CN113609771B - 一种基于mbse的飞机大气参数模型计算方法 - Google Patents

一种基于mbse的飞机大气参数模型计算方法 Download PDF

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Abstract

本发明提供了一种基于MBSE的飞机大气参数模型计算方法，采用每一个压力测量产品的二组压力进行对比计算出二组参数，再根据大气数据标准文件通过Simulink建立大气参数计算模型计算出大气参数，通过模型仿真和嵌入式测压孔的优势可以计算高高空低压力的大气参数测量和计算。可以测量高度范围达0～4.5km；Vi数范围：0～2000km/h；迎角范围：‑10°～75°；侧滑角范围：‑45°～45°。

Description

一种基于MBSE的飞机大气参数模型计算方法
技术领域
本发明涉及飞机大气数据参数计算方法，特别涉及一种基于MBSE的飞机大气参数模型计算方法。
背景技术
大气数据系统是飞机上重要的机载电子子系统，其提供的总压、静压、攻角、侧滑角、空速、马赫数和总温等大气参数对于飞行器的飞行安全操纵至关重要。随着现代飞行器对于飞行速度、机动性、舒适性以及隐身性等要求的不断提高，传统大气数据系统所采用的探针式测量方式无法满足新一代飞行器的性能需求，寻求一种新型的大气数据测量方式和解算方法，成为新一代飞行器发展的重要部分。
当飞机大迎角高机动飞行时，传统的安装在飞机头部的外插式大气数据感受器(空速管、风标等)，容易诱发飞机结构振动，使飞行员无法工作和搭载的飞行测量、操控设备失效；还可能加剧飞机绕流的非对称特征，引起附加的强烈的侧向力和偏航力矩，可以引起飞机的操控能力和飞行品质降低，甚至导致飞机失控而引发灾难。
对于高超声速飞机而言，外插式大气数据系统产生的激波可能对发动机的进气道的气流产生不利的屏蔽作用，进而导致进气道效率下降甚至丧失；同时由于高超声速飞行，其强烈的气动热效应使外插式大气数据系统的感受部件烧蚀而失效。
这就需要发展一种非插入式即嵌入式大气数据系统，具有实时准确的测量飞机飞行速度、高度、升降速度以及流向角的能力，可以获取多余度的大气数据用于飞行后系统结构重建。
嵌入式大气数据系统(简称FADS)研制是基于在飞机表面适当的位置布置阵列式测压孔提取大气数据的概念。具有在高速度(可达M9)、大迎角(可达75°)和从超低空到高高空条件下实时感知大气数据的突出优点，完全可以满足新一代飞机在高机动、高速度和隐身飞行条件下准确感受大气数据的要求。
以美国为代表的西方航空航天技术发达国家自上个世纪70年代，以天地往返航天工程为背景，开始着手进行系列的理论分析、风洞试验和飞行验证研究，开发出较为成熟的嵌入式大气数据系统产品，被认为是应用空气动力学的8个重大进展之一。
发明内容
为了解决上述技术问题，本发明中披露了一种基于MBSE的飞机大气参数模型计算方法，本发明的技术方案是这样实施的：
一种基于MBSE的飞机大气参数模型计算方法，基于SysML建立飞机系统模型；使用模型仿真方法测试验证大气参数模型；对大气系统的每一个LRU(一种算法)功能进行建模；对数据总线进行数据通信带宽(数据流量)进行仿真。
包括步骤如下，
S1：对每个总压测压孔和静压测压孔建立SysML模型；
S2：使用simulink对大气参数计算方法进行仿真建模；
S3：测量总压信号和静压信号；
S4：将S3中获取的信号转化成数字信号；
S5：计算高度和空速的输入总压和静压；
S6：计算出指示空速；
S7：测量静压测压孔组件的圆周角；
S8：计算迎角和侧滑角；
S9：将计算出的结果传输给其他子系统。
优选地，S4步骤中，通过安装在飞机一个横向切面的四套静压测压孔组件和机头3组总压测压孔组件形成大气数据系统的气压采集通道感受计算所需的6组总压信号和8组静压信号Ps1，Ps2，Ps3，Ps4，Ps5，Ps6，Ps7，Ps8。
优选地，所述静压测压孔组件包括第一组测压孔和第二组测压孔，所述静压测压孔组件包括4个内部蒙皮安装孔。
优选地，所述静压测压孔组件和所述总压测压孔组件结构相同。
优选地，S5步骤中，
解算高度和空速的输入总压
静压
其中，Pt1，Pt2，Pt3，Pt4，Pt5，Pt6为6组总压信号，Ps1，Ps2，Ps3，Ps4，Ps5，Ps6，Ps7，Ps8为8组静压信号。
优选地，S6步骤中，气压高度Hp＝Hr+(Pb-Ps/4)*Tt，其中，Hr是高度分层的高度均值，Pb是飞机相对机场高度的高度H相对的静压压力值，Tt是不同高度层的修正系数，P0是海平面大气压力标准值，Vn2为海平面标准声速，Pt为解算高度和空速的输入总压，
中间变量
根据公式计算出指示空速Vi。
优选地，S8步骤中侧滑角用Beta标记，迎角Aoa标记；
Aoa＝(sinPr1+cosPr3)-(sinPr2+cosPr4)；Pr1，Pr2，Pr3和Pr4为S7步骤中测量出的四组圆周角。
本发明主要是采用多压力源，采用建模仿真，进行压力前期修正，采用压差原理进行攻角和侧滑角计算。多压力源就是利用神经网络的方法对大气压力源进行修正，通过SysML建模理论进行建模，对各产品进行建模，对大气数据进行仿真计算提供压力输入，采用非线性映射方法模拟大气压力对计算函数的重复验证，等出大气参数就算公式。
采用每一个压力测量产品的二组压力进行对比计算出二组参数，再根据大气数据标准文件通过Simulink建立大气参数计算模型计算出大气参数，通过模型仿真和嵌入式测压孔的优势可以计算高高空低压力的大气参数测量和计算。可以测量高度范围达0～4.5km；Vi数范围：0～2000km/h；迎角范围：-10°～75°；侧滑角范围：-45°～45°。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述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种实施例，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。
其中相同的零部件用相同的附图标记表示。需要说明的是，下面描述中使用的词语“前”、“后”、“左”、“右”、“上”和“下”指的是附图中的方向，词语“底面”和“顶面”、“内”和“外”分别指的是朝向或远离特定部件几何中心的方向。
图1为本发明的模型解算图；
图2为静压测压孔组件和总压测压孔组件的测压孔结构图；
图3为大气参数仿真建模算法流程图。
具体实施方式
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。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。
实施例
在一种具体的实施例中，如图1、图2和图3所示，一种基于MBSE的飞机大气参数模型计算方法，基于SysML建立飞机系统模型；使用模型仿真方法测试验证大气参数模型；对大气系统的每一个LRU(一个独立的产品单元)进行功能建模；对数据总线进行数据通信带宽(数据流量)进行仿真。
本实施例中，在仿真飞机模型的前机身同一切面的上下左右布置4组静压测压孔组件，机头侧前方左右和右上方各布置一组总压测压孔组件。
由于仿真模型的飞机型号不同，具体位置根据不同飞机型号安装的具体位置也不同，且该部分为现有技术。
所述静压测压孔组件包括第一组测压孔和第二组测压孔，所述静压测压孔组、件包括4个内部蒙皮安装孔。所述静压测压孔组件和所述总压测压孔组件结构相同。即每个静压测压孔组件和所述总压测压孔组件可测出两组数据，本实施例中静压测压孔组件和总压测压孔组件采用嵌入式安装。
采用每个静压测压孔组件和所述总压测压孔组件的二组压力进行对比计算出总压信号和静压信号的参数，再根据大气数据标准文件通过Simulink建立大气参数计算模型计算出大气参数，通过模型仿真和嵌入式测压孔的优势可以计算高高空低压力的大气参数测量和计算。可以测量高度范围达0～4.5km；Vi数范围：0～2000km/h；迎角范围：-10°～75°；侧滑角范围：-45°～45°。迎角代表飞机的飞行方向的地平线的夹角，侧滑角就是飞机的机头方向与飞机实际前进方向的夹角。
本实施例主要是采用多压力源，采用建模仿真，进行压力前期修正，采用压差原理进行迎角和侧滑角计算。多压力源就是利用神经网络的方法对大气压力源进行修正，通过SysML建模理论进行建模，对各产品进行建模，对大气数据进行仿真计算提供压力输入，采用非线性映射方法模拟大气压力对计算函数的重复验证，得出大气参数就算公式。
本实施例包括步骤如下，
S1：对安装在飞机一个横向切面的四套静压测压孔组件和机头3组总压测压孔组件建立SysML模型；测压孔如图2所示，
S2：使用simulink对大气参数计算方法进行仿真建模；
S3：通过安装在飞机一个横向切面的四套静压测压孔组件和机头3组总压测压孔组件形成大气数据系统的气压采集通道感受计算所需的6组总压信号和8组静压信号；每个静压测压孔组件和所述总压测压孔组件各测得二组压力值；于是测得数据：Pt1，Pt2，Pt3，Pt4，Pt5，Pt6为6组总压信号，Ps1，Ps2，Ps3，Ps4，Ps5，Ps6，Ps7，Ps8为8组静压信号。
S4：将S3中获取的信号转化成数字信号；通过测压孔集成在一起的解算器把压力信号转换成数字信号。
S5：通过驻留在综合集成航电平台的大气数据解算驻留应用计算器飞机需要的高度和空速的输入总压和静压参数；
解算高度和空速的输入总压
静压
S6：计算出指示空速；
气压高度Hp＝Hr+(Pb-Ps/4)*Tt，其中，Hr是高度分层的高度均值，Pb是飞机相对机场高度的高度H相对的静压压力值，Tt是不同高度层的修正系数，P0是海平面大气压力标准值，Vn2为海平面标准声速，Pt为解算高度和空速的输入总压，
中间变量
根据公式计算出指示空速Vi。
S7：根据安装位置的不同，测量出四套静压测压孔组件中压力传感器的圆周角Pr1,Pr2,Pr3和Pr4；
S8：根据飞机的地坐标系和测压孔相对飞机坐标系的值修正根据压差计算出来的侧滑角和迎角。侧滑角用Beta标记，迎角Aoa标记；
S9：将计算出的结果传输给其他子系统。
如图3所示，场压数据就是机场的PS值，也就是机场的静压压力值，M是马赫数。是一个比值，无量纲参数。VHn是第n次的H相对的速度值，V为飞机的实时空速，基于本实施例得到的大气数据系统参数进行二次计算可得出图3所示的数据，这些计算内容可采用其他标准公式计算，为现有技术，因此本发明不做赘述。
需要指出的是，以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，并不用以限制本发明，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 (3)

1.一种基于MBSE的飞机大气参数模型计算方法，其特征在于：基于SysML建立飞机系统模型；使用模型仿真方法测试验证大气参数模型；对大气系统的每一个LRU进行功能建模；对数据总线进行数据通信带宽仿真；
所述方法包括步骤如下，
S1：对每个总压测压孔和静压测压孔建立SysML模型；
S2：使用simulink对大气参数的飞机相关系统进行仿真建模；
S3：测量总压信号和静压信号；
S4：将S3中获取的信号转化成数字信号；过安装在飞机一个横向切面的四套静压测压孔组件和机头3组总压测压孔组件形成大气数据系统的气压采集通道感受计算所需的6组总压信号和8组静压信号Ps1，Ps2，Ps3，Ps4，Ps5，Ps6，Ps7，Ps8；
S5：计算高度和空速的输入总压和静压；
解算高度和空速的输入总压
静压
其中，Pt1，Pt2，Pt3，Pt4，Pt5，Pt6为6组总压信号，Ps1，Ps2，Ps3，Ps4，Ps5，Ps6，Ps7，Ps8为8组静压信号
S6：计算出指示空速；
气压高度Hp＝Hr+(Pb-Ps/4)*Tt，
其中，Hr是高度分层的高度均值，Pb是飞机相对机场高度的高度H相对的静压压力值，Tt是不同高度层的修正系数，P0是海平面大气压力标准值，Vn2为海平面标准声速，Pt为解算高度和空速的输入总压，
中间变量
根据公式计算出指示空速Vi；
S7：测量静压测压孔组件的圆周角；
S8：计算迎角和侧滑角；
侧滑角用Beta标记，迎角Aoa标记；
Aoa＝(sinPr1+cosPr3)-(sinPr2+cosPr4)；
Pr1，Pr2，Pr3和Pr4为S7步骤中测量出的四组圆周角；
S9：将计算出的结果传输给其他子系统。
2.根据权利要求1所述的一种基于MBSE的飞机大气参数模型计算方法，其特征在于：所述静压测压孔组件包括第一组测压孔和第二组测压孔，所述静压测压孔组件包括4个内部蒙皮安装孔。
3.根据权利要求2所述的一种基于MBSE的飞机大气参数模型计算方法，其特征在于：所述静压测压孔组件和所述总压测压孔组件结构相同。
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Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN112685972A (zh) * 2020-12-29 2021-04-20 南京航空航天大学 一种高效率的高超声速飞行器压力传感器分布优化方法

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
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先进战斗机过失速机动大气数据融合估计方法;杨朝旭等;《航空学报》;正文第1-3章 *

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