CN112163271A - 大气数据传感系统的大气参数解算方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种大气数据传感系统的大气参数解算方法，该方法包括：实时采集当前时刻飞行器的总压测点和表面静压测点的实际压力值；确定当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角所在的范围区间；分别获取m个马赫数离散点、n个飞行器攻角离散点和l个飞行器侧滑角离散点；获取N个离散大气参数组合；获取N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值；根据当前时刻飞行器的表面静压测点的实际压力值和理论压力值获取当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角，并获取当前时刻的来流静压。应用本发明的技术方案，能够解决现有技术中大气参数解算方法精度、稳定性和适用性差的技术问题。

Description

大气数据传感系统的大气参数解算方法

技术领域

本发明涉及大气参数解算技术领域，尤其涉及一种大气数据传感系统的大气参数解算方法。

背景技术

大气层内飞行的飞行器对大气参数(包括来流静压、飞行马赫数、攻角和侧滑角等参数)的测量提出了迫切需求。各类低速民用军用航空器上普遍采用空速管实现对大气参数的实时获取。通过感知布置于其上的一组测压点处的压力值，借助特定的算法或公式反算出所需的大气参数值。然而，当飞行速度进一步提高以致存在明显气动加热效应时，布置于飞行器头部或翼梢的空速管测量方式已不再适用。通常做法是将飞行器的压力测点布置于表面适当选取的位置并采用内嵌式测压点，在飞行器表面不引入额外突起物。

一般而言，无论对于高速或低速飞行器，总压测点以其测量值受飞行器姿态角(攻角、侧滑角)影响很小的特点而备受青睐。仿真和飞行结果表明，总压测点压力值提供了关于飞行速度和来流静压的最直观信息，是大气数据传感系统中重要的原始数据输入量。在高速飞行领域，发展依赖总压数据的高精度大气参数解算模型一直是研究的热点。

现有技术中大气参数解算方法中的模型一般是以总压数据对其余各表面测点压力数据进行无量纲化，对无量纲的表面测点压力进行简单加减组合运算后作为自变量，以待解算大气参数作为因变量，通过多项式或其它类型拟合公式获取大气参数。在该过程中，拟合公式的自变量、项数、阶次的选择强烈依赖建模经验，且难以甄别数据异常点，这使得大气参数解算方法的精度、稳定性和适用性差。

发明内容

本发明提供了一种大气数据传感系统的大气参数解算方法，能够解决现有技术中大气参数解算方法精度、稳定性和适用性差的技术问题。

本发明提供了一种大气数据传感系统的大气参数解算方法，该大气参数解算方法包括：实时采集当前时刻飞行器的总压测点的实际压力值和表面静压测点的实际压力值；分别根据前一时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角依次确定当前时刻的马赫数所在的范围区间、飞行器攻角所在的范围区间和飞行器侧滑角所在的范围区间；分别根据大气参数中马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角的精度需求依次将当前时刻的马赫数所在的范围区间、飞行器攻角所在的范围区间和飞行器侧滑角所在的范围区间离散化以分别获取m个马赫数离散点、n个飞行器攻角离散点和l个飞行器侧滑角离散点，m、n和l均为正整数；根据m个马赫数离散点、n个飞行器攻角离散点和l个飞行器侧滑角离散点获取N个离散大气参数组合，任一离散大气参数组合中均包括1个马赫数离散点、1个飞行器攻角离散点和1个飞行器侧滑角离散点，其中，N＝m×n×l；根据表面静压测点压力基准数据集获取N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值；根据当前时刻飞行器的表面静压测点的实际压力值和N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值获取当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角，并根据当前时刻的马赫数和当前时刻飞行器的总压测点的实际压力值获取当前时刻的来流静压以完成大气数据传感系统的大气参数解算。

进一步地，根据当前时刻飞行器的表面静压测点的实际压力值和N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值获取当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角具体包括：分别获取当前时刻飞行器的表面静压测点的实际压力值与N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值之间的差值，取最小差值对应的离散大气参数组合为当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角。

进一步地，飞行器的表面静压测点包括飞行器上表面中心线静压测点、飞行器下表面各级压缩面中心线静压测点、飞行器左侧面线静压测点和飞行器右侧面线静压测点。

进一步地，大气参数解算方法根据

计算当前时刻飞行器的表面静压测点的实际压力值与N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值之间的最小差值，其中，f_opt为最小差值，P为当前时刻飞行器的各个静压测点的实际压力值组成的向量，

为离散大气参数组合{M_i,α_j,β_k}对应的当前时刻飞行器的各个静压测点的理论压力值组成的向量，i∈[1,m]，j∈[1,m]，k∈[1,l]，i、j和k均为整数。

进一步地，当前时刻飞行器的各个静压测点的实际压力值组成的向量P＝(p₁,p₂,...,p_M,p_L,p_R)，其中，p₁为飞行器上表面中心线静压测点的实际压力值，p₂,...,p_M分别为飞行器下表面各级压缩面中心线静压测点的实际压力值，M为整数，p_L为飞行器左侧面线静压测点的实际压力值，p_R为飞行器右侧面线静压测点的实际压力值。

进一步地，离散大气参数组合{M_i,α_j,β_k}对应的当前时刻飞行器的各个静压测点的理论压力值组成的向量

其中，p′₁为飞行器上表面中心线静压测点的理论压力值，p′₂,...,p′_M分别为飞行器下表面各级压缩面中心线静压测点的理论压力值，p′_L为飞行器左侧面线静压测点的理论压力值，p′_R为飞行器右侧面线静压测点的理论压力值。

进一步地，大气参数解算方法根据

解算当前时刻的来流静压，其中，p_∞为当前时刻的来流静压，p₀为飞行器的总压测点的实际压力值，M为当前时刻的马赫数，γ为比热比。

进一步地，大气参数解算方法根据前一时刻的马赫数、时间步长和马赫数变化率确定当前时刻的马赫数所在的范围区间，根据前一时刻的飞行器攻角、时间步长和飞行器攻角变化率确定当前时刻的飞行器攻角所在的范围区间，根据前一时刻的飞行器侧滑角、时间步长和飞行器侧滑角变化率确定当前时刻的飞行器侧滑角所在的范围区间。

进一步地，大气参数解算方法根据前一时刻的大气参数解算结果或者惯导数据确定前一时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角。

进一步地，飞行器的总压测点为飞行器的头部前缘总压测点。

应用本发明的技术方案，提供了一种大气数据传感系统的大气参数解算方法，该大气参数解算方法通过将当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角所在的范围区间进行离散化，并采用离散点遍历的方法获取最优的大气参数作为当前时刻的大气参数。该大气参数解算方法有效避免了传统拟合公式法对自变量、项数和阶次选取的随意性，解决了算法的稳定性和精度难以保证的问题。与现有技术相比，本发明的技术方案其能够解决现有技术中大气参数解算方法精度、稳定性和适用性差的技术问题。

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示出了根据本发明的具体实施例提供的气数据传感系统的大气参数解算方法中的总压测点和飞行器中心线上静压测点分布示意图；

图2示出了根据本发明的具体实施例提供的气数据传感系统的大气参数解算方法中的飞行器左右侧面线上静压测点分布示意图。

具体实施方式

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组合。下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。以下对至少一个示例性实施例的描述实际上仅仅是说明性的，决不作为对本发明及其应用或使用的任何限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要注意的是，这里所使用的术语仅是为了描述具体实施方式，而非意图限制根据本申请的示例性实施方式。如在这里所使用的，除非上下文另外明确指出，否则单数形式也意图包括复数形式，此外，还应当理解的是，当在本说明书中使用术语“包含”和/或“包括”时，其指明存在特征、步骤、操作、器件、组件和/或它们的组合。

除非另外具体说明，否则在这些实施例中阐述的部件和步骤的相对布置、数字表达式和数值不限制本发明的范围。同时，应当明白，为了便于描述，附图中所示出的各个部分的尺寸并不是按照实际的比例关系绘制的。对于相关领域普通技术人员已知的技术、方法和设备可能不作详细讨论，但在适当情况下，所述技术、方法和设备应当被视为授权说明书的一部分。在这里示出和讨论的所有示例中，任何具体值应被解释为仅仅是示例性的，而不是作为限制。因此，示例性实施例的其它示例可以具有不同的值。应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步讨论。

如图1所示，根据本发明的具体实施例提供了一种大气数据传感系统的大气参数解算方法，该大气参数解算方法包括：实时采集当前时刻飞行器的总压测点的实际压力值和表面静压测点的实际压力值；分别根据前一时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角依次确定当前时刻的马赫数所在的范围区间、飞行器攻角所在的范围区间和飞行器侧滑角所在的范围区间；分别根据大气参数中马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角的精度需求依次将当前时刻的马赫数所在的范围区间、飞行器攻角所在的范围区间和飞行器侧滑角所在的范围区间离散化以分别获取m个马赫数离散点、n个飞行器攻角离散点和l个飞行器侧滑角离散点，m、n和l均为正整数；根据m个马赫数离散点、n个飞行器攻角离散点和l个飞行器侧滑角离散点获取N个离散大气参数组合，任一离散大气参数组合中均包括1个马赫数离散点、1个飞行器攻角离散点和1个飞行器侧滑角离散点，其中，N＝m×n×l；根据表面静压测点压力基准数据集获取N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值；根据当前时刻飞行器的表面静压测点的实际压力值和N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值获取当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角，并根据当前时刻的马赫数和当前时刻飞行器的总压测点的实际压力值获取当前时刻的来流静压以完成大气数据传感系统的大气参数解算。

应用此种配置方式，提供了一种大气数据传感系统的大气参数解算方法，该大气参数解算方法通过将当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角所在的范围区间进行离散化，并采用离散点遍历的方法获取最优的大气参数作为当前时刻的大气参数。该大气参数解算方法有效避免了传统拟合公式法对自变量、项数和阶次选取的随意性，解决了算法的稳定性和精度难以保证的问题。与现有技术相比，本发明的技术方案其能够解决现有技术中大气参数解算方法精度、稳定性和适用性差的技术问题。

进一步地，在本发明中，为了对大气数据传感系统的大气参数进行解算，首先实时采集当前时刻飞行器的总压测点的实际压力值和表面静压测点的实际压力值。

作为本发明的一个具体实施例，如图1和图2所示，飞行器的总压测点为飞行器的头部前缘总压测点，标记为0点。飞行器的表面静压测点包括飞行器上表面中心线静压测点、飞行器下表面各级压缩面中心线静压测点、飞行器左侧面线静压测点和飞行器右侧面线静压测点，其中，飞行器上表面中心线静压测点标记为1点，飞行器下表面各级压缩面中心线静压测点从头部前缘向后依次标记为2、3、……、M点，M为整数，飞行器左侧面线静压测点和飞行器右侧面线静压测点分别标记为L点和R点。

此外，在本发明中，在获取当前时刻飞行器的总压测点的实际压力值和表面静压测点的实际压力值之后，分别根据前一时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角依次确定当前时刻的马赫数所在的范围区间、飞行器攻角所在的范围区间和飞行器侧滑角所在的范围区间。

在本发明中，飞行器的总压测点压力值可由波后滞止压力理论公式

获取，其中，p_∞为当前时刻的来流静压，p₀为所述飞行器的总压测点的实际压力值，M为当前时刻的马赫数，γ为比热比。由此可见，总压测点压力值仅与来流静压和马赫数有关，而与飞行器攻角和侧滑角无关。当飞行器的总压测点的实际压力值p₀可测时，当前时刻的来流静压p_∞是当前时刻的马赫数的单值函数，由此可将马赫数和来流静压两个优化变量简化为来流静压一个优化变量，在本发明的大气参数解算方法中首先获取马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角，然后根据马赫数获取相应的来流静压。

作为本发明的一个具体实施例，大气参数解算方法可根据前一时刻的马赫数M₀、时间步长和马赫数变化率确定当前时刻的马赫数所在的范围区间[M_min，M_max]，根据前一时刻的飞行器攻角α₀、时间步长和飞行器攻角变化率确定当前时刻的飞行器攻角所在的范围区间[α_min，α_max]，根据前一时刻的飞行器侧滑角β₀、时间步长和飞行器侧滑角变化率确定当前时刻的飞行器侧滑角所在的范围区间[β_min，β_max]。在该实施例中，大气参数解算方法可根据前一时刻的大气参数解算结果或者惯导数据确定前一时刻的马赫数M₀、飞行器攻角α₀和飞行器侧滑角β₀。

进一步地，在本发明中，在获取当前时刻的马赫数所在的范围区间、飞行器攻角所在的范围区间和飞行器侧滑角所在的范围区间之后，分别根据大气参数中马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角的精度需求依次将当前时刻的马赫数所在的范围区间、飞行器攻角所在的范围区间和飞行器侧滑角所在的范围区间离散化以分别获取m个马赫数离散点、n个飞行器攻角离散点和l个飞行器侧滑角离散点，m、n和l均为正整数。作为本发明的一个具体实施例，根据大气参数中马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角的精度需求即可确定马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角的合理步长，并根据各自的步长在范围区间内进行离散化，获取各自的离散点集合(M₁,M₂,...,M_m)、(α₁,α₂,...,α_n)和(β₁,β₂,...,β_l)。

此外，在本发明中，在将当前时刻的马赫数所在的范围区间、飞行器攻角所在的范围区间和飞行器侧滑角所在的范围区间离散化之后，根据m个马赫数离散点、n个飞行器攻角离散点和l个飞行器侧滑角离散点获取N个离散大气参数组合，任一离散大气参数组合中均包括1个马赫数离散点、1个飞行器攻角离散点和1个飞行器侧滑角离散点，其中，N＝m×n×l。

进一步地，在本发明中，在获取N个离散大气参数组合之后，可根据表面静压测点压力基准数据集获取N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值。作为本发明的一个具体实施例，可采用多维变量插值法根据表面静压测点压力基准数据集获取N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值。在该实施例中，表面静压测点压力基准数据集可通过CFD方法或理论公式计算获得。

此外，在本发明中，在获取N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值之后，根据当前时刻飞行器的表面静压测点的实际压力值和N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值获取当前时刻的马赫数M、飞行器攻角α和飞行器侧滑角β。

作为本发明的一个具体实施例，可分别获取当前时刻飞行器的表面静压测点的实际压力值与N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值之间的差值，取最小差值对应的离散大气参数组合为当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角。

在该实施例中，大气参数解算方法可根据

计算当前时刻飞行器的表面静压测点的实际压力值与N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值之间的最小差值，其中，f_opt为最小差值，P为当前时刻飞行器的各个静压测点的实际压力值组成的向量，

为离散大气参数组合{M_i,α_j,β_k}对应的当前时刻飞行器的各个静压测点的理论压力值组成的向量，i∈[1,m]，j∈[1,m]，k∈[1,l]，i、j和k均为整数。

在本发明中，当前时刻飞行器的各个静压测点的实际压力值组成的向量P＝(p₁,p₂,...,p_M,p_L,p_R)，p₁为飞行器上表面中心线静压测点的实际压力值，p₂,...,p_M分别为飞行器下表面各级压缩面中心线静压测点的实际压力值，M为整数，p_L为飞行器左侧面线静压测点的实际压力值，p_R为飞行器右侧面线静压测点的实际压力值。离散大气参数组合{M_i,α_j,β_k}对应的当前时刻飞行器的各个静压测点的理论压力值组成的向量

p′₁为飞行器上表面中心线静压测点的理论压力值，p′₂,...,p′_M分别为飞行器下表面各级压缩面中心线静压测点的理论压力值，p′_L为飞行器左侧面线静压测点的理论压力值，p′_R为飞行器右侧面线静压测点的理论压力值。

由此，计算模型

可进一步表示为

其中q∈{1,2,...,M,L,R}。

进一步地，在本发明中，在获取当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角之后，根据当前时刻的马赫数和当前时刻飞行器的总压测点的实际压力值获取当前时刻的来流静压以完成大气数据传感系统的大气参数解算。

作为本发明的一个具体实施例，大气参数解算方法根据

解算当前时刻的来流静压。

在本发明中，大气数据传感系统的大气参数解算方法的本质是一个最优化问题，即寻找最优大气参数组合，使得各压力测点的实际压力值与理论值之间的差异尽可能小。本发明将大气参数解算归结为最优化问题，待求解大气参数作为优化变量，确定合理的目标函数和优化变量区间，并采用离散点遍历法获取最优的大气参数作为当前时刻的大气参数。本发明的大气参数解算方法能够有效避免了传统拟合公式法对自变量、项数、阶次选取的随意性，解决了算法的稳定性和精度难以保证的问题。本发明以影响测点压力的物理规律为基础，物理意义清晰，算法稳定性好，精度灵活可调，工程适用性强，且已在相关飞行试验中获得了验证。

为了对本发明有进一步地了解，下面结合图1和图2对本发明的大气数据传感系统的大气参数解算方法进行详细说明。

如图1和图2所示，根据本发明的具体实施例提供了一种大气数据传感系统的大气参数解算方法，该大气参数解算方法具体包括以下步骤。

步骤一，实时采集当前时刻飞行器的总压测点的实际压力值和表面静压测点的实际压力值。

步骤二，分别根据前一时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角依次确定当前时刻的马赫数所在的范围区间、飞行器攻角所在的范围区间和飞行器侧滑角所在的范围区间。

步骤三，分别根据大气参数中马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角的精度需求依次将当前时刻的马赫数所在的范围区间、飞行器攻角所在的范围区间和飞行器侧滑角所在的范围区间离散化以分别获取m个马赫数离散点、n个飞行器攻角离散点和l个飞行器侧滑角离散点，m、n和l均为正整数。

步骤四，根据m个马赫数离散点、n个飞行器攻角离散点和l个飞行器侧滑角离散点获取N个离散大气参数组合，任一离散大气参数组合中均包括1个马赫数离散点、1个飞行器攻角离散点和1个飞行器侧滑角离散点，其中，N＝m×n×l；根据表面静压测点压力基准数据集获取N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值。

步骤五，根据

计算当前时刻飞行器的表面静压测点的实际压力值与N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻飞行器的表面静压测点的理论压力值之间的最小差值，取最小差值对应的离散大气参数组合为当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角。并根据根据

解算当前时刻的来流静压以完成大气数据传感系统的大气参数解算。

综上所述，本发明提供了一种大气数据传感系统的大气参数解算方法，该大气参数解算方法通过将当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角所在的范围区间进行离散化，并采用离散点遍历的方法获取最优的大气参数作为当前时刻的大气参数。该大气参数解算方法有效避免了传统拟合公式法对自变量、项数和阶次选取的随意性，解决了算法的稳定性和精度难以保证的问题。与现有技术相比，本发明的技术方案其能够解决现有技术中大气参数解算方法精度、稳定性和适用性差的技术问题。

为了便于描述，在这里可以使用空间相对术语，如“在……之上”、“在……上方”、“在……上表面”、“上面的”等，用来描述如在图中所示的一个器件或特征与其他器件或特征的空间位置关系。应当理解的是，空间相对术语旨在包含除了器件在图中所描述的方位之外的在使用或操作中的不同方位。例如，如果附图中的器件被倒置，则描述为“在其他器件或构造上方”或“在其他器件或构造之上”的器件之后将被定位为“在其他器件或构造下方”或“在其他器件或构造之下”。因而，示例性术语“在……上方”可以包括“在……上方”和“在……下方”两种方位。该器件也可以其他不同方式定位(旋转90度或处于其他方位)，并且对这里所使用的空间相对描述作出相应解释。

此外，需要说明的是，使用“第一”、“第二”等词语来限定零部件，仅仅是为了便于对相应零部件进行区别，如没有另行声明，上述词语并没有特殊含义，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。

以上所述仅为本发明的优选实施例而已，并不用于限制本发明，对于本领域的技术人员来说，本发明可以有各种更改和变化。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种大气数据传感系统的大气参数解算方法，其特征在于，所述大气参数解算方法包括：

实时采集当前时刻飞行器的总压测点的实际压力值和表面静压测点的实际压力值；

分别根据前一时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角依次确定当前时刻的马赫数所在的范围区间、飞行器攻角所在的范围区间和飞行器侧滑角所在的范围区间；

分别根据大气参数中马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角的精度需求依次将所述当前时刻的马赫数所在的范围区间、飞行器攻角所在的范围区间和飞行器侧滑角所在的范围区间离散化以分别获取m个马赫数离散点、n个飞行器攻角离散点和l个飞行器侧滑角离散点，所述m、n和l均为正整数；

根据所述m个马赫数离散点、n个飞行器攻角离散点和l个飞行器侧滑角离散点获取N个离散大气参数组合，任一所述离散大气参数组合中均包括1个马赫数离散点、1个飞行器攻角离散点和1个飞行器侧滑角离散点，其中，N＝m×n×l；根据表面静压测点压力基准数据集获取所述N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻所述飞行器的表面静压测点的理论压力值；

根据当前时刻所述飞行器的表面静压测点的所述实际压力值和所述N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻所述飞行器的表面静压测点的所述理论压力值获取当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角，并根据当前时刻的马赫数和所述当前时刻飞行器的总压测点的实际压力值获取当前时刻的来流静压以完成大气数据传感系统的大气参数解算。

2.根据权利要求1所述的大气数据传感系统的大气参数解算方法，其特征在于，根据当前时刻所述飞行器的表面静压测点的所述实际压力值和所述N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻所述飞行器的表面静压测点的所述理论压力值获取当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角具体包括：分别获取当前时刻所述飞行器的表面静压测点的所述实际压力值与所述N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻所述飞行器的表面静压测点的所述理论压力值之间的差值，取最小差值对应的离散大气参数组合为所述当前时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角。

3.根据权利要求2所述的大气数据传感系统的大气参数解算方法，其特征在于，所述飞行器的表面静压测点包括飞行器上表面中心线静压测点、飞行器下表面各级压缩面中心线静压测点、飞行器左侧面线静压测点和飞行器右侧面线静压测点。

4.根据权利要求3所述的大气数据传感系统的大气参数解算方法，其特征在于，所述大气参数解算方法根据

计算当前时刻所述飞行器的表面静压测点的所述实际压力值与所述N个离散大气参数组合分别对应的当前时刻所述飞行器的表面静压测点的所述理论压力值之间的最小差值，其中，f_opt为所述最小差值，P为当前时刻所述飞行器的各个静压测点的所述实际压力值组成的向量，

为离散大气参数组合{M_i,α_j,β_k}对应的当前时刻所述飞行器的各个静压测点的所述理论压力值组成的向量，i∈[1,m]，j∈[1,m]，k∈[1,l]，i、j和k均为整数。

5.根据权利要求4所述的大气数据传感系统的大气参数解算方法，其特征在于，当前时刻所述飞行器的各个静压测点的所述实际压力值组成的向量P＝(p₁,p₂,...,p_M,p_L,p_R)，其中，p₁为所述飞行器上表面中心线静压测点的实际压力值，p₂,...,p_M分别为所述飞行器下表面各级压缩面中心线静压测点的实际压力值，M为整数，p_L为所述飞行器左侧面线静压测点的实际压力值，p_R为所述飞行器右侧面线静压测点的实际压力值。

6.根据权利要求4所述的大气数据传感系统的大气参数解算方法，其特征在于，离散大气参数组合{M_i,α_j,β_k}对应的当前时刻所述飞行器的各个静压测点的所述理论压力值组成的向量

其中，p₁′为所述飞行器上表面中心线静压测点的理论压力值，p′₂,...,p′_M分别为所述飞行器下表面各级压缩面中心线静压测点的理论压力值，p′_L为所述飞行器左侧面线静压测点的理论压力值，p′_R为所述飞行器右侧面线静压测点的理论压力值。

7.根据权利要求1至6中任一项所述的大气数据传感系统的大气参数解算方法，其特征在于，所述大气参数解算方法根据

解算当前时刻的来流静压，其中，p_∞为当前时刻的来流静压，p₀为所述飞行器的总压测点的实际压力值，M为当前时刻的马赫数，γ为比热比。

8.根据权利要求1所述的大气数据传感系统的大气参数解算方法，其特征在于，所述大气参数解算方法根据前一时刻的马赫数、时间步长和马赫数变化率确定当前时刻的马赫数所在的范围区间，根据前一时刻的飞行器攻角、所述时间步长和飞行器攻角变化率确定当前时刻的飞行器攻角所在的范围区间，根据前一时刻的飞行器侧滑角、所述时间步长和飞行器侧滑角变化率确定当前时刻的飞行器侧滑角所在的范围区间。

9.根据权利要求8所述的大气数据传感系统的大气参数解算方法，其特征在于，所述大气参数解算方法根据前一时刻的大气参数解算结果或者惯导数据确定所述前一时刻的马赫数、飞行器攻角和飞行器侧滑角。

10.根据权利要求1至9中任一项所述的大气数据传感系统的大气参数解算方法，其特征在于，所述飞行器的总压测点为所述飞行器的头部前缘总压测点。

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