嵌入式大氣數(shù)據(jù)三點解算方法初步研究

李其暢，劉勁帆，劉 昕，楊軼成，陳建中，田沛洲，楊 杰，康洪波，朱世民

（1.中國空氣動力研究與發(fā)展中心，綿陽 621000；2.中航工業(yè)成都凱天電子股份有限公司，成都 610091）

0 引 言

飛行器在大氣中飛行，對其周圍的大氣數(shù)據(jù)感知的準(zhǔn)確與否直接關(guān)系到飛行器飛行和控制的安全和效率，直接影響到飛行器的操控性能和飛行品質(zhì)［1－2］。由于飛行器要進(jìn)行高機動飛行，傳統(tǒng)的姿態(tài)角傳感器只在中小迎角范圍具有適應(yīng)性；對于追求最大限度的隱身能力的新一代飛行器設(shè)計而言，傳統(tǒng)的安裝在飛行器前體的空速管和表面風(fēng)標(biāo)等凸起物，無疑是飛行器隱身設(shè)計的重大障礙。外插式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)產(chǎn)生的激波會對發(fā)動機的進(jìn)氣道的氣流產(chǎn)生不利的屏蔽作用，導(dǎo)致進(jìn)氣道效率下降，進(jìn)而影響飛機性能，還可能加劇飛行器繞流的非對稱特征，產(chǎn)生附加的強烈的側(cè)向力和偏航力矩，可以引起飛行器的操控能力和飛行品質(zhì)降低，甚至導(dǎo)致飛行器失控而引發(fā)災(zāi)難。

嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)是保證新一代飛行器高機動、隱身及超聲速巡航等綜合技戰(zhàn)術(shù)指標(biāo)實現(xiàn)的關(guān)鍵技術(shù)之一。

嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)已經(jīng)在航天飛機、巡航導(dǎo)彈（前體鈍頭）飛行器和X－43超聲速（尖銳頭部）飛行器上得到應(yīng)用，其可靠性已得到工程驗證。美國的X－31驗證機就是采用嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的典型代表，美國早期在F－18飛機上試驗過該系統(tǒng)，F(xiàn)－22和F－35戰(zhàn)斗機也同樣采用了嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)［3－7］。

1 氣動設(shè)計的基本準(zhǔn)則

嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)是相對傳統(tǒng)的外插式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)而言的，在飛行器飛行包線范圍內(nèi)，基于其機頭或前機身表面的壓力分布，提取其飛行空速、飛行高度、飛行迎角和側(cè)滑角等設(shè)計理念。其主要特點是飛行器大氣數(shù)據(jù)感受器和飛行器是一體化設(shè)計，從而保證飛行器的整體最優(yōu)氣動外形。其氣動力設(shè)計的內(nèi)容包括飛行器前機身流動特征及其機理研究；測壓孔位置的選取，測壓孔的布置方式以及測壓孔數(shù)量的確定；飛行器表面的壓力系數(shù)與其飛行速度、高度、迎角和側(cè)滑角的復(fù)雜函數(shù)關(guān)系的建立等。這些都是嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)設(shè)計的關(guān)鍵技術(shù)。

嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)氣動設(shè)計的基本準(zhǔn)則為：在設(shè)計解算迎角、側(cè)滑角的測量孔時，要求測壓孔所感受的壓力對迎角和側(cè)滑角較為“敏感”；在設(shè)計解算飛行空速和氣壓高度測壓孔設(shè)計時，則要求所設(shè)置的壓力測量孔對迎角和側(cè)滑角的變化反應(yīng)“遲鈍”；飛控系統(tǒng)還要求嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)滿足工程可靠性的要求。

2 “三點”解算方法

模型頭部為球冠外形（見圖1），其表面某測點的壓力表達(dá)式：

式（1）中，θi為第i個壓力測壓點的流向角，方向定義為第i個壓力測壓點的法向與當(dāng)?shù)貧饬魉俣仁噶康膴A角，流向角θi包含當(dāng)?shù)氐漠?dāng)?shù)貧饬饔铅羍與當(dāng)?shù)貧饬鱾?cè)滑角βe。ε為該方程的調(diào)劑參數(shù)。

其中，λ 為圓錐角；φ 為周向角；qc為沖擊壓力；p∞0為來流靜壓。

圖1 圓錐角與周向角定義示意圖Fig.1 Sketch map ofλandΦ

從求解得到的αe、βe、qc、p∞0四個基本參數(shù)便可以確定大氣數(shù)據(jù)（總溫除外）。

球冠模型壓力測壓點及其圓錐角與周向角的定義見圖2。

圖2 模型測點示意圖Fig.2 Sketch map on probes of model

2.1 當(dāng)?shù)貧饬饔墙馑?/h3>

式（1）中，在模型上選取3個測壓點的壓力可以求解qc、p∞0與ε。

這里：Γik≡pi－pk；Γji≡pj－pi；Γkj≡pk－pj。

在式（3）中，αe與βe是耦合關(guān)系，當(dāng)將第i、j、k測壓點設(shè)置在模型的子午面上，即：φ＝0°、180°，實現(xiàn)αe與βe解耦，式（4）便是式（3）的αe解。

2.2 當(dāng)?shù)貧饬鱾?cè)滑角解算

由式（5）求解βe，同樣面臨著的αe與βe耦合的問題。式（4）中已經(jīng)得到αe，當(dāng)設(shè)定第i、j、k測壓點在與模型的子午面正交的豎直面上時，同樣實現(xiàn)αe與βe解耦，便可以由式（5）求解βe。

2.3 馬赫數(shù)、靜壓、沖擊壓力解算

當(dāng)αe、βe確定以后，ε是qc、p∞0的隱函數(shù)。

ε作為調(diào)劑參數(shù)。通過求解式（6）、式（7），可以得到ε、p∞0、qc。

調(diào)劑參數(shù)ε，與飛行器飛行迎角、側(cè)滑角和M 數(shù)三個參數(shù)相關(guān)聯(lián)。

對亞、跨聲速流：

對超聲速流：

3 結(jié)果初步分析

3.1 迎角解算結(jié)果分析

表1給出了β＝0°，M＝0.60、0.95和1.80條件下，依據(jù)當(dāng)?shù)貧饬饔桥c模型迎角工作曲線所求解的模型迎角與模型真實迎角的部分結(jié)果。第1、3、7測壓點和11測壓點分別為子午面上（測壓點在模型上的布置見圖2，以下同）。在給定的相同試驗條件下，第1、3、7測壓點加上第16、24測點組合定義為狀態(tài)A，第3、7、11測壓點加上第16、24測點組合定義稱為狀態(tài)B。由表中結(jié)果不難看出，在亞、跨、超聲速條件下，在試驗狀態(tài)范圍內(nèi)，由三點算法求解模型的迎角與模型的真實迎角具有較好的一致性，且具有較高的精準(zhǔn)度。

表1 迎角解算結(jié)果表Table 1 The results of angle of attack

3.2 側(cè)滑角解算結(jié)果分析

表2為 M＝0.60、0.95和1.80條件下，依據(jù)當(dāng)?shù)貧饬鱾?cè)滑角與模型側(cè)滑角工作曲線所求解的模型側(cè)滑角與模型真實側(cè)滑角的部分結(jié)果。與解算的模型迎角結(jié)果相似，亞、跨、超聲速條件下，在試驗狀態(tài)范圍內(nèi)，由三點算法求解模型的迎角與模型的真實迎角具有較好的一致性，且具有較高的精準(zhǔn)度。

表2 側(cè)滑角解算結(jié)果表Table 2 The results ofβ

3.3 解算來流靜壓、M 數(shù)與風(fēng)洞來流靜壓、M 數(shù)對比

表3給出在來流 M＝0.60、0.95和1.80，迎角0°、8°、16°、側(cè)滑角0°條件下，解算靜壓P∞0與來流靜壓P∞的比較。結(jié)果表明，解算靜壓P∞0與來流靜壓P∞具有較好的一致性，兩者的差異不超過100Pa。表明該解算方法所得到的來流靜壓P∞0具有較好的解算精準(zhǔn)度，滿足大氣數(shù)據(jù)解算的靜壓的精準(zhǔn)度的要求。

表4則給出在來流 M＝0.60、0.95和1.80，迎角0°、8°、16°，側(cè)滑角0°、±5°和10°條件下，所解算的馬赫數(shù)Ma與來流M∞比較，可以看出解算馬赫數(shù)Ma與來流M∞的一致性較好，可以滿足大氣數(shù)據(jù)解算的Ma數(shù)精準(zhǔn)度的要求。

表3 來流靜壓解算結(jié)果表Table 3 The results of static pressure

表4 來流馬赫數(shù)解算結(jié)果表Table 4 The results of Mach number

4 結(jié) 論

通過以上初步分析，可以得出如下結(jié)論：

（1）嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)氣動設(shè)計所選定的研究模型、其測壓孔的布置合理，具有工程實用性。

（2）在驗證試驗條件下，嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)氣動設(shè)計所研究的三點解算方法，所解算的來流靜壓、M 數(shù)和模型的迎角、側(cè)滑角具有較好的解算精準(zhǔn)度，可以滿足工程設(shè)計的需求。

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