大氣系統(tǒng)校準(zhǔn)的基準(zhǔn)空速管法

劉華勇，劉 莉，曹放華

(1.成都飛機(jī)工業(yè)(集團(tuán))公司飛行試驗(yàn)中心，成都 610091；2.成飛集成科技股份有限責(zé)任公司，成都 610091)

0 引言

航空器大氣系統(tǒng)為飛行控制、導(dǎo)航、火控、動(dòng)力和環(huán)控等系統(tǒng)提供關(guān)鍵控制參數(shù)，大氣系統(tǒng)的校準(zhǔn)精度直接關(guān)系到飛機(jī)各系統(tǒng)操控準(zhǔn)確性、可靠性、作戰(zhàn)/經(jīng)濟(jì)效能、空中交通管制和飛行安全［1］。大氣系統(tǒng)校準(zhǔn)包括全壓和靜壓源位置誤差校準(zhǔn)。

近年來(lái)，國(guó)外試飛校準(zhǔn)方法，先后發(fā)展過(guò)真空膜盒氣壓計(jì)法、拖拽靜壓法、速度里程法、俯視環(huán)飛法、全壓管法、編隊(duì)飛行法、雷達(dá)跟蹤法、GPS參考高度法［2］，120°等速平飛法［3］，GPS 風(fēng)盒子技術(shù)［4］等試飛方法。國(guó)內(nèi)近年先后出現(xiàn)了雷達(dá)法、雷達(dá)-照相經(jīng)緯儀法、照相法、無(wú)液靜壓表法、幾何法、標(biāo)準(zhǔn)飛機(jī)法、無(wú)線電高度表法、雷達(dá)-溫度法、加速度計(jì)-姿態(tài)儀法、照相截時(shí)法、音速法、溫度法［5］、GPS往返等速平飛法［6］、GPS 速度-高度法［7］、GPS-Ma 迭代法［8］、微波空間定位法［9］和高度分層 GPS速度法［10］等方法。

這些試飛方法均不能完成全壓和靜壓同步校準(zhǔn)(除標(biāo)準(zhǔn)飛機(jī)法外)；校準(zhǔn)精度很難滿足國(guó)際適航認(rèn)證(FAR25)、300m垂直間距空中交通管制(RVSM，Reduced Vertical Separation Minimums)、國(guó) 軍 標(biāo)(GJB1190)、補(bǔ)償式全靜壓受感器鑒定的需求；方法不能確定校準(zhǔn)結(jié)果偏離實(shí)際基準(zhǔn)的系統(tǒng)誤差，這通常也是校準(zhǔn)試驗(yàn)結(jié)果是否可信的關(guān)鍵。標(biāo)準(zhǔn)飛機(jī)法以標(biāo)準(zhǔn)飛機(jī)作為基準(zhǔn)器，試驗(yàn)設(shè)備昂貴、試飛起落成倍增加、編隊(duì)飛行難度大起落有效率低。

在大氣校準(zhǔn)領(lǐng)域，拖錐是公認(rèn)的靜壓測(cè)量基準(zhǔn)器，但它不具備全壓測(cè)量功能；敞口式標(biāo)準(zhǔn)空速管的敞口是公認(rèn)的全壓測(cè)量基準(zhǔn)器，但其靜壓受感器又受飛機(jī)擾流影響?！盎鶞?zhǔn)空速管法”結(jié)合了兩者的優(yōu)勢(shì)，采用拖錐對(duì)標(biāo)準(zhǔn)空速管的靜壓進(jìn)行“飛行檢定”，采用敞口測(cè)量全壓，從而為大氣系統(tǒng)全壓和靜壓校準(zhǔn)建立可靠的參考基準(zhǔn)，然后采用“自伴飛”方式，以標(biāo)準(zhǔn)空速管替換標(biāo)準(zhǔn)飛機(jī)，有效解決大氣系統(tǒng)全壓和靜壓同步校準(zhǔn)、精度、基準(zhǔn)和可信度問(wèn)題。

1 直接校準(zhǔn)法

1.1 校準(zhǔn)方法

一般情況下，選作飛行試驗(yàn)專(zhuān)用的標(biāo)準(zhǔn)空速管比批生產(chǎn)型常規(guī)空速管的測(cè)試精度高出一個(gè)數(shù)量級(jí)，其各項(xiàng)指標(biāo)符合NIST/MIL-STD-45662A的嚴(yán)格要求，于是我們初步假定專(zhuān)用空速管可以直接作為標(biāo)準(zhǔn)量具，將其量測(cè)全壓 pTS、靜壓 pSS、迎角 αS、側(cè)滑角 βS值作為大氣系統(tǒng)的基準(zhǔn)值。其觀測(cè)模型表述為

于是，在各個(gè)高度層選取若干個(gè)速度點(diǎn)，將待校準(zhǔn)大氣系統(tǒng)的測(cè)量全壓pTI、靜壓pSI、迎角αI、側(cè)滑角βI與基準(zhǔn)值比較，采用“點(diǎn)對(duì)比較法”便可得到大氣系統(tǒng)靜壓、動(dòng)壓(計(jì)入了全壓修正量)、氣流角的校準(zhǔn)量。其解算模型如下

1.2 初步試驗(yàn)結(jié)果

近期，采用NASA某指定供應(yīng)商生產(chǎn)的xxx-xx系列某型直鼻敞口直桿式標(biāo)準(zhǔn)空速管，經(jīng)加強(qiáng)頭罩和加長(zhǎng)撐桿安裝在某型飛機(jī)上，對(duì)大氣系統(tǒng)進(jìn)行了校準(zhǔn)試飛。按照直接校準(zhǔn)法基本原理，并進(jìn)行ΔH(M，pH)=f(ΔP，M，pH)常規(guī)轉(zhuǎn)換，圖1按高度形式給出了該飛機(jī)機(jī)身L型全壓和靜壓受感器的全壓和靜壓源位置誤差修正量(PEC，position error correction)試驗(yàn)結(jié)果曲線。為初步驗(yàn)證該方法的可靠性，同時(shí)給出了GPS高度法對(duì)同一L型空速管的校準(zhǔn)試驗(yàn)結(jié)果。

圖1 直接校準(zhǔn)法及GPS高度法校準(zhǔn)L型空速管試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.1 Standard-air-data-boom method vs.GPS-based PEC results for L-tube

從圖中可以初步看到，兩種方法在亞跨聲速段存在較大差異，臨界Ma數(shù)后具有較好的一致性。我們認(rèn)為，待校準(zhǔn)L型空速管處于外凸形機(jī)頭側(cè)上方，因此其亞聲速校準(zhǔn)量應(yīng)為負(fù)值；亞聲速段，隨著Ma數(shù)增加，機(jī)身逆?zhèn)鞯闹饾u增強(qiáng)的壓縮波應(yīng)使得校準(zhǔn)量逐漸正向發(fā)展；進(jìn)入跨聲速區(qū)，由于外凸形機(jī)頭前部迎流楔形角趨小漸變，機(jī)頭前部出現(xiàn)膨脹波，與后方壓縮波交界處形成激波，并隨著Ma數(shù)增加逐漸后移，掠過(guò)靜壓孔時(shí)，校準(zhǔn)量應(yīng)達(dá)到正的極值，緊接著L型空速管進(jìn)入膨脹波系，校準(zhǔn)量應(yīng)出現(xiàn)負(fù)的極值。對(duì)照兩種試驗(yàn)結(jié)果，可以發(fā)現(xiàn)，GPS高度法的結(jié)果曲線更為合理，標(biāo)準(zhǔn)空速管法在亞跨聲速段的校準(zhǔn)可能存在著較大的偏差。

2 基準(zhǔn)空速管校準(zhǔn)法

2.1 方法原理

大家知道，試飛專(zhuān)用空速管本身采用先進(jìn)的設(shè)計(jì)和精密的加工工藝，其全壓誤差極小，飛行試驗(yàn)中可以直接作真值處理?？账俟鼙旧淼氖Ｓ囔o壓誤差也很小，但這是在地面實(shí)驗(yàn)室條件下的檢定結(jié)果。我們認(rèn)為，標(biāo)準(zhǔn)空速管并未針對(duì)被試飛機(jī)靜壓位置誤差修正量進(jìn)行補(bǔ)償設(shè)計(jì)，以有限支撐長(zhǎng)度配裝飛機(jī)，在真實(shí)飛行條件下，其量測(cè)靜壓將受到兩個(gè)主要因素的影響：亞聲速時(shí)較小的機(jī)頭逆向壓縮波擾流、臨界Ma數(shù)后機(jī)頭激波向后掠過(guò)靜壓孔時(shí)較大的沖擊，由此可能引起不可忽略的靜壓測(cè)量偏差。另一方面，如果測(cè)量主要受此影響，那么由于機(jī)頭激波掠過(guò)靜壓孔后，激波的“遮蔽”作用原理，標(biāo)準(zhǔn)空速管測(cè)量不再受飛機(jī)外形影響，而其本身的激波修正量又很小，則這種影響應(yīng)只在亞跨聲速段起作用，校準(zhǔn)偏差應(yīng)當(dāng)呈現(xiàn)亞跨聲速段較大、超聲速后較小的現(xiàn)象。圖1的試驗(yàn)結(jié)果證實(shí)了這種推斷。

所以有理由認(rèn)為，直接校準(zhǔn)法的試驗(yàn)結(jié)果偏差主要來(lái)自于飛機(jī)擾流及激波引起的靜壓位置誤差修正量，是由于校準(zhǔn)儀器設(shè)備——標(biāo)準(zhǔn)空速管測(cè)量條件與規(guī)定使用條件不符造成的。根據(jù)計(jì)量學(xué)，測(cè)量條件不符是儀器系統(tǒng)誤差4大來(lái)源之一，上述偏差應(yīng)歸屬于儀器系統(tǒng)誤差。高精度大氣系統(tǒng)校準(zhǔn)試驗(yàn)中，系統(tǒng)誤差需要嚴(yán)加處理。消除儀器系統(tǒng)誤差常采用點(diǎn)對(duì)比較法、替代法、校準(zhǔn)儀器、對(duì)稱(chēng)測(cè)量、線性觀測(cè)法等有效方法，在此采用校準(zhǔn)儀器法。

鑒于此，要采用標(biāo)準(zhǔn)空速管作為大氣系統(tǒng)校準(zhǔn)的標(biāo)準(zhǔn)量具，必須首先按照實(shí)際“測(cè)量條件”，選用高精度基準(zhǔn)量具，對(duì)其進(jìn)行實(shí)際工況狀態(tài)的“飛行檢定”，然后采用“校準(zhǔn)儀器法”獲得標(biāo)準(zhǔn)空速管量測(cè)靜壓及氣流角的儀器偏差修正量檢定曲線ΔpSS(M)、ΔαS(M)、ΔβS(M)。以此為依據(jù)優(yōu)化大氣系統(tǒng)校準(zhǔn)基準(zhǔn)的數(shù)學(xué)模型

經(jīng)“飛行檢定”后的標(biāo)準(zhǔn)空速管，便成為大氣系統(tǒng)校準(zhǔn)的基準(zhǔn)空速管，可按(3)式為大氣系統(tǒng)校準(zhǔn)提供校準(zhǔn)參考基準(zhǔn)。這樣，消除了標(biāo)準(zhǔn)空速管儀器系統(tǒng)誤差后，新方法的系統(tǒng)誤差就減小到拖錐基準(zhǔn)器量級(jí)。

飛行檢定時(shí)，必須選用本身剩余靜壓誤差小且不受飛機(jī)擾流影響的拖錐或者自身量測(cè)機(jī)理與大氣參數(shù)不相關(guān)的高精度外測(cè)設(shè)備(如DGPS)作為檢定手段?！帮w行檢定”試飛后，再按照(3)式為大氣系統(tǒng)校準(zhǔn)建立參考基準(zhǔn)，然后采用“自伴飛”完成機(jī)載L型空速管校準(zhǔn)試飛，選用“點(diǎn)對(duì)比較法”，按照(2)式的數(shù)據(jù)處理方法，以及常規(guī)換算，獲得大氣系統(tǒng)的校準(zhǔn)量。

2.2 試驗(yàn)結(jié)果及分析

由于缺少現(xiàn)成的拖錐，為驗(yàn)證方法原理，隨后采用了DGPS速度法作為標(biāo)準(zhǔn)空速管的“飛行檢定”手段，圖2給出了高度形式的標(biāo)準(zhǔn)空速管的儀器偏差修正量檢定曲線。

圖2 標(biāo)準(zhǔn)空速管儀器偏差修正量Fig.2 Bias correction for the standard-air-data-boom

從圖中可以看出，這是一條典型的機(jī)頭空速管靜壓源位置誤差修正量曲線，低速時(shí)修正量較小，隨著速度增加，機(jī)頭前方壓縮波增強(qiáng)，修正量逐漸變大，臨界Ma數(shù)時(shí)機(jī)頭激波向后掠過(guò)靜壓孔引起較大的沖擊，修正量達(dá)到最大值，超音后，由于激波的“遮蔽”作用，修正量突降至零，其后有空速管本身導(dǎo)致的小量的激波修正量。試驗(yàn)表明，標(biāo)準(zhǔn)空速管在機(jī)上安裝后，亞跨聲速段的確存在較大的儀器偏差修正量。

以此檢定曲線為依據(jù)，按照數(shù)學(xué)模型(3)建立大氣系統(tǒng)的校準(zhǔn)基準(zhǔn)，然后按照(2)式的數(shù)據(jù)處理方法和常規(guī)換算，便可獲得大氣系統(tǒng)L型空速管的校準(zhǔn)量。圖3基于基準(zhǔn)空速管法按高度形式給出了對(duì)L型空速管的校準(zhǔn)結(jié)果，同樣一并給出了GPS高度法的試驗(yàn)結(jié)果，以驗(yàn)證方法原理的正確性。

圖3 基準(zhǔn)空速管法與GPS高度法校準(zhǔn)L型空速管試驗(yàn)結(jié)果對(duì)比Fig.3 Reference-air-data-boom method vs.GPS-based PEC results for L-tube

由圖3可以清楚地看到，與直接校準(zhǔn)法相比，采用基準(zhǔn)空速管法亞跨聲速段較大的結(jié)果偏差基本消除；與GPS高度法相比，在全速度范圍內(nèi)，試驗(yàn)結(jié)果介于±38.1m誤差包絡(luò)線內(nèi)，具有較好的一致性。局部區(qū)域的小量偏差，主要源自被GPS高度法簡(jiǎn)化的“試驗(yàn)航線實(shí)際大氣壓力梯度”引起的偏差以及采用GPS速度法(而非拖錐)作為標(biāo)準(zhǔn)空速管的“飛行檢定”手段帶來(lái)的小量誤差。

3 討論

(1)全壓和靜壓同步校準(zhǔn)需求。國(guó)際適航認(rèn)證AC25-7要求，必須對(duì)大氣系統(tǒng)全壓和靜壓均進(jìn)行校準(zhǔn)?，F(xiàn)有方法除全壓管法、標(biāo)準(zhǔn)飛機(jī)法外，包括最新發(fā)展的GPS系列方法，均未進(jìn)行全壓校準(zhǔn)；而全壓管法只校準(zhǔn)全壓(不能校準(zhǔn)靜壓)，標(biāo)準(zhǔn)飛機(jī)法實(shí)施成本、難度幾乎無(wú)法承受，均不能滿足工程上同步校準(zhǔn)需要。

基準(zhǔn)空速管法試飛專(zhuān)用敞口式標(biāo)準(zhǔn)空速管自帶的敞口式全壓受感器是公認(rèn)的全壓基準(zhǔn)器，可直接為待校準(zhǔn)大氣系統(tǒng)提供全壓基準(zhǔn)；同時(shí)采用拖錐對(duì)該標(biāo)準(zhǔn)空速管的靜壓受感器進(jìn)行“飛行檢定”，可為大氣系統(tǒng)校準(zhǔn)提供靜壓基準(zhǔn)。這樣，該試飛專(zhuān)用空速管同時(shí)作為全壓和靜壓的基準(zhǔn)量具，通過(guò)“自伴飛”方式，便可實(shí)現(xiàn)對(duì)飛機(jī)大氣系統(tǒng)全壓和靜壓的同步校準(zhǔn)。

(2)校準(zhǔn)精度。根據(jù) FAR25、RVSM 、GJB1190要求，在8841m以下高度層，大氣系統(tǒng)容差必須小于76.2m，扣除大氣計(jì)算顯示容差30.48m及大氣受感器重復(fù)性容差15.24m，則校準(zhǔn)方法容差(3σ)須小于38.1m(即標(biāo)準(zhǔn)誤差須小于12.7m)；系統(tǒng)誤差須小于25m?，F(xiàn)有校準(zhǔn)方法均未考慮系統(tǒng)誤差，而校準(zhǔn)的偶然誤差，GPS高度法約為35m，GPS速度法約為15m，均不能?chē)?yán)格滿足工程需要。

標(biāo)準(zhǔn)空速管靜壓經(jīng)拖錐檢定，在12500m高度以下，拖錐相對(duì)于實(shí)際大氣的標(biāo)準(zhǔn)誤差小于1.5m，標(biāo)準(zhǔn)空速管測(cè)量當(dāng)?shù)仂o壓的標(biāo)準(zhǔn)誤差小于3.8m，則可知標(biāo)準(zhǔn)空速管提供的靜壓相對(duì)于實(shí)際大氣的系統(tǒng)誤差-新方法系統(tǒng)誤差小于5.3m。按(3)式、(2)式對(duì)大氣系統(tǒng)進(jìn)行校準(zhǔn)，在分析其偶然誤差時(shí)，除需計(jì)入標(biāo)準(zhǔn)空速管測(cè)量誤差外，還需計(jì)入飛機(jī)空速管標(biāo)準(zhǔn)誤差6.75m，那么基準(zhǔn)空速管法試驗(yàn)結(jié)果的偶然誤差小于7.75m?？梢?jiàn)，基準(zhǔn)空速管法試驗(yàn)結(jié)果系統(tǒng)誤差小于25m，偶然誤差小于12.7m，可以較全面滿足校準(zhǔn)精度要求。

(3)參考基準(zhǔn)。基準(zhǔn)空速管具有較高精確度，又基于拖錐檢定，按計(jì)量學(xué)技術(shù)法規(guī)，經(jīng)基準(zhǔn)器檢定具有一定準(zhǔn)確度的計(jì)量器具可作為標(biāo)準(zhǔn)器具，為工作計(jì)量器具(大氣系統(tǒng))提供校準(zhǔn)基準(zhǔn)。

(4)結(jié)果可信度。大氣系統(tǒng)校準(zhǔn)試驗(yàn)屬于精密測(cè)量，系統(tǒng)誤差與偶然誤差需要嚴(yán)加區(qū)分，并分別處理?，F(xiàn)行多數(shù)校準(zhǔn)方法，不能通過(guò)與參考基準(zhǔn)的比較確定出其系統(tǒng)誤差，無(wú)法知曉其與實(shí)際值的偏離程度，這通常是試驗(yàn)結(jié)果可信度的致命缺陷。基準(zhǔn)空速管法基于實(shí)際大氣基準(zhǔn)建立，可解析確定其試驗(yàn)結(jié)果與實(shí)際值的偏離程度，定量給出系統(tǒng)誤差，且系統(tǒng)誤差、偶然誤差值遠(yuǎn)遠(yuǎn)優(yōu)于相關(guān)領(lǐng)域的技術(shù)指標(biāo)要求，具有較高的可信度。

依照國(guó)際適航認(rèn)證等的要求，為控制大氣系統(tǒng)的生產(chǎn)配裝質(zhì)量，每生產(chǎn)5架飛機(jī)須抽檢一架進(jìn)行容差驗(yàn)證試飛，同時(shí)須在外場(chǎng)定期進(jìn)行大氣系統(tǒng)重復(fù)性容差檢查試飛，若采用現(xiàn)行校準(zhǔn)方法，每次驗(yàn)證都必須按照單獨(dú)科目反復(fù)執(zhí)行，而基準(zhǔn)空速管法一次試驗(yàn)便可為同種機(jī)型提供統(tǒng)一參考基準(zhǔn)，而且無(wú)論出廠抽查還是外場(chǎng)定檢，都可以結(jié)合其它科目完成，大大減少飛行架次。采用類(lèi)似本文對(duì)GPS高度法、標(biāo)準(zhǔn)空速管法進(jìn)行比較驗(yàn)證方式，基準(zhǔn)空速管法還可為其它試飛方法的驗(yàn)證以及新方法的開(kāi)發(fā)提供參考基準(zhǔn)。

4 結(jié)論

(1)基準(zhǔn)空速管法可滿足大氣系統(tǒng)全壓和靜壓同步校準(zhǔn)要求。

(2)基準(zhǔn)空速管法具有足夠的校準(zhǔn)精度，能滿足國(guó)際適航認(rèn)證、300m垂直間距空中交通管制、GJB1190及補(bǔ)償式空速管驗(yàn)證需求。

(3)基準(zhǔn)空速管法基于實(shí)際大氣基準(zhǔn)建立，可確定試驗(yàn)結(jié)果與實(shí)際值的偏離程度，滿足精密測(cè)量關(guān)于誤差處理的基本要求，系統(tǒng)誤差偶然誤差優(yōu)于相關(guān)領(lǐng)域的技術(shù)指標(biāo)要求，具有較高的可信度。

(4)商用標(biāo)準(zhǔn)空速管經(jīng)“飛行檢定”，可替代標(biāo)準(zhǔn)飛機(jī)作為大氣系統(tǒng)校準(zhǔn)的基準(zhǔn)。這將給同型飛機(jī)的鑒定試飛、抽查/外場(chǎng)定檢試飛及校準(zhǔn)新方法的開(kāi)發(fā)驗(yàn)證帶來(lái)顯著的社會(huì)經(jīng)濟(jì)效益。

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