基于头锥外形的嵌入式大气数据测量系统研究

杨 缙 廖 沫 苏丙未 谢 坤

1.国防科技大学航天科学与工程学院，长沙 410073 2.空间物理重点实验室，北京 100076



基于头锥外形的嵌入式大气数据测量系统研究

杨 缙1,2廖 沫2苏丙未2谢 坤2

1.国防科技大学航天科学与工程学院，长沙 410073 2.空间物理重点实验室，北京 100076

基于一种头锥外形对超声速飞行嵌入式大气数据测量系统进行了原理、仿真及试验研究。结果显示，FADS测量结果较好的考虑了实时风场变化的飞行来流参数，马赫数测量偏差小于3%，攻角、侧滑角测量偏差小于1°。嵌入式大气数据测量技术在临近空间飞行器飞行控制、吸气式发动机控制和高精度气动辨识等专业领域具有广泛的应用前景。 关键词 嵌入式大气数据测量系统；头锥；气动辨识

嵌入式大气测量系统(Flush Air Data Sensing System，FADS)可实时测量考虑实际风场的大气数据，为大气层内超声速/高超声速飞行器控制提供实时高精度飞行来流参数。近年来，美国等国在X-31，X-33，HYFLEX，X- 43A等超声速/高超声速飞行器研制过程中进行了FADS应用研究[1-5]，取得了大量研究成果。

图1 X-31/FADS测压孔布局

图2 X-33/FADS测压孔布局

图3 HYFLEX/FADS测压孔布局

图4 X- 43A/FADS测压孔布局

美国在再入飞行器钝头体上验证了FADS系列关键技术，覆盖亚/跨/超/高超声速飞行范围，获取的马赫数、攻角、侧滑角等大气数据达到了较高精度。FADS技术在临近空间飞行器控制、再入飞行器飞行控制、吸气式发动机控制和高精度气动辨识等专业领域体现出越来越重要的工程应用价值。本文基于一种头锥外形对超声速飞行器FADS进行原理及试验研究。

1 FADS测量模型

FADS基本原理是通过测量飞行器表面的空气压力场数据进行实时解算以获取飞行过程中来流马赫数、攻角、侧滑角等飞行来流参数，原理模型如图5所示。

图5 FADS原理模型

FADS原理的本质是通过测量飞行器驻点处压力(或驻点附近压力)及远离驻点处压力的相对关系值来敏感来流马赫数、动压及静压等参数，通过测量飞行器上下表面/左右表面的压力差异来敏感来流攻角/侧滑角。理论上只要能够获取足够精度的驻点附近压力及远离驻点处压力，FADS可适应各种飞行器外形。

本文采用基于锥头体的五点式基本测压孔布局(见图6)进行研究，未考虑测压孔冗余，第1～4个测压孔在锥面上呈十字分布，第5个测压孔位于锥头体驻点位置，λ为测压孔锥角，φ为测压孔方位角。

图6 五点式测压孔布局

飞行器表面压力pi与飞行来流马赫数M∞、攻角α、侧滑角β、动压qc及静压P∞的理论关系式如式(1)～(4)[1]：

pi=qc[cos2(θi)+εsin2(θi)]+P∞

(1)

cos(θi)=cos(αe)cos(βe)cos(λi)+

sin(βe)sin(φi)sin(λi)+

sin(αe)cos(βe)cos(φi)sin(λi)

(2)

(3)

α=αe-δα
β=βe-δβ

(4)

其中，θi为第i个测点气流入射角，λi，φi为第i个测点的锥角和方位角，αe为解算攻角、βe为解算侧滑角。ε为形压系数、δα为气流攻角修正角、δβ为气流侧滑角修正角，ε，δα，δβ数值通过数值仿真或试验数据进行标定。

2 FADS解算方法

FADS通过求解多个测压点条件下方程组(1)～(4)获得飞行来流马赫数、攻角、侧滑角、动压/静压等大气参数。方程组(1)～(4)高度非线性，可通过最小二乘法、三点法、神经网络法和查表法等方法进行求解[5]。

本文选择“三点法”[6]进行研究。首先，选择飞行器竖直对称轴上的3点，其方位角为0°，180°，因此，可消去形压系数、动压和静压以及侧滑角，得到攻角的解析表达式；选择水平对称轴上的3点，方位角为90°，270°，经过相似的化简过程，可得到侧滑角的解析表达式，如式(5)：

(5)

其中：

式中，下标i，j，k为测压点位置标号。

其次，上述线性解析式解算出攻角、侧滑角后，马赫数、静压可根据式(3)迭代求解获得，步骤如下：

1)调用形压系数标定数据可得迭代到第j步的ε(j)：

ε(j)=f(M∞(j),αe,βe)

(6)

(7)

其中：

j为迭代次数；

3)求第j+1步的M∞(j+1)，

(8)

其中，W(j+1)=1.839371×[P∞(j+1)/(qc(j+1)+P∞(j+1))]，

r·W表示向量r与W点积。

r=[1.42857-0.357143-0.0625-0.025-0.012617-0.00715-0.004345800-0.0087725]，

P∞(i)=P∞(j+1)；M∞(i)=M∞(j+1)

(9)

“三点法”的经典之处在于选择特殊位置测压点后可将攻角、侧滑角计算简化为解析式，使模型的独立参数从4个减少为2个，使得算法收敛性判定得到简化，提高了算法的实时性。

3 FADS性能仿真分析

通过数值仿真获取飞行表面压力数据，对模型参数ε，δα，δβ进行了标定，并以仿真压力数据作为输入对大气数据解算特性进行了仿真分析。

3.1 参数标定结果

用Ma=2.0～4.0，α=-12°～+12°，β=-6°～6°内的状态点数值仿真压力数据对模型参数ε，δα，δβ进行了标定，标定结果曲线如图7～9所示，标定参数与马赫数、攻角、侧滑角关系平滑而有规律。

图7 δα与马赫数、攻角关系曲线

图8 δβ与马赫数、侧滑角关系曲线

图9 ε与马赫数、攻角关系曲线

3.2 解算特性仿真结果

以仿真压力数据作为输入进行模型解算特性仿真。结果显示，各状态均获得了收敛解，马赫数、攻角、侧滑角解算偏差如图10～12所示。

图10 马赫数解算偏差

仿真结果显示，马赫数解算偏差小于1%，攻角、侧滑角解算偏差小于0.3°，解算精度较高。但此结果仅为模型算法理论解算精度，未考虑结构偏差、压力传感器偏差等因素的影响，FADS实际测量精度需通过试验进行验证。

4 FADS性能试验结果

研制FADS原理样机搭载飞行试验进行了验证。通过实测气象数据和遥测数据综合处理获得飞行来流参数基准数据，作为大气数据测量系统测量精度的评价基准。FADS飞行来流马赫数、攻角、侧滑角测量结果与飞行器上惯性测量组合(INS)测量结果比较分别如图13～15所示。

图11 攻角解算偏差

图12 侧滑角解算偏差

图13 马赫数测量结果

试验结果显示，INS测量马赫数与基准来流马赫数的差值为0.01～0.09，与当时风速5～18m/s相当，体现了风场变化特性；FADS测量结果较好的跟随了基准值变化，较好的敏感实时风场的变化；FADS飞行来流马赫数测量偏差小于3%，攻角、侧滑角测量偏差小于1°。

图14 攻角测量结果

图15 侧滑角测量结果

5 FADS存在问题及进一步研究方向

FADS是一项全新的前沿技术，目前国内外开展了大量理论研究及试验研究，主要验证其原理可行性。FADS技术在大气层内飞行器领域具有广泛的应用前景，但离工程应用还有一定距离，需要进一步研究的问题包括：1)高空、高马赫数稀薄大气条件下FADS模型及解算方法的适应性；2)复杂力热环境条件下FADS系统可靠性；3)FADS与其它测量数据的融合使用方法。

6 结论

基于一种头锥外形对超声速飞行器FADS进行了原理、仿真及试验研究，结果显示：FADS能较好的敏感实时风场的变化，精确的测量飞行来流大气数据；超声速飞行来流马赫数测量偏差小于3%，攻角、侧滑角测量偏差小于1°。FADS技术可广泛应用于大气层内超/高超声速飞行器飞行控制、吸气式发动机控制、高精度气动辨识等领域，具体工程应用还需进一步深入研究。

[1] Ethan Baumann, Joseph W Pahle, Mark C Davis. The X-43A Flush Airdata Sensing System Flight Test Results[C]. AIAA Atmosheric Flight Mechanics Conference and Exhibit 18-21 August 2008,Honolulu, Hawaii.

[2] Jost M, Schwegmann F, Kohler Dr T. Flush Air Data System-an Advanced Air Data System for the Aerospace Industry[C]. AIAA Guidance, Navigation, and Control Conference and Exhibit 16-19 August 2004,Providence, Rhode Island.

[3] Thomas J Rohloff, Stephen A Whitmore, Ivan Catton. Air Data Sensing from Surface Pressure Measurements Using a Neural Network Method[J]. AIAA Jouranal,1998,36(11):2094～2101.

[4] Stephen A Whitmore. Development of a Pneumatic High-angle-of-attack Flush Airdata Sensing (HI-FADS) System[R]. NASA 19920002776.

[5] 方习高，陆宇平. 嵌入式大气数据传感系统求解算法研究[J].计算机测量与控制，2008,16(3):398-400.(Fang Xigao, Lu Yuping. Solving Model and Algorithm for a Flush Air Data Sensing System[J]. Computer Measurement & Control，2008,16(3):398-400.)

[6] Stephen A Whitmore, Brent R Cobleigh, et al. Design and Calibration of the X-33 Flush Airdata Sensing (FADS) System[R]. NASA 19980008580.

Flush Air Data Sensing System (FADS) Based on Taper Nose

Yang Jin1,2, Liao Mo2, Su Bingwei2, Xie Kun2

1.College of Aerospace Science and Engineering, National University of Defense Technology, Changsha 410073, China 2.Science and Technology on Space Physics Laboratory, Beijing 100076, China

Akindofsupersonicflushairdatasensingsystem(FADS)basedontapernoseisresearchedbytheory,simulationandexperiment.TheresultsrevealthatcomingflowMa,α,βofsupersonicflightwiththerealtimewindcanbeaccuratelymeasuredbyusingthistypeofFADSsothattheMaerrorlessislessthan3%andtheαandβerrorlessislessthan1°.Flushairdatasensingsystem(FADS)technologycanbeuniversallyappliedtoflightcontrol,airbreathingcontrol,highprecisionpneumaticidentificationandsoon.

FADS;Tapernose;Pneumaticidentification

2015-07-13

杨 缙(1984-)，男，贵州人，硕士，工程师，主要从事总体与动力一体化设计技术研究；廖 沫(1978-)，女，广西人，博士，高级工程师，主要从事导航制导与控制技术研究；苏丙未(1976-)，男，河北人，博士，研究员，主要从事飞行器总体技术研究；谢 坤(1985-)，男，江苏人，硕士，工程师，主要从事气动设计技术研究。

V19

A

1006-3242(2016)01-0045-05