)与全压受感器管头局部攻角的第一对应关系(例如为函数关系),然后通过气动仿真软件(CFD)仿真分析获得飞机的真攻角与全压受感器管头位置局部攻角的第二对应关系,随后,根据上述第一对应关系和第二对应关系得到飞机真攻角与全压受感器的测量误差值(Cpt)的第三对应关系,并根据该第三对应关系进行测量误差补偿,最终需要根据试飞结果对飞机真攻角与全压受感器的测量误差值(Cpt)的关系进行修正。
以下对全压受感器测量误差的修正方法的实现方式进行进一步详细说明。
步骤一:本发明实施例在实际应用中,上述S110的实现方式可以为:
根据全压受感器的地面风洞试验结果,得到全压受感器的测量误差值(Cpt)与全压受感器的管头位置局部攻角的点阵关系;
将管头位置局部攻角在负15度到正15度之间的点阵关系进行线性插值拟合,将管头位置局部攻角小于负15度及大于正15度的点阵关系进行2阶多项式拟合,得到全压受感器的测量误差值与全压受感器的管头位置局部攻角的函数关系。
上述得到的全压受感器的测量误差值与全压受感器的管头位置局部攻角的函数关系即为S110中的第一对应关系。在本发明实施例中,对应局部攻角在负15度到正15度之间的点阵关系,由于误差小,补偿值忽略不计置为0;对应局部攻角小于负15度及大于正15度的点阵关系,进行2阶多项式拟合,得到全压受感器测量误差值(Cpt)与全压受感器管头局部攻角的函数关系。
上述函数关系可以为:
其中,Cpt为全压受感器的测量误差值,αp局为全压受感器的管头位置局部攻角,A0、B0和C0为常数。
步骤二:本发明实施例在实际应用中,上述S120的实现方式可以为:
通过气动仿真方式进行仿真分析,得到飞机的真实攻角与全压受感器的管头位置局部攻角的线性差值关系。
上述得到的飞机的真实攻角与全压受感器的管头位置局部攻角的线性差值关系即为S120中的第二对应关系。在本发明实施例中,可以通过CFD仿真分析得到飞机真攻角与全压受感器管头位置局部攻角的线性插值关系。
上述线性插值关系可以为:αp局=A1α+B1
其中,αp局为全压受感器的管头位置局部攻角,α为飞机的真实攻角,A1和B1为常数,且B1=B2+ΔV,B2为常数,ΔV为飞机试飞后修正常数。
步骤三:本发明实施例在实际应用中,上述S130的实现方式可以为:
根据全压受感器的测量误差值与全压受感器的管头位置局部攻角的函数关系(即第一对应关系)和飞机的真实攻角与全压受感器的管头位置局部攻角的线性差值关系(即第二对应关系),计算得到飞机的真实攻角与全压受感器的测量误差值的函数关系,该函数关系为:
即,可以定义为:
其中,三者均为常数。
步骤四:本发明实施例在实际应用中,上述S140的实现方式可以为:
根据飞机的真实攻角与全压受感器的测量误差值的函数关系(即第三对应关系),以及飞机飞行时实时采集到的真实攻角,解算当前飞行状态下全压受感器的测量误差值(Cpt),并根据解算得到的测量误差值计算出全压补偿量值ΔPt。
该步骤中计算出的全压补偿量值可以为:
ΔPt=0.7CptM2Ps;
其中,ΔPt为全压补偿量值,M为马赫数,Ps为静压值。
步骤五:本发明实施例在实际应用中,上述S150的实现方式可以为:
将全压补偿量值ΔPt叠加到全压受感器测量到的全压测量值中,计算出的所述全压修正值,该全压修正值可以为:
Pt=Pt+ΔPt;
其中,Pt为所述全压修正值,Pt为全压受感器测量到的全压测量值。
本发明实施例测量得到的全压修正值用于在进行大气解算时作为全压受感器的测量误差的修正量。
需要说明的是,本发明上述实施例中,S110和S120可以是分别执行的,即不限制S110和S120的执行顺序。
本发明实施例提供的全压受感器测量误差的修正方法,将地面风洞试验结果得到全压受感器的测量误差值(即Cpt)与全压受感器管头局部攻角的函数关系,以及通过CFD仿真分析获得飞机真攻角与全压受感器管头位置局部攻角的关系进行了综合,得到了飞机真攻角与全压受感器测量误差值(即Cpt)的关系(即第三对应关系),且该关系式阶次小、计算量小,软件实现容易。另外,上述得到的关系式(即第三对应关系)可通过试飞后对比标准数据,叠加一个常值的方法进行修正,试飞修正简单,容易实现。并且,本发明实施例提供的修正方法针对大攻角飞行时全压受感器的测量误差较大的问题进行修正,提高大攻角飞行时全压受感器测量精度,最终实现大攻角飞行时空速、高度等信息的准确测量,减轻飞行人员负担,提高飞机安全性。
可选地,图2为本发明实施例提供的另一种全压受感器测量误差的修正方法的流程图。在图1所示实施例的基础上,本发明实施例提供的方法还可以包括如下步骤:
S160,采用全压修正值进行大气解算,以获取对全压受感器的测量误差进行修正后的大气解算结果。
也就是说,在得到上述Pt后,可以在大气解算时均使用该Pt值,即对全压受感器的测量误差进行了修正。
可选地,本发明实施例提供的修正方法还可以包括:
S170,将飞机飞行时实时采集到的真实攻角,与第三对应关系进行匹配和对比,得到第三对应关系的检测结果,并根据检测结果对第三对应关系进行调整。
在本发明实施例中,可以根据飞机试飞,通过与标准全压进行对比,检验飞机真攻角与全压受感器的测量误差(Cpt)的关系的准确性并进行调整迭代,调整迭代时仅需要叠加一个常值ΔV即可得到调整后的准确关系,用于全压修正。因此,执行S170后,还可以返回执行S130。
图3为对本发明实施例提供的全压受感器测量误差的修正方法装订后的流程图。
S210,输入飞机的真实攻角;
S220,飞机真实攻角与全压受感器的测量误差值的关系;在本发明实施例中,根据上述实施例中已经获取的第一对应关系和第二对应关系,以及S210中输入的飞机真实攻角,可以得到飞机的真实攻角与全压受感器的测量误差值的关系;
S230,获取该飞行状态下的全压受感器的测量误差值(Cpt);
S240,根据测量误差值(Cpt)计算全压补偿量值;
S250,得到修正后的全压值;
S260,计算大气参数。
本发明实施例针对全压受感器在大攻角情况使用时全压测量误差损失较大的问题,设计了一种能够在飞机大攻角飞行时补偿全压受感器测量误差的方法。通过采用本发明实施例提供的修正方法中的全压受感器测量误差建模、飞机真攻角与全压受感器管头位置局部攻角建模、补偿量计算和试飞修正迭代的方法,能够快速、准确的对全压受感器测量全压误差进行修正,提高大攻角情况下全压受感器的全压测量精度,提高了大气数据指示准确性,提高了飞机的安全性。
基于本发明上述各实施例提供的全压受感器测量误差的修正方法,本发明实施例还提供一种计算机设备,该计算机设备包括:存储器和处理器;
存储器,被配置为保存可执行指令;
处理器,被配置为在执行所述存储器保存的所述可执行指令时实现如图1到图3示任一实施例中的全压受感器测量误差的修正方法。
本发明实施例还提供一种计算机可读存储介质,该计算机可读存储介质存储有可执行指令,该可执行指令被处理器执行时可以实现本发明上述任一实施例提供的全压受感器测量误差的修正方法。本发明实施例提供的计算机可读存储介质的实施方式与本发明上述实施例提供的全压受感器测量误差的修正方法基本相同,在此不做赘述。
本领域普通技术人员可以理解,上文中所公开方法中的全部或某些步骤、系统、装置中的功能模块/单元可以被实施为软件、固件、硬件及其适当的组合。在硬件实施方式中,在以上描述中提及的功能模块/单元之间的划分不一定对应于物理组件的划分;例如,一个物理组件可以具有多个功能,或者一个功能或步骤可以由若干物理组件合作执行。某些组件或所有组件可以被实施为由处理器,如数字信号处理器或微处理器执行的软件,或者被实施为硬件,或者被实施为集成电路,如专用集成电路。这样的软件可以分布在计算机可读介质上,计算机可读介质可以包括计算机存储介质(或非暂时性介质)和通信介质(或暂时性介质)。如本领域普通技术人员公知的,术语计算机存储介质包括在用于存储信息(诸如计算机可读指令、数据结构、程序模块或其他数据)的任何方法或技术中实施的易失性和非易失性、可移除和不可移除介质。计算机存储介质包括但不限于RAM、ROM、EEPROM、闪存或其他存储器技术、CD-ROM、数字多功能盘(DVD)或其他光盘存储、磁盒、磁带、磁盘存储或其他磁存储装置、或者可以用于存储期望的信息并且可以被计算机访问的任何其他的介质。此外,本领域普通技术人员公知的是,通信介质通常包含计算机可读指令、数据结构、程序模块或者诸如载波或其他传输机制之类的调制数据信号中的其他数据,并且可包括任何信息递送介质。
虽然本发明所揭露的实施方式如上,但所述的内容仅为便于理解本发明而采用的实施方式,并非用以限定本发明。任何本发明所属领域内的技术人员,在不脱离本发明所揭露的精神和范围的前提下,可以在实施的形式及细节上进行任何的修改与变化,但本发明的专利保护范围,仍须以所附的权利要求书所界定的范围为准。

Claims (10)

1.一种全压受感器测量误差的修正方法,其特征在于,包括:
获取全压受感器的测量误差值与所述全压受感器的管头位置局部攻角的第一对应关系;
获取飞机的真实攻角与所述全压受感器的管头位置局部攻角的第二对应关系;
根据所述第一对应关系和所述第二对应关系,计算得到所述飞机的真实攻角与所述全压受感器的测量误差值的第三对应关系;
根据所述第三对应关系,以及所述飞机飞行时实时采集到的真实攻角,解算当前飞行状态下所述全压受感器的测量误差值,并根据解算得到的所述测量误差值计算出全压补偿量值;
根据所述全压补偿量值和所述全压受感器测量得到的全压测量值,计算出全压修正值,所述全压修正值用于在进行大气解算时作为所述全压受感器的测量误差的修正量。
2.根据权利要求1所述的全压受感器测量误差的修正方法,其特征在于,所述获取全压受感器的测量误差值与所述全压受感器的管头位置局部攻角的第一对应关系,包括:
根据所述全压受感器的地面风洞试验结果,得到所述全压受感器的测量误差值与所述全压受感器的管头位置局部攻角的点阵关系;
将所述管头位置局部攻角在负15度到正15度之间的点阵关系进行线性插值拟合,将所述管头位置局部攻角小于负15度及大于正15度的点阵关系进行2阶多项式拟合,得到所述全压受感器的测量误差值与所述全压受感器的管头位置局部攻角的函数关系。
3.根据权利要求2所述的全压受感器测量误差的修正方法,其特征在于,所述获取飞机的真实攻角与所述全压受感器的管头位置局部攻角的第二对应关系,包括:
通过气动仿真方式进行仿真分析,得到所述飞机的真实攻角与所述全压受感器的管头位置局部攻角的线性差值关系。
4.根据权利要求3所述的全压受感器测量误差的修正方法,其特征在于,
所述全压受感器的测量误差值与所述全压受感器的管头位置局部攻角的函数关系为:
其中,所述Cpt为所述全压受感器的测量误差值,所述αp局为所述全压受感器的管头位置局部攻角,所述A0、所述B0和所述C0为常数;
所述飞机的真实攻角与所述全压受感器的管头位置局部攻角的线性差值关系为:αp局=A1α+B1
其中,所述αp局为所述全压受感器的管头位置局部攻角,所述α为所述飞机的真实攻角,所述A1和所述B1为常数,且B1=B2+ΔV,所述B2为常数,所述ΔV为所述飞机试飞后修正常数。
5.根据权利要求4所述的全压受感器测量误差的修正方法,其特征在于,根据所述第一对应关系和所述第二对应关系,计算得到所述飞机的真实攻角与所述全压受感器的测量误差值的第三对应关系,包括:
根据所述全压受感器的测量误差值与所述全压受感器的管头位置局部攻角的函数关系和所述飞机的真实攻角与所述全压受感器的管头位置局部攻角的线性差值关系,计算得到所述飞机的真实攻角与所述全压受感器的测量误差值的函数关系为:
其中,所述所述B=2A0A1B1+A1B0,所述
6.根据权利要求5所述的全压受感器测量误差的修正方法,其特征在于,所述根据解算得到的所述测量误差值计算出的全压补偿量值为:
ΔPt=0.7CptM2Ps;
其中,所述ΔPt为全压补偿量值,所述M为马赫数,所述Ps为静压值;
所述根据所述全压补偿量值和所述全压受感器测量得到的全压测量值,计算出全压修正值,包括:
将所述全压补偿量值ΔPt叠加到所述全压受感器测量到的全压测量值中,计算出的所述全压修正值为:
Pt=Pt+ΔPt;
其中,所述Pt为所述全压修正值,所述Pt为所述全压受感器测量到的全压测量值。
7.根据权利要求1~6中任一项所述的全压受感器测量误差的修正方法,其特征在于,还包括:
采用所述全压修正值进行大气解算,以获取对所述全压受感器的测量误差进行修正后的大气解算结果。
8.根据权利要求1~6中任一项所述的全压受感器测量误差的修正方法,其特征在于,还包括:
将所述飞机飞行时实时采集到的真实攻角,与所述第三对应关系进行匹配和对比,得到所述第三对应关系的检测结果,并根据所述检测结果对所述第三对应关系进行调整。
9.一种计算机设备,其特征在于,包括:存储器和处理器;
所述存储器,被配置为保存可执行指令;
所述处理器,被配置为在执行所述存储器保存的所述可执行指令时实现如权利要求1~8中任一项所述的全压受感器测量误差的修正方法。
10.一种计算机可读存储介质,其特征在于,所述计算机可读存储介质存储有可执行指令,所述可执行指令被处理器执行时实现如权利要求1~8中任一项所述的全压受感器测量误差的修正方法。
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