大气系统校准的基准空速管法

刘华勇，刘 莉，曹放华

(1.成都飞机工业(集团)公司飞行试验中心，成都 610091；2.成飞集成科技股份有限责任公司，成都 610091)

0 引言

航空器大气系统为飞行控制、导航、火控、动力和环控等系统提供关键控制参数，大气系统的校准精度直接关系到飞机各系统操控准确性、可靠性、作战/经济效能、空中交通管制和飞行安全［1］。大气系统校准包括全压和静压源位置误差校准。

近年来，国外试飞校准方法，先后发展过真空膜盒气压计法、拖拽静压法、速度里程法、俯视环飞法、全压管法、编队飞行法、雷达跟踪法、GPS参考高度法［2］，120°等速平飞法［3］，GPS 风盒子技术［4］等试飞方法。国内近年先后出现了雷达法、雷达-照相经纬仪法、照相法、无液静压表法、几何法、标准飞机法、无线电高度表法、雷达-温度法、加速度计-姿态仪法、照相截时法、音速法、温度法［5］、GPS往返等速平飞法［6］、GPS 速度-高度法［7］、GPS-Ma 迭代法［8］、微波空间定位法［9］和高度分层 GPS速度法［10］等方法。

这些试飞方法均不能完成全压和静压同步校准(除标准飞机法外)；校准精度很难满足国际适航认证(FAR25)、300m垂直间距空中交通管制(RVSM，Reduced Vertical Separation Minimums)、国 军 标(GJB1190)、补偿式全静压受感器鉴定的需求；方法不能确定校准结果偏离实际基准的系统误差，这通常也是校准试验结果是否可信的关键。标准飞机法以标准飞机作为基准器，试验设备昂贵、试飞起落成倍增加、编队飞行难度大起落有效率低。

在大气校准领域，拖锥是公认的静压测量基准器，但它不具备全压测量功能；敞口式标准空速管的敞口是公认的全压测量基准器，但其静压受感器又受飞机扰流影响。“基准空速管法”结合了两者的优势，采用拖锥对标准空速管的静压进行“飞行检定”，采用敞口测量全压，从而为大气系统全压和静压校准建立可靠的参考基准，然后采用“自伴飞”方式，以标准空速管替换标准飞机，有效解决大气系统全压和静压同步校准、精度、基准和可信度问题。

1 直接校准法

1.1 校准方法

一般情况下，选作飞行试验专用的标准空速管比批生产型常规空速管的测试精度高出一个数量级，其各项指标符合NIST/MIL-STD-45662A的严格要求，于是我们初步假定专用空速管可以直接作为标准量具，将其量测全压 pTS、静压 pSS、迎角 αS、侧滑角 βS值作为大气系统的基准值。其观测模型表述为

于是，在各个高度层选取若干个速度点，将待校准大气系统的测量全压pTI、静压pSI、迎角αI、侧滑角βI与基准值比较，采用“点对比较法”便可得到大气系统静压、动压(计入了全压修正量)、气流角的校准量。其解算模型如下

1.2 初步试验结果

近期，采用NASA某指定供应商生产的xxx-xx系列某型直鼻敞口直杆式标准空速管，经加强头罩和加长撑杆安装在某型飞机上，对大气系统进行了校准试飞。按照直接校准法基本原理，并进行ΔH(M，pH)=f(ΔP，M，pH)常规转换，图1按高度形式给出了该飞机机身L型全压和静压受感器的全压和静压源位置误差修正量(PEC，position error correction)试验结果曲线。为初步验证该方法的可靠性，同时给出了GPS高度法对同一L型空速管的校准试验结果。

图1 直接校准法及GPS高度法校准L型空速管试验结果对比Fig.1 Standard-air-data-boom method vs.GPS-based PEC results for L-tube

从图中可以初步看到，两种方法在亚跨声速段存在较大差异，临界Ma数后具有较好的一致性。我们认为，待校准L型空速管处于外凸形机头侧上方，因此其亚声速校准量应为负值；亚声速段，随着Ma数增加，机身逆传的逐渐增强的压缩波应使得校准量逐渐正向发展；进入跨声速区，由于外凸形机头前部迎流楔形角趋小渐变，机头前部出现膨胀波，与后方压缩波交界处形成激波，并随着Ma数增加逐渐后移，掠过静压孔时，校准量应达到正的极值，紧接着L型空速管进入膨胀波系，校准量应出现负的极值。对照两种试验结果，可以发现，GPS高度法的结果曲线更为合理，标准空速管法在亚跨声速段的校准可能存在着较大的偏差。

2 基准空速管校准法

2.1 方法原理

大家知道，试飞专用空速管本身采用先进的设计和精密的加工工艺，其全压误差极小，飞行试验中可以直接作真值处理。空速管本身的剩余静压误差也很小，但这是在地面实验室条件下的检定结果。我们认为，标准空速管并未针对被试飞机静压位置误差修正量进行补偿设计，以有限支撑长度配装飞机，在真实飞行条件下，其量测静压将受到两个主要因素的影响：亚声速时较小的机头逆向压缩波扰流、临界Ma数后机头激波向后掠过静压孔时较大的冲击，由此可能引起不可忽略的静压测量偏差。另一方面，如果测量主要受此影响，那么由于机头激波掠过静压孔后，激波的“遮蔽”作用原理，标准空速管测量不再受飞机外形影响，而其本身的激波修正量又很小，则这种影响应只在亚跨声速段起作用，校准偏差应当呈现亚跨声速段较大、超声速后较小的现象。图1的试验结果证实了这种推断。

所以有理由认为，直接校准法的试验结果偏差主要来自于飞机扰流及激波引起的静压位置误差修正量，是由于校准仪器设备——标准空速管测量条件与规定使用条件不符造成的。根据计量学，测量条件不符是仪器系统误差4大来源之一，上述偏差应归属于仪器系统误差。高精度大气系统校准试验中，系统误差需要严加处理。消除仪器系统误差常采用点对比较法、替代法、校准仪器、对称测量、线性观测法等有效方法，在此采用校准仪器法。

鉴于此，要采用标准空速管作为大气系统校准的标准量具，必须首先按照实际“测量条件”，选用高精度基准量具，对其进行实际工况状态的“飞行检定”，然后采用“校准仪器法”获得标准空速管量测静压及气流角的仪器偏差修正量检定曲线ΔpSS(M)、ΔαS(M)、ΔβS(M)。以此为依据优化大气系统校准基准的数学模型

经“飞行检定”后的标准空速管，便成为大气系统校准的基准空速管，可按(3)式为大气系统校准提供校准参考基准。这样，消除了标准空速管仪器系统误差后，新方法的系统误差就减小到拖锥基准器量级。

飞行检定时，必须选用本身剩余静压误差小且不受飞机扰流影响的拖锥或者自身量测机理与大气参数不相关的高精度外测设备(如DGPS)作为检定手段。“飞行检定”试飞后，再按照(3)式为大气系统校准建立参考基准，然后采用“自伴飞”完成机载L型空速管校准试飞，选用“点对比较法”，按照(2)式的数据处理方法，以及常规换算，获得大气系统的校准量。

2.2 试验结果及分析

由于缺少现成的拖锥，为验证方法原理，随后采用了DGPS速度法作为标准空速管的“飞行检定”手段，图2给出了高度形式的标准空速管的仪器偏差修正量检定曲线。

图2 标准空速管仪器偏差修正量Fig.2 Bias correction for the standard-air-data-boom

从图中可以看出，这是一条典型的机头空速管静压源位置误差修正量曲线，低速时修正量较小，随着速度增加，机头前方压缩波增强，修正量逐渐变大，临界Ma数时机头激波向后掠过静压孔引起较大的冲击，修正量达到最大值，超音后，由于激波的“遮蔽”作用，修正量突降至零，其后有空速管本身导致的小量的激波修正量。试验表明，标准空速管在机上安装后，亚跨声速段的确存在较大的仪器偏差修正量。

以此检定曲线为依据，按照数学模型(3)建立大气系统的校准基准，然后按照(2)式的数据处理方法和常规换算，便可获得大气系统L型空速管的校准量。图3基于基准空速管法按高度形式给出了对L型空速管的校准结果，同样一并给出了GPS高度法的试验结果，以验证方法原理的正确性。

图3 基准空速管法与GPS高度法校准L型空速管试验结果对比Fig.3 Reference-air-data-boom method vs.GPS-based PEC results for L-tube

由图3可以清楚地看到，与直接校准法相比，采用基准空速管法亚跨声速段较大的结果偏差基本消除；与GPS高度法相比，在全速度范围内，试验结果介于±38.1m误差包络线内，具有较好的一致性。局部区域的小量偏差，主要源自被GPS高度法简化的“试验航线实际大气压力梯度”引起的偏差以及采用GPS速度法(而非拖锥)作为标准空速管的“飞行检定”手段带来的小量误差。

3 讨论

(1)全压和静压同步校准需求。国际适航认证AC25-7要求，必须对大气系统全压和静压均进行校准。现有方法除全压管法、标准飞机法外，包括最新发展的GPS系列方法，均未进行全压校准；而全压管法只校准全压(不能校准静压)，标准飞机法实施成本、难度几乎无法承受，均不能满足工程上同步校准需要。

基准空速管法试飞专用敞口式标准空速管自带的敞口式全压受感器是公认的全压基准器，可直接为待校准大气系统提供全压基准；同时采用拖锥对该标准空速管的静压受感器进行“飞行检定”，可为大气系统校准提供静压基准。这样，该试飞专用空速管同时作为全压和静压的基准量具，通过“自伴飞”方式，便可实现对飞机大气系统全压和静压的同步校准。

(2)校准精度。根据 FAR25、RVSM 、GJB1190要求，在8841m以下高度层，大气系统容差必须小于76.2m，扣除大气计算显示容差30.48m及大气受感器重复性容差15.24m，则校准方法容差(3σ)须小于38.1m(即标准误差须小于12.7m)；系统误差须小于25m。现有校准方法均未考虑系统误差，而校准的偶然误差，GPS高度法约为35m，GPS速度法约为15m，均不能严格满足工程需要。

标准空速管静压经拖锥检定，在12500m高度以下，拖锥相对于实际大气的标准误差小于1.5m，标准空速管测量当地静压的标准误差小于3.8m，则可知标准空速管提供的静压相对于实际大气的系统误差-新方法系统误差小于5.3m。按(3)式、(2)式对大气系统进行校准，在分析其偶然误差时，除需计入标准空速管测量误差外，还需计入飞机空速管标准误差6.75m，那么基准空速管法试验结果的偶然误差小于7.75m。可见，基准空速管法试验结果系统误差小于25m，偶然误差小于12.7m，可以较全面满足校准精度要求。

(3)参考基准。基准空速管具有较高精确度，又基于拖锥检定，按计量学技术法规，经基准器检定具有一定准确度的计量器具可作为标准器具，为工作计量器具(大气系统)提供校准基准。

(4)结果可信度。大气系统校准试验属于精密测量，系统误差与偶然误差需要严加区分，并分别处理。现行多数校准方法，不能通过与参考基准的比较确定出其系统误差，无法知晓其与实际值的偏离程度，这通常是试验结果可信度的致命缺陷。基准空速管法基于实际大气基准建立，可解析确定其试验结果与实际值的偏离程度，定量给出系统误差，且系统误差、偶然误差值远远优于相关领域的技术指标要求，具有较高的可信度。

依照国际适航认证等的要求，为控制大气系统的生产配装质量，每生产5架飞机须抽检一架进行容差验证试飞，同时须在外场定期进行大气系统重复性容差检查试飞，若采用现行校准方法，每次验证都必须按照单独科目反复执行，而基准空速管法一次试验便可为同种机型提供统一参考基准，而且无论出厂抽查还是外场定检，都可以结合其它科目完成，大大减少飞行架次。采用类似本文对GPS高度法、标准空速管法进行比较验证方式，基准空速管法还可为其它试飞方法的验证以及新方法的开发提供参考基准。

4 结论

(1)基准空速管法可满足大气系统全压和静压同步校准要求。

(2)基准空速管法具有足够的校准精度，能满足国际适航认证、300m垂直间距空中交通管制、GJB1190及补偿式空速管验证需求。

(3)基准空速管法基于实际大气基准建立，可确定试验结果与实际值的偏离程度，满足精密测量关于误差处理的基本要求，系统误差偶然误差优于相关领域的技术指标要求，具有较高的可信度。

(4)商用标准空速管经“飞行检定”，可替代标准飞机作为大气系统校准的基准。这将给同型飞机的鉴定试飞、抽查/外场定检试飞及校准新方法的开发验证带来显著的社会经济效益。

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