一種嵌入式大氣測量裝置性能評估方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明屬于超聲速或高超聲速嵌入式大氣數(shù)據(jù)測量裝置測量性能評估技術(shù)領(lǐng)域， 具體涉及一種嵌入式大氣測量裝置性能評估方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 嵌入式大氣數(shù)據(jù)測量裝置（Flush Air Data System,簡稱"FADS")通過直接測量 飛行器表面壓力解算飛行來流馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角等大氣參數(shù)，具有精度高且能滿足超/ 高超聲速飛行條件的特點(diǎn)。
[0003] 傳統(tǒng)測量技術(shù)一般通過探出式空速管和角度傳感器組合實(shí)現(xiàn)對上述數(shù)據(jù)的測量。 探針式測量技術(shù)發(fā)展比較成熟，但是隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，其技術(shù)方案的局限性愈加 明顯。例如，當(dāng)飛行器處于較高馬赫數(shù)飛行狀態(tài)時，其前端突出的測量裝置難W適應(yīng)頭部極 高溫度，并且其與周圍大氣相互作用形成的激波干擾將影響飛行器的氣動性能；另外，飛行 器在大攻角飛行狀態(tài)下，前端大氣數(shù)據(jù)測量裝置將可能成為引起頭部潤流及側(cè)向不穩(wěn)定的 主要因素，導(dǎo)致飛行器控制品質(zhì)下降。
[0004] 大氣層內(nèi)超聲速/高超聲速飛行器的吸氣式動力系統(tǒng)工作控制、氣動熱管理與控 巧1|、高精度飛行控制等領(lǐng)域?qū)Ω呔蕊w行來流參數(shù)均有迫切需求，F(xiàn)ADS在臨近空間超聲速 /高超聲速飛行器上有廣泛的應(yīng)用前景。嵌入式大氣數(shù)據(jù)測量裝置技術(shù)新、難度大，國內(nèi)相 關(guān)技術(shù)剛起步不久，還面臨一系列關(guān)鍵技術(shù)需要攻克。
[0005] 嵌入式大氣數(shù)據(jù)測量裝置性能評估技術(shù)是嵌入式大氣數(shù)據(jù)測量裝置研制的關(guān)鍵 技術(shù)之一。嵌入式大氣數(shù)據(jù)測量裝置性能精度高，馬赫數(shù)高且范圍寬，送對評估基準(zhǔn)數(shù)據(jù)精 度提出了嚴(yán)苛的要求。傳統(tǒng)的亞聲速大氣測量裝置飛機(jī)掛飛評估技術(shù)無法滿足嵌入式大氣 數(shù)據(jù)測量系統(tǒng)的高馬赫數(shù)需求；地面風(fēng)洞試驗(yàn)評估方法存在天地差異不能全面模擬飛行過 程力、熱環(huán)境，評估大氣測量裝置測量性能具有一定局限性。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明的目的在于提供一種嵌入式大氣測量裝置性能評估方法，解決超聲速、高 超聲速嵌入式大氣數(shù)據(jù)測量裝置的測量性能評估的問題；
[0007] 本發(fā)明的技術(shù)方案如下；一種嵌入式大氣測量裝置性能評估方法，該方法具體包 括如下步驟：
[0008] 步驟1、測量獲得飛行試驗(yàn)剖面內(nèi)氣象數(shù)據(jù)；
[0009] 步驟2、通過地面經(jīng)締儀及彈上慣組同步測量導(dǎo)彈實(shí)際飛行彈道參數(shù)；
[0010] 步驟3、通過遙測系統(tǒng)同步獲取大氣測量裝置，測量壓力場數(shù)據(jù)及大氣參數(shù)解算數(shù) 據(jù)；
[0011] 步驟4、利用風(fēng)場數(shù)據(jù)修正彈道參數(shù)，獲得基準(zhǔn)來流參數(shù)；
[0012] 步驟5、根據(jù)導(dǎo)彈飛行高度、大氣氣壓、來流馬赫數(shù)、來流攻角W及來流側(cè)滑角數(shù)據(jù) 沿彈道不同時刻導(dǎo)彈頭部表面壓力場數(shù)據(jù)進(jìn)行氣動仿真預(yù)示，并在判斷局部壓力場測量正 確的前提下，大氣測量裝置有效進(jìn)行大氣參數(shù)解算；
[0013] 步驟6、比較大氣測量裝置輸出的馬赫數(shù)、攻角、及滑角與上述步驟獲得的飛行來 流基準(zhǔn)大氣參數(shù)來流馬赫數(shù)、來流攻角、來流側(cè)滑角，從而獲得大氣測量裝置大氣參數(shù)測量 精度，W評價大氣測量裝置測量性能是否滿足指標(biāo)要求。
[0014] 所述的步驟4具體包括：
[0015] 步驟4. 1、在發(fā)射坐標(biāo)系下將實(shí)測大氣風(fēng)速、風(fēng)向數(shù)據(jù)與彈體坐標(biāo)系下飛行對地速 度進(jìn)行疊加獲得相對飛行來流速度；
[0016] 步驟4. 2、根據(jù)大氣風(fēng)場氣溫測量結(jié)果插值獲取沿飛行彈道不同時刻聲速；
[0017] 步驟4. 3、在考慮實(shí)際大氣風(fēng)場的飛行來流速度和聲速情況下，計算獲得沿飛行彈 道不同時刻飛行來流馬赫數(shù)、來流攻角W及來流側(cè)滑角。
[0018] 所述的步驟1中獲得飛行試驗(yàn)剖面內(nèi)氣象數(shù)據(jù)具體為：
[0019] 在飛行試驗(yàn)前，通過地面氣象雷達(dá)、探空氣球測量飛行試驗(yàn)剖面內(nèi)氣象數(shù)據(jù)，即高 度Η = 0~20km范圍內(nèi)氣壓P、氣溫T、風(fēng)速Vf、風(fēng)向Φ，其中，氣溫測量偏差± 1. 5°C、風(fēng)速 測量偏差±10% *Vf m/s、風(fēng)向測量偏差在風(fēng)速> 25m/s條件下為±5°，在風(fēng)速《25m/s 條件下為±10。。
[0020] 所述的步驟2具體為：
[0021] 通過地面經(jīng)締儀及彈上慣組同步測量導(dǎo)彈實(shí)際飛行彈道參數(shù)，包括導(dǎo)彈飛行速度 Vd(對地）、俯仰角口、偏航角Ψ、滾轉(zhuǎn)角Y、高度H，彈道速度測量偏差不大于0. 2m/s，其中， 上述參數(shù)不包括實(shí)際風(fēng)場影響。
[0022] 所述的步驟5具體為：
[0023] 根據(jù)導(dǎo)彈飛行高度H、大氣氣壓P、來流馬赫數(shù)Ma。、來流攻角α。W及來流側(cè)滑角 目。數(shù)據(jù)沿彈道不同時刻導(dǎo)彈頭部表面壓力場Pi。數(shù)據(jù)進(jìn)行氣動仿真預(yù)示；將大氣測量裝置 實(shí)測導(dǎo)彈頭部表面壓力場Pi曲線與氣動仿真預(yù)示導(dǎo)彈頭部表面壓力場Pi。曲線進(jìn)行比較， 兩者相差小于2%，則局部壓力場測量正確，大氣測量裝置可有效地進(jìn)行大氣參數(shù)解算。
[0024] 所述的步驟6具體為：
[00巧]比較大氣測量裝置輸出的馬赫數(shù)Ma、攻角α、及滑角目與上述步驟獲得的飛行 來流基準(zhǔn)大氣參數(shù)來流馬赫數(shù)Ma。、來流攻角α。、來流側(cè)滑角目。，從而獲得大氣測量裝置 大氣參數(shù)測量精度AMa = Ma-Ma。、Δα = α-α〇、Δ目二目-目。；在馬赫數(shù)2.0~3. 5、 攻角、側(cè)滑角-10°~+10°的范圍內(nèi)，馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角測量精度滿足AMa《 ±0.06、 Δ α《1°、Δ目《Γ，W此評價大氣測量裝置測量性能是否滿足指標(biāo)要求。
[0026] 所述的步驟4. 1具體步驟為：
[0027] 在發(fā)射坐標(biāo)系下將實(shí)測大氣風(fēng)速Vf、風(fēng)向Φ數(shù)據(jù)與彈體坐標(biāo)系下飛行對地速度 進(jìn)行疊加獲得相對飛行來流速度V為
[0028]
[0029] 其中，Vx = Vdx+Vfx，Vy = Vdy+Vfy，Vz = Vdz+Vfz ;
[0030] 坐標(biāo)轉(zhuǎn)換公式如下：
[0031]
[003引其中，xi、yi、zi為彈體坐標(biāo)系下的參數(shù)；Xi。、yi。、Zi。為發(fā)射坐標(biāo)系下的參數(shù)。
[0033] 所述的步驟4. 2中沿飛行彈道不同時刻聲速具體為：
[0034] 根據(jù)大氣風(fēng)場氣溫測量結(jié)果插值獲取沿飛行彈道不同時刻聲速<3 ;。如長f，其中，k 為氣體比熱比；R為氣體常數(shù)；T為氣體溫度。
[0035] 所述的步驟4. 3的具體步驟為：
[0036] 在考慮實(shí)際大氣風(fēng)場的飛行來流速度V W及聲速a情況下，沿飛行彈道不同時刻 飛行來流馬赫數(shù)為：
[0037] Ma〇 = V/a [00測來流攻角為：
[0039] α。= -arctan (Vy/vJ
[0040] 其中，Vy為速度坐標(biāo)系的y向速度；Vy為速度坐標(biāo)系下的X向速度；
[0041] 來流側(cè)滑角為：
[0042] 目。=arcsin (Vz/v)
[0043] 其中，V,為速度坐標(biāo)系下的z向速度；V為速度坐標(biāo)系下的和速度；
[0044] Ma。來流馬赫數(shù)的精度為0. 03 ; α。來流攻角的精度為±0. 2° ;目。來流側(cè)滑角的 精度為±0.2°。
[0045] 本發(fā)明的顯著效果在于；本發(fā)明所述的一種嵌入式大氣測量裝置性能評估方法， 可獲得較高精度的實(shí)際飛行來流基準(zhǔn)大氣參數(shù)，在馬赫數(shù)2. 0~3. 5范圍內(nèi)實(shí)際飛行來流 馬赫數(shù)偏差為±0.03;-10°~+10°范圍內(nèi)攻角、側(cè)滑角精度為±0.2°，用此高精度基準(zhǔn) 大氣參數(shù)數(shù)據(jù)可對嵌入式大氣測量裝置測量精度進(jìn)行有效評估。
【附圖說明】
[0046] 圖1為本發(fā)明所述的一種嵌入式大氣測量裝置性能評估方法流程圖。
【具體實(shí)施方式】
[0047] 下面結(jié)合附圖及具體實(shí)施例對本發(fā)明作進(jìn)一步詳細(xì)說明。
[0048] 如圖1所示，一種嵌入式大氣測量裝置性能評估方法，該方法具體包括如下步驟：
[0049] 步驟1、測量獲得飛行試驗(yàn)剖面內(nèi)氣象數(shù)據(jù)；
[0050] 在飛行試驗(yàn)前，通過地面氣象雷達(dá)、探空氣球測量飛行試驗(yàn)剖面內(nèi)氣象數(shù)據(jù)，即高 度Η = 0~20km范圍內(nèi)氣壓Ρ、氣溫Τ、風(fēng)速Vf、風(fēng)向Φ，其中，氣溫測量偏差±1. 5°C、風(fēng)速 測量偏差±10% *Vf m/s、風(fēng)向測量偏差在風(fēng)速> 25m/s條件下為±5°，在風(fēng)速《25m/s 條件下為±10。；
[0051] 步驟2、通過地面經(jīng)締儀及彈上慣組同步測量導(dǎo)彈實(shí)際飛行彈道參數(shù)；
[0052] 通過地面經(jīng)締儀及彈上慣組同步測量導(dǎo)彈實(shí)際飛行彈道參數(shù)，包括導(dǎo)彈飛行速度 Vd(對地）、俯仰角心、偏航角Ψ、滾轉(zhuǎn)角Y、高度H，彈道速度測量偏差不大于0. 2m/s，其中， 上述參數(shù)不包括實(shí)際風(fēng)場影響；
[0053] 步驟3、通過遙測系統(tǒng)同步獲取大氣測量裝置，測量壓力場數(shù)據(jù)及大氣參數(shù)解算數(shù) 據(jù)；
[0054] 步驟4、利用風(fēng)場數(shù)據(jù)修正彈道參數(shù)，獲得基準(zhǔn)來流參數(shù)；
[00巧]步驟4. 1、在發(fā)射坐標(biāo)系下將實(shí)測大氣風(fēng)速、風(fēng)向數(shù)據(jù)與彈體坐標(biāo)系下飛行對地速 度進(jìn)行疊加獲得相對飛行來流速度；
[0056] 在發(fā)射坐標(biāo)系下將實(shí)測大氣風(fēng)速Vf、風(fēng)向Φ數(shù)據(jù)與彈體坐標(biāo)系下飛行