CN113281001B - 基于集成式微型大气数据模块的全速域大气数据解算方法 - Google Patents

Abstract

本发明公开了基于集成式微型大气数据模块的全速域大气数据解算方法，涉及嵌入式大气数据测量技术领域，该算法通过线性插值提供了一种将离散的风洞校准数据扩展为连续的数据的方法；以马赫数为判别依据，通过残差收敛的方法提供了一种提高大气参数解算精度的方式。该算法流程简洁有效，计算效率高，解算结果精度较高，适用于低功耗的机载集成式大气数据模块。

Description

基于集成式微型大气数据模块的全速域大气数据解算方法

技术领域

本发明涉及大气参数测量领域，尤其涉及了基于集成式微型大气数据模块的全速域大气数据解算方法。

背景技术

随着航空航天飞行器不断向高速高空发展，高超声速航空航天飞行器对大气层内飞行时，迎角、侧滑角、空速和动压等大气参数的精准测量提出了更高的要求。传统的航空飞行器所使用的风标式传感器，存在机械部件多、动态特性差的缺点；传统的航天飞行器使用的惯导系统，则存在测量累计误差逐渐增大的缺点。基于嵌入式大气数据传感系统技术(Flush Air Data Sensing System)的测量方式近年来成为国内外大气参数测量研究的热点，其具有不破坏飞行器表面气动外形、受气动热效应影响小、精度高以及响应速度快的特点。

目前，国外搭载FADS技术的验证机已进行飞行验证，同时对嵌入式大气数据传感系统技术的机理研究已具备一定基础，国内对于FADS技术的研究基本停留在理论阶段和原理样机试制阶段。普遍使用“压力传感器——电脑”的搭配方式，由传感器进行数据采集，电脑进行大气数据的解算与传输，该方案体积大、部件多，不适合在飞行器上搭载，解算算法对解算单元的性能要求较高。

目前，国内并未见到可适用于集成化、小型化、运算能力相对有限的集成式大气数据模块的可测量高超声速飞行器全速域大气数据解算方法。

发明内容

本发明提供基于集成式微型大气数据模块的全速域大气数据解算方法，能够结合风洞校准试验结果，为高超声速飞行器提供可行的、连续的全速域数据解算算法，计算效率高，涉及的计算量有限。

基于集成式微型大气数据模块的全速域大气数据解算方法，包括：

S1、将测量压力数据带入无量纲系数C_Ma的经验公式，求得无量纲系数C_Ma的值，再根据C_Ma和飞行器马赫数的关系得到飞行器马赫数，即空速的粗略值Ma₀，将空速的粗略值Ma₀标记为计算初值Ma_i-1；

S2、以所述计算初值Ma_i-1为输入值，根据气动数据库中搭载的风洞试验给定马赫数下的迎角α^A、侧滑角β^A以及马赫数Ma^A等大气数据，与气动数据库中风洞试验得到的无量纲系数C_α ^A、C_β ^A间的映射关系，利用线性差值算法以及多项式最小二乘法，拟合得到空速为Ma_i时，飞行器迎角α、侧滑角β的解算公式；

S3、将所述空速为Ma_i时，测量得到的压力数据P₁、P₂、P₃、P₄、P₅根据测压孔的分布规律组合为无量纲系数C_α、C_β，利用C_α、C_β解算迎角α、侧滑角β；

S4、利用所述压力数据和所述气动数据库中搭载的风洞校准试验给定的迎角α^A、侧滑角β^A与风洞校准试验得到的无量纲修正系数C_o ^A和C_q ^A间的对应关系，利用线性差值算法以及多项式最小二乘法，拟合得到空速为Ma_i时，无量纲修正系数C_o和C_q的解算公式；

S5、利用S3中计算得到的迎角α、侧滑角β，利用S4中公式计算得到修正系数C_o和C_q，联合计算得到静压P_∞、动压q_∞和修正后的空速Ma_i；

S6、判断Ma_i和Ma_i-1间的差值是否满足精度要求，满足则输出迎角α、侧滑角β、动压q_∞和空速Ma_i，否则返回S2，循环执行S2-S6。

进一步的，当所述测量压力数据包含五个飞行器模型头部测压孔压力值时，所述经验公式为：

其中，P₁、P₂、P₃、P₄、P₅，分别为所述飞行器模型头部测压孔测得的压力值。

进一步的，所述无量纲系数C_Ma和飞行器马赫数Ma的关系为：

为系数，i＝1，2，3，由飞行器气动外形和风洞标定试验结果给定。

进一步的，所述线性差值算法为：

标记

和

为风洞标定试验中得到的气动数据库中的求解迎角的两组数据，

为需要求解马赫数为Ma₃下的未知数据组，j为正整数，表示数据的组数，同一马赫数下的数据采用同一个j的取值表示；

根据

和

数据组中的每对数据可求解空间直线公式为：

式中，A_j、B_j、C_j和D_j为计算得到的空间直线系数；

将Ma₃代入空间直线公式，即可得到数据组

进一步的，当所述测压孔数量为5个，且呈十字形分布时，无量纲系数C_α、C_β和所述压力数据之间的关系是：

P₁、P₂、P₃、P₄、P₅，分别为所述飞行器模型头部测压孔测得的压力值。

进一步的，在所述S3中，所述迎角α、侧滑角β、无量纲修正系数C_o、C_q的计算方法为：

当马赫数Ma给定时，无量纲系数与大气数据的函数关系可由多项式最小二乘法拟合的曲线公式表征，公式如下：

计算角度时，A_i表征的含义为迎角α、侧滑角β；B_i表征的含义为无量纲系数C_α、C_β；

修正马赫数时，A_i表征的含义为无量纲系数C_o、C_q；

B_i表征的含义为迎角α、侧滑角β；

为多项式公式的系数，利用多项式最小二乘法，由气动数据库得到；

n为多项式公式的次数。

进一步的，在S5中，所述动压q_∞和空速Ma_i的计算方法为：

SS1、根据所述S4计算得到的无量纲修正系数C_o、C_q，计算总压P_o和静压P_∞，其中总压P_o的计算公式为：

静压P_∞的计算公式为：

P₁、P₂、P₃、P₄、P₅，分别为所述飞行器模型头部测压孔测得的压力值，

为名义静压值，解算迎角时取值为(P₂+P₄)/2，解算侧滑角时取值为(P₃+P₅)/2；

动压q_∞的计算公式为：

q_∞＝P_o-P_∞

SS2、空速Ma_i由上一循环Ma_i-1得到的计算公式得到：

若Ma_i-1≤0.3，马赫数的计算服从伯努利方程，空速Ma_i计算公式如下：

式中，q_∞为动压，ρ为当地大气密度，a为当地音速；

若Ma_i-1＞0.3，马赫数的计算服从一维等熵绝热流公式，空速Ma_i计算公式如下：

式中，γ为气体比热比常数。

进一步的，所述气动数据库中搭载的数据包括：

风洞校准实验时得到的迎角α^A、侧滑角β^A、动压q_∞ ^A、静压p_∞ ^A以及马赫数Ma^A，与模型表面压力P_i ^A特定组合得到的无量纲系数C_α ^A、C_β ^A、C_o ^A和C_q ^A，式中上标A表示为风洞标定试验结果。

本发明的有益效果是：

(1)本发明结合风洞校准实验特点，使用线性插值方法提供了适用于集成式大气数据模块的解算公式扩展方法；

(2)本发明通过以马赫数为判别参数，通过残差迭代的方法优化了大气数据的解算精度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例中的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍，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它的附图。

图1是集成式微型大气数据模块的示意图；

图2是实施例中使用的某运载火箭头部大气数据测量方案内部框架图；

图3是实施例中使用的某运载火箭头部测压孔示意图；

图4是线性插值方法的图示；

图5是一种基于集成式大气数据模块的全速域大气数据解算方法的设计流程图。

具体实施方式

为使本领域技术人员更好地理解本发明的技术方案，下面结合具体实施例对本发明作进一步详细描述。

一种基于集成式大气数据模块的全速域大气数据解算方法，基于一种集成式大气数据模块，集成式大气数据模块是一种基于stm32微控制器的一种包括传感器、存储器、stm32微控制器、串口通信端口，如图1、2所示。集成式大气数据模块内嵌于飞行器内部，飞行器表面测压孔和传感器通过引压管路连接。存储器内部存储风洞校准实验结果得到的气动数据库以及解算程序，可以用来解算实时大气数据。通过RS422串口向上位机传输包括迎角、侧滑角、空速和动压等大气数据。一种基于集成式大气数据模块的全速域大气数据解算方法，其使用的气动数据库来源于风洞校准实验，解算算法对数据库的使用有如下特点：风洞试验是若干个离散的、特定的空速下的校准，得到的是特定空速下的大气数据解算公式。为获取其它未经过校准的空速下的大气数据解算公式，通过线性插值的方法得到Ma≤2.0连续的解算公式。

本实施例中，采用模型为1：40的某运载火箭缩比模型，模型头部测压孔布局形式如图3所示，风洞校准实验风速如下表所示：

表1、实施例风洞校准实验指标

(a)解算公式

模型头部测压孔分布如图3所示，压力值分别取为P₁、P₂、P₃、P₄及P₅。通过如下公式，经风洞实验后，计算各马赫数下的无量纲系数并建立C_α、C_β、C_o和C_q的气动数据库。

无量纲系数C_Ma只与空速相关，可以近似的计算得到高超声速飞行器的所处马赫数的粗略值。

设定无量纲系数C_α、C_β如下所示：

式中，无量纲系数C_α、C_β分别与迎角α、侧滑角β呈对应的函数关系，用于计算迎角α、侧滑角β。

式中，P_OL为风洞给的标准总压，P_∞L为风洞给的标准静压，

为名义静压值，解算迎角时取为(P₂+P₄)/2，解算侧滑角时取为(P₃+P₅)/2。C_o、C_q用于计算动压和马赫数。

上述公式适用于0.3≤Ma≤2.0时计算马赫数。

(b)线性插值方法

将表1风洞校准实验中给定的离散的马赫数通过线性插值扩展到Ma≤2.0的连续域。其方法如图4所示，(α₁，C_αCα₁，Ma₁)和(α₂，C_αCα₂，Ma₂)为风洞标定试验中得到的气动数据库中的求解迎角的两组数据，(α₃，C_αCα₃，Ma₃)介于(α₁，C_αCα₁，Ma₁)和(α₂，C_αCα₂，Ma₂)之间，根据Ma₃的值使用线性插值方法求出中间点(α₃，C_αCα₃)的值，即：

根据(α₁，C_αCα₁，Ma₁)和(α₂，C_αCα₂，Ma₂)数据组中的每对数据可求解空间直线公式为：

式中，A_j、B_j、C_j和D_j为计算得到的空间直线系数；

将Ma₃代入空间直线公式，即可得到数据组(α₃，C_αCα₃，Ma₃)。

(C)算法流程如图5所示：

(1)由C_Ma计算Ma₀；

(2)由Ma₀，线性插值得到马赫数为Ma₀情况下的无量纲系数C_α、C_β及其解算公式；

(3)计算迎角α、侧滑角β，修正C_o、C_q，并根据C_o、C_q计算动压和修正后的马赫数；

(4)以ΔMaΔMa＝|Ma_iMai-Ma_i-1Mai-1|＜δ＜δ(δ数值根据精度要求选定)为精度要求，满足时输出迎角、侧滑角、空速和动压等大气数据；若不满足返回步骤2，以新的马赫数插值得到新的解算公式，迭代直至满足马赫数精度要求。

经过实验，在风洞试验中，测量范围内，该方法测量的迎角、侧滑角的精度优于1°，空速精度优于5％，数据输出频率为100hz。

上述算法由基于stm32微控制器的集成式微型大气数据模块运行。目前，精度很高的神经网络算法由于计算量大，难以在算力有限的单片机上运行。本发明实现了连续的大气数据实时计算，且精度较高。

以上所述，仅为本发明的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应该以权利要求的保护范围为准。

Claims (8)

1.一种基于集成式大气数据模块的全速域大气数据解算方法，其特征在于，包括：

S1、将测量压力数据带入无量纲系数C_Ma的经验公式，求得无量纲系数C_Ma的值，再根据C_Ma和飞行器马赫数的关系得到飞行器马赫数，即空速的粗略值Ma₀，将空速的粗略值Ma₀标记为计算初值Ma_i-1；

S2、以所述计算初值Ma_i-1为输入值，根据气动数据库中搭载的风洞试验给定马赫数下的迎角α^A、侧滑角β^A以及马赫数Ma^A等大气数据，与气动数据库中风洞试验得到的无量纲系数C_α ^A、C_β ^A间的映射关系，利用线性差值算法以及多项式最小二乘法，拟合得到空速为Ma_i时，飞行器迎角α、侧滑角β的解算公式；

S3、将所述空速为Ma_i时，测量得到的压力数据P₁、P₂、P₃、P₄、P₅根据测压孔的分布规律组合为无量纲系数C_α、C_β，利用C_α、C_β解算迎角α、侧滑角β；

S4、利用所述压力数据和所述气动数据库中搭载的风洞校准试验给定的迎角α^A、侧滑角β^A与风洞校准试验得到的无量纲修正系数C_o ^A和C_q ^A间的对应关系，利用线性差值算法以及多项式最小二乘法，拟合得到空速为Ma_i时，无量纲修正系数C_o和C_q的解算公式；

S5、利用S3中计算得到的迎角α、侧滑角β，利用S4中公式计算得到修正系数C_o和C_q，并由此计算得到静压P_∞、动压q_∞和修正后的空速Ma_i；

S6、判断Ma_i和Ma_i-1间的差值是否满足精度要求，满足则输出迎角α、侧滑角β、动压q_∞和空速Ma_i，否则返回S2，循环执行S2-S6。

2.根据权利要求1所述的基于集成式大气数据模块的全速域大气数据解算方法，其特征在于，当所述测量压力数据包含五个飞行器模型头部测压孔压力值时，所述经验公式为：

其中，P₁、P₂、P₃、P₄、P₅，分别为所述飞行器模型头部测压孔测得的压力值。

3.根据权利要求1所述的基于集成式大气数据模块的全速域大气数据解算方法，其特征在于，所述无量纲系数C_Ma和飞行器马赫数的关系为：

K_i ^A为系数，由飞行器气动外形和风洞标定试验结果给定。

4.根据权利要求1所述的基于集成式大气数据模块的全速域大气数据解算方法，其特征在于，所述线性差值算法为：

和

为风洞标定试验中得到的气动数据库中的求解迎角的两组数据，

为需要求解马赫数为Ma₃下的未知数据组；式中，相同马赫数Ma条件下不同(α，C_α)组成的数据系列由同一个下标j表示；

和

数据组中的每对数据可求解空间直线公式如下：

式中，A_j、B_j、C_j和D_j为得到的空间直线系数；

将Ma₃代入空间直线公式，即可得到数据组

5.根据权利要求1所述的基于集成式大气数据模块的全速域大气数据解算方法，其特征在于，当所述测压孔数量为5个，且呈十字形分布时，无量纲系数C_α、C_β和所述压力数据之间的关系是：

P₁、P₂、P₃、P₄、P₅，分别为所述飞行器模型头部测压孔测得的压力值。

6.根据权利要求1所述的基于集成式大气数据模块的全速域大气数据解算方法，其特征在于，在S3中，所述迎角α、侧滑角β、无量纲修正系数C_o、C_q的计算方法为：

马赫数Ma给定时，无量纲系数与大气数据的函数关系可由多项式最小二乘法拟合的曲线公式表征，公式如下：

计算角度时，A_i：迎角α、侧滑角β，B_i：无量纲系数C_α、C_β；

修正马赫数时，A_i：无量纲系数C_o、C_q，B_i：迎角α、侧滑角β；

K_i ^A：多项式公式的系数，利用多项式最小二乘法，由气动数据库得到；

n：多项式公式的次数。

7.根据权利要求1所述的基于集成式大气数据模块的全速域大气数据解算方法，其特征在于，在S5中，所述动压q_∞和空速Ma_i的计算方法为：

a)由步骤S4计算得到的无量纲修正系数C_o、C_q，计算总压P_o和静压P_∞：

总压P_o的计算公式为：

静压P_∞的计算公式为：

为名义静压值，解算迎角时取为(P₂+P₄)/2，解算侧滑角时取为(P₃+P₅)/2；

动压q_∞的计算公式为：

q_∞＝P_o-P_∞

b)空速Ma_i由上一循环Ma_i-1得到的计算公式得到：

若Ma_i-1≤0.3，马赫数的计算服从伯努利方程，空速Ma_i计算公式如下：

式中，q_∞为动压，ρ为当地大气密度，a为当地音速；

若Ma_i-1＞0.3，马赫数的计算服从一维等熵绝热流公式，空速Ma_i计算公式如下：

式中，γ为气体比热比常数。

8.根据权利要求1所述的基于集成式大气数据模块的全速域大气数据解算方法，其特征在于，所述气动数据库中搭载的数据包括：

风洞校准实验时得到的迎角α^A、侧滑角β^A、动压q_∞ ^A、静压P_∞ ^A以及马赫数Ma^A等大气数据，与模型表面压力P_i ^A特定组合得到的无量纲系数C_α ^A、C_β ^A、C_o ^A和C_q ^A，式中上标A表示为风洞标定试验结果。

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