CN116127763B - 一种临近空间高超声速飞行器的大气数据计算方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了一种临近空间高超声速飞行器的大气数据计算方法:飞行前,由高精度气象数值预报给出整个飞行空域中的三维气象场信息;飞行中,获取整个飞行空域的实时传感器数据;根据飞行器坐标,从三维气象场中插值获得相应位置处的气象信息。该气象信息包括气压P、温度T、纬向风速、经向风速。本方法利用飞行器的惯导系统和GPS系统,并结合高精度数值预报给出气象信息,计算出实时的大气数据供飞行器使用,替代了传统大气数据系统,解决了传统大气数据系统的外置空速管会一定程度上改变飞行器的气动外形、导致升阻比下降,以及压力传感器难以准确测量海拔30km以上的低气压、导致基于气压换算的攻角、侧滑角、空速、马赫数不准确的难题。
Description
技术领域
本发明涉及高超声速飞行器技术领域,尤其涉及一种临近空间高超声速飞行器的大气数据计算方法。
背景技术
临近空间高超声速飞行器是一种极具潜力的运载工具,在军事和民用领域都有广泛的应用前景。相比于传统的亚声速和超声速飞行器,高超声速飞行器不仅飞行速度更快,飞行高度也更高。
然而,高空、高速的先进性能也给高超声速飞行器的研发带来了诸多挑战,挑战之一便是设计适用于高空、高速条件下的传感器系统。大气数据系统是传感器系统中重要组成部分,对飞行器的制导、导航与控制至关重要。传统的大气数据系统包括外置的空速管以及内部的测压管路和数据计算机等设备。空速管一般为安装在飞机前端的细长直管,通过测量空速管前方和侧方的多个开口的压力,经数据计算机换算得到攻角、侧滑角、空速、马赫数等大气数据。
对于高超声速飞行器,其大气数据系统的研发难点之一在于:外置的空速管会一定程度上改变飞行器的气动外形,导致高超声速飞行时的升阻比降低。具体来说,为了保证高超声速飞行时具有较高的升阻比,飞行器头部应为理想的尖锥外形,此时头部激波紧贴飞行器表面,达到“乘波体”效果;如果飞行器头部安装了空速管,头部的尖锥被“钝化”,头部激波形状随之改变,导致飞行器升阻比下降。
对于高超声速飞行器,其大气数据系统的研发难点之二在于:外置空速管的压力传感器通常无法准确测量海拔30km以上的临近空间的低气压。由于压力测量的不准确,用压力换算出来的大气数据(如攻角、侧滑角、空速、马赫数)也是不准确的。因此,传统大气数据通常无法在临近空间给出可靠的数据。
发明内容
本发明为解决现有技术存在的问题,提出一种临近空间高超声速飞行器的大气数据计算方法,目的在于解决传统大气数据系统的外置空速管会一定程度上改变飞行器的气动外形、导致升阻比下降,以及压力传感器难以准确测量海拔30km以上的低气压、导致基于气压换算的攻角、侧滑角、空速、马赫数不准确的问题。
本发明为解决其技术问题采用以下技术方案。
一种临近空间高超声速飞行器的大气数据计算方法,其特点是,包括以下步骤:
步骤一、飞行前,由高精度气象数值预报给出整个飞行空域中的三维气象场信息,即:整个飞行空域中的气压P、温度T、纬向风速ugrd、经向风速vgrd的三维分布。
步骤二、飞行中,获取整个飞行空域的实时传感器数据;其中,由GPS系统获得飞行器的坐标和地固系速度,由惯导系统获取描述飞行器姿态的四元数。所述飞行器的坐标为经度lon、纬度lat、海拔高度alt;所述地固系速度为东向速度ux、北向速度uy、天向速度uz;所述姿态四元数为(q0,q1,q2,q3)。
步骤三、根据飞行器坐标,从三维气象场中插值获得相应位置处的气象信息。所述相应位置处的气象信息包括气压P、温度T、纬向风速ugrd、经向风速vgrd。
步骤四、依次计算出真空速TAS、马赫数Ma、攻角α、侧滑角β。
进一步地,所述步骤四的依次计算出真空速TAS、马赫数Ma、攻角α、侧滑角β,具体过程如下:
(1)从地固系速度中减去风速,获得ux1、uy1、uz1;
ux1=ux-ugrd (1)
uy1=uy-vgrd (2)
uz1=uz (3)
(2)根据飞行器姿态,将上一步计算的三个速度分量从地固系转换至机体系;
M1为描述飞行器姿态的逆转换矩阵,可以由四元数计算(参考文献:NASA技术报告,NASA-CR-151435)
M2为描述机体系和地固系的初始对应关系的转换矩阵,以航空领域的常用定义为例,机体系三轴依次为飞行器前、右、下方向,飞行器在初始时水平放置、机头朝北,则机体系的前、右、下分别与地固系的北、东、地对应,因此可得
(3)计算攻角α、侧滑角β;
α=atan2(vz,vx) (7)
(4)计算真空速TAS、马赫数Ma;
TAS=((vx)2+(vy)2+(vz)2)0.5 (9)
Ma=TAS/(1.4*287*T)0.5 (10)
本发明的优点效果
本方法利用飞行器的惯导系统和GPS系统,并结合高精度数值预报给出气象信息,计算出实时的大气数据供飞行器使用,替代了传统大气数据系统,解决了传统大气数据系统的外置空速管会一定程度上改变飞行器的气动外形、导致升阻比下降,以及压力传感器难以准确测量海拔30km以上的低气压、导致基于气压换算的攻角、侧滑角、空速、马赫数不准确的难题。
附图说明
图1为本发明大气数据计算方法流程图。
具体实施方式
本发明设计原理
1、本发明的创新点在于使用了气象预报给出的风场、将气象预报给出的风场转用到计算临近空间飞行器的速度,这是本发明的创新点,解决了传统大气数据系统不适合测量临近空间高超声速飞行器的大气数据的难题。气象预报和飞行器设计本来是两个完全不同的领域,常规作法只是飞行前利用气象预报查询大致的气象条件,但很少直接利用气象预报的数值结果与飞行器传感器数据进行融合,并做进一步的深入发掘。
2、本发明解决方案:将气象预报给出的“整个空域的三维风场数据”和飞行中由GPS系统实时获取的“飞行器的坐标”和“地固系速度”三者相结合,最终计算出真空速TAS、马赫数Ma、攻角α、侧滑角β。具体为:利用GPS系统获得飞行器的当前坐标(经度lon、纬度lat、海拔高度alt),然后从气象预报给出的整个飞行空域的三维风场中查找飞行器当前坐标的温度T、纬向风速ugrd、经向风速vgrd;再用飞行器当前的地固系速度(东向速度ux、北向速度uy、天向速度uz)中减去该坐标处的纬向风速ugrd、经向风速vgrd,即可得到飞行器相对于来流大气的三个速度分量ux1、uy1、uz1;再将ux1、uy1、uz1从地固系转换到机体系,得到vx、vy、vz;最后根据vx、vy、vz依次计算出真空速TAS、马赫数Ma、攻角α、侧滑角β。
基于以上发明原理,本发明设计了一种临近空间高超声速飞行器的大气数据计算方法如图1所示,其特点是,包括以下步骤:
步骤一、飞行前,由高精度气象数值预报给出整个飞行空域中的三维气象场信息,即:整个飞行空域中的气压P、温度T、纬向风速ugrd、经向风速vgrd的三维分布。
补充说明1
所述整个空域既是指包含飞行器起点到终点的空域;所述三维气象场既是包含了整个空域中每个坐标位置的气压P、温度T、纬向风速ugrd、经向风速vgrd的三维分布;
步骤二、飞行中,获取整个飞行空域的实时传感器数据;其中,由GPS系统获得飞行器的坐标和地固系速度,由惯导系统获取描述飞行器姿态的四元数。所述飞行器的坐标为经度lon、纬度lat、海拔高度alt;所述地固系速度为东向速度ux、北向速度uy、天向速度uz;所述姿态四元数为(q0,q1,q2,q3)。
补充说明2
从GPS系统实时获得飞行器坐标的意义在于:只有获取了该坐标才能在三维风场中查找该坐标处的气压P、温度T、纬向风速ugrd、经向风速vgrd。
步骤三、根据飞行器坐标,从三维气象场中插值获得相应位置处的气象信息;所述相应位置处的气象信息包括气压P、温度T、纬向风速ugrd、经向风速vgrd;
步骤四、依次计算出真空速TAS、马赫数Ma、攻角α、侧滑角β。
进一步地,所述步骤四的依次计算出真空速TAS、马赫数Ma、攻角α、侧滑角β,具体过程如下:
(1)从地固系速度中减去风速,获得ux1、uy1、uz1;
ux1=ux-ugrd (11)
uy1=uy-vgrd (12)
uz1=uz (13)
补充说明3
真空速TAS、马赫数Ma、攻角α、侧滑角β等大气数据是基于飞行器和来流大气的相对运动而定义的,而不是基于飞行器和地球的相对运动而定义的。当来流大气与地球存在相互运动时(即风速不等于0),需要从地固系速度中减去风速才能进一步用于求解大气数据。
(2)根据飞行器姿态,将上一步计算的三个速度分量从地固系转换至机体系;
M1为描述飞行器姿态的逆转换矩阵,可以由四元数计算(参考文献:NASA技术报告,NASA-CR-151435)
M2为描述机体系和地固系的初始对应关系的转换矩阵,以航空领域的常用定义为例,机体系三轴依次为飞行器前、右、下方向,飞行器在初始时水平放置、机头朝北,则机体系的前、右、下分别与地固系的北、东、地对应,因此可得
(3)计算攻角α、侧滑角β;
α=atan2(vz,vx) (17)
(4)计算真空速TAS、马赫数Ma;
TAS=((vx)2+(vy)2+(vz)2)0.5 (19)
Ma=TAS/(1.4*287*T)0.5 (20)
需要强调的是,上述具体实施例仅仅是对本发明的解释,其并不是对本发明的限制,本领域技术人员在阅读完本说明书后可以根据需要对上述实施例做出没有创造性贡献的修改,但只要在本发明的权利要求范围内都受到专利法的保护。
Claims (1)
1.一种临近空间高超声速飞行器的大气数据计算方法,其特征在于,包括以下步骤:
步骤一、飞行前,由高精度气象数值预报给出整个飞行空域中的三维气象场信息,即:整个飞行空域中的气压P、温度T、纬向风速ugrd、经向风速vgrd的三维分布;
步骤二、飞行中,获取整个飞行空域的实时传感器数据;其中,由GPS系统获得飞行器的坐标和地固系速度,由惯导系统获取描述飞行器姿态的四元数;所述飞行器的坐标为经度lon、纬度lat、海拔高度alt;所述地固系速度为东向速度ux、北向速度uy、天向速度uz;所述姿态四元数为(q0,q1,q2,q3);
步骤三、根据飞行器坐标,从三维气象场中插值获得相应位置处的气象信息;所述相应位置处的气象信息包括气压P、温度T、纬向风速ugrd、经向风速vgrd;
步骤四、依次计算出真空速TAS、马赫数Ma、攻角α、侧滑角β;
所述步骤四的依次计算出真空速TAS、马赫数Ma、攻角α、侧滑角β,具体过程如下:
(1)从地固系速度中减去风速,获得ux1、uy1、uz1;
ux1=ux-ugrd (1)
uy1=uy-vgrd (2)
uz1=uz (3)
(2)根据飞行器姿态,将上一步计算的三个速度分量从地固系转换至机体系;
M1为描述飞行器姿态的逆转换矩阵,由四元数计算
M2为描述机体系和地固系的初始对应关系的转换矩阵,以航空领域的常用定义为例,机体系三轴依次为飞行器前、右、下方向,飞行器在初始时水平放置、机头朝北,则机体系的前、右、下分别与地固系的北、东、地对应,因此可得
(3)计算攻角α、侧滑角β;
α=atan2(vz,vx) (7)
(4)计算真空速TAS、马赫数Ma;
TAS=((vx)2+(vy)2+(vz)2)0.5 (9)
Ma=TAS/(1.4*287*T)0.5 (10)。
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