基于頭錐外形的嵌入式大氣數(shù)據(jù)測(cè)量系統(tǒng)研究

楊 縉 廖 沫 蘇丙未 謝 坤

1.國(guó)防科技大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院，長(zhǎng)沙 410073 2.空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076

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基于頭錐外形的嵌入式大氣數(shù)據(jù)測(cè)量系統(tǒng)研究

楊 縉1,2廖 沫2蘇丙未2謝 坤2

1.國(guó)防科技大學(xué)航天科學(xué)與工程學(xué)院，長(zhǎng)沙 410073 2.空間物理重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，北京 100076

基于一種頭錐外形對(duì)超聲速飛行嵌入式大氣數(shù)據(jù)測(cè)量系統(tǒng)進(jìn)行了原理、仿真及試驗(yàn)研究。結(jié)果顯示，F(xiàn)ADS測(cè)量結(jié)果較好的考慮了實(shí)時(shí)風(fēng)場(chǎng)變化的飛行來流參數(shù)，馬赫數(shù)測(cè)量偏差小于3%，攻角、側(cè)滑角測(cè)量偏差小于1°。嵌入式大氣數(shù)據(jù)測(cè)量技術(shù)在臨近空間飛行器飛行控制、吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)控制和高精度氣動(dòng)辨識(shí)等專業(yè)領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景。 關(guān)鍵詞 嵌入式大氣數(shù)據(jù)測(cè)量系統(tǒng)；頭錐；氣動(dòng)辨識(shí)

嵌入式大氣測(cè)量系統(tǒng)(Flush Air Data Sensing System，F(xiàn)ADS)可實(shí)時(shí)測(cè)量考慮實(shí)際風(fēng)場(chǎng)的大氣數(shù)據(jù)，為大氣層內(nèi)超聲速/高超聲速飛行器控制提供實(shí)時(shí)高精度飛行來流參數(shù)。近年來，美國(guó)等國(guó)在X-31，X-33，HYFLEX，X- 43A等超聲速/高超聲速飛行器研制過程中進(jìn)行了FADS應(yīng)用研究[1-5]，取得了大量研究成果。

圖1 X-31/FADS測(cè)壓孔布局

圖2 X-33/FADS測(cè)壓孔布局

圖3 HYFLEX/FADS測(cè)壓孔布局

圖4 X- 43A/FADS測(cè)壓孔布局

美國(guó)在再入飛行器鈍頭體上驗(yàn)證了FADS系列關(guān)鍵技術(shù)，覆蓋亞/跨/超/高超聲速飛行范圍，獲取的馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角等大氣數(shù)據(jù)達(dá)到了較高精度。FADS技術(shù)在臨近空間飛行器控制、再入飛行器飛行控制、吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)控制和高精度氣動(dòng)辨識(shí)等專業(yè)領(lǐng)域體現(xiàn)出越來越重要的工程應(yīng)用價(jià)值。本文基于一種頭錐外形對(duì)超聲速飛行器FADS進(jìn)行原理及試驗(yàn)研究。

1 FADS測(cè)量模型

FADS基本原理是通過測(cè)量飛行器表面的空氣壓力場(chǎng)數(shù)據(jù)進(jìn)行實(shí)時(shí)解算以獲取飛行過程中來流馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角等飛行來流參數(shù)，原理模型如圖5所示。

圖5 FADS原理模型

FADS原理的本質(zhì)是通過測(cè)量飛行器駐點(diǎn)處壓力(或駐點(diǎn)附近壓力)及遠(yuǎn)離駐點(diǎn)處壓力的相對(duì)關(guān)系值來敏感來流馬赫數(shù)、動(dòng)壓及靜壓等參數(shù)，通過測(cè)量飛行器上下表面/左右表面的壓力差異來敏感來流攻角/側(cè)滑角。理論上只要能夠獲取足夠精度的駐點(diǎn)附近壓力及遠(yuǎn)離駐點(diǎn)處壓力，F(xiàn)ADS可適應(yīng)各種飛行器外形。

本文采用基于錐頭體的五點(diǎn)式基本測(cè)壓孔布局(見圖6)進(jìn)行研究，未考慮測(cè)壓孔冗余，第1～4個(gè)測(cè)壓孔在錐面上呈十字分布，第5個(gè)測(cè)壓孔位于錐頭體駐點(diǎn)位置，λ為測(cè)壓孔錐角，φ為測(cè)壓孔方位角。

圖6 五點(diǎn)式測(cè)壓孔布局

飛行器表面壓力pi與飛行來流馬赫數(shù)M∞、攻角α、側(cè)滑角β、動(dòng)壓qc及靜壓P∞的理論關(guān)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為第i個(gè)測(cè)點(diǎn)氣流入射角，λi，φi為第i個(gè)測(cè)點(diǎn)的錐角和方位角，αe為解算攻角、βe為解算側(cè)滑角。ε為形壓系數(shù)、δα為氣流攻角修正角、δβ為氣流側(cè)滑角修正角，ε，δα，δβ數(shù)值通過數(shù)值仿真或試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行標(biāo)定。

2 FADS解算方法

FADS通過求解多個(gè)測(cè)壓點(diǎn)條件下方程組(1)～(4)獲得飛行來流馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角、動(dòng)壓/靜壓等大氣參數(shù)。方程組(1)～(4)高度非線性，可通過最小二乘法、三點(diǎn)法、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)法和查表法等方法進(jìn)行求解[5]。

本文選擇“三點(diǎn)法”[6]進(jìn)行研究。首先，選擇飛行器豎直對(duì)稱軸上的3點(diǎn)，其方位角為0°，180°，因此，可消去形壓系數(shù)、動(dòng)壓和靜壓以及側(cè)滑角，得到攻角的解析表達(dá)式；選擇水平對(duì)稱軸上的3點(diǎn)，方位角為90°，270°，經(jīng)過相似的化簡(jiǎn)過程，可得到側(cè)滑角的解析表達(dá)式，如式(5)：

(5)

其中：

式中，下標(biāo)i，j，k為測(cè)壓點(diǎn)位置標(biāo)號(hào)。

其次，上述線性解析式解算出攻角、側(cè)滑角后，馬赫數(shù)、靜壓可根據(jù)式(3)迭代求解獲得，步驟如下：

1)調(diào)用形壓系數(shù)標(biāo)定數(shù)據(jù)可得迭代到第j步的ε(j)：

ε(j)=f(M∞(j),αe,βe)

(6)

(7)

其中：

j為迭代次數(shù)；

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與W點(diǎn)積。

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)

“三點(diǎn)法”的經(jīng)典之處在于選擇特殊位置測(cè)壓點(diǎn)后可將攻角、側(cè)滑角計(jì)算簡(jiǎn)化為解析式，使模型的獨(dú)立參數(shù)從4個(gè)減少為2個(gè)，使得算法收斂性判定得到簡(jiǎn)化，提高了算法的實(shí)時(shí)性。

3 FADS性能仿真分析

通過數(shù)值仿真獲取飛行表面壓力數(shù)據(jù)，對(duì)模型參數(shù)ε，δα，δβ進(jìn)行了標(biāo)定，并以仿真壓力數(shù)據(jù)作為輸入對(duì)大氣數(shù)據(jù)解算特性進(jìn)行了仿真分析。

3.1 參數(shù)標(biāo)定結(jié)果

用Ma=2.0～4.0，α=-12°～+12°，β=-6°～6°內(nèi)的狀態(tài)點(diǎn)數(shù)值仿真壓力數(shù)據(jù)對(duì)模型參數(shù)ε，δα，δβ進(jìn)行了標(biāo)定，標(biāo)定結(jié)果曲線如圖7～9所示，標(biāo)定參數(shù)與馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角關(guān)系平滑而有規(guī)律。

圖7 δα與馬赫數(shù)、攻角關(guān)系曲線

圖8 δβ與馬赫數(shù)、側(cè)滑角關(guān)系曲線

圖9 ε與馬赫數(shù)、攻角關(guān)系曲線

3.2 解算特性仿真結(jié)果

以仿真壓力數(shù)據(jù)作為輸入進(jìn)行模型解算特性仿真。結(jié)果顯示，各狀態(tài)均獲得了收斂解，馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角解算偏差如圖10～12所示。

圖10 馬赫數(shù)解算偏差

仿真結(jié)果顯示，馬赫數(shù)解算偏差小于1%，攻角、側(cè)滑角解算偏差小于0.3°，解算精度較高。但此結(jié)果僅為模型算法理論解算精度，未考慮結(jié)構(gòu)偏差、壓力傳感器偏差等因素的影響，F(xiàn)ADS實(shí)際測(cè)量精度需通過試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。

4 FADS性能試驗(yàn)結(jié)果

研制FADS原理樣機(jī)搭載飛行試驗(yàn)進(jìn)行了驗(yàn)證。通過實(shí)測(cè)氣象數(shù)據(jù)和遙測(cè)數(shù)據(jù)綜合處理獲得飛行來流參數(shù)基準(zhǔn)數(shù)據(jù)，作為大氣數(shù)據(jù)測(cè)量系統(tǒng)測(cè)量精度的評(píng)價(jià)基準(zhǔn)。FADS飛行來流馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角測(cè)量結(jié)果與飛行器上慣性測(cè)量組合(INS)測(cè)量結(jié)果比較分別如圖13～15所示。

圖11 攻角解算偏差

圖12 側(cè)滑角解算偏差

圖13 馬赫數(shù)測(cè)量結(jié)果

試驗(yàn)結(jié)果顯示，INS測(cè)量馬赫數(shù)與基準(zhǔn)來流馬赫數(shù)的差值為0.01～0.09，與當(dāng)時(shí)風(fēng)速5～18m/s相當(dāng)，體現(xiàn)了風(fēng)場(chǎng)變化特性；FADS測(cè)量結(jié)果較好的跟隨了基準(zhǔn)值變化，較好的敏感實(shí)時(shí)風(fēng)場(chǎng)的變化；FADS飛行來流馬赫數(shù)測(cè)量偏差小于3%，攻角、側(cè)滑角測(cè)量偏差小于1°。

圖14 攻角測(cè)量結(jié)果

圖15 側(cè)滑角測(cè)量結(jié)果

5 FADS存在問題及進(jìn)一步研究方向

FADS是一項(xiàng)全新的前沿技術(shù)，目前國(guó)內(nèi)外開展了大量理論研究及試驗(yàn)研究，主要驗(yàn)證其原理可行性。FADS技術(shù)在大氣層內(nèi)飛行器領(lǐng)域具有廣泛的應(yīng)用前景，但離工程應(yīng)用還有一定距離，需要進(jìn)一步研究的問題包括：1)高空、高馬赫數(shù)稀薄大氣條件下FADS模型及解算方法的適應(yīng)性；2)復(fù)雜力熱環(huán)境條件下FADS系統(tǒng)可靠性；3)FADS與其它測(cè)量數(shù)據(jù)的融合使用方法。

6 結(jié)論

基于一種頭錐外形對(duì)超聲速飛行器FADS進(jìn)行了原理、仿真及試驗(yàn)研究，結(jié)果顯示：FADS能較好的敏感實(shí)時(shí)風(fēng)場(chǎng)的變化，精確的測(cè)量飛行來流大氣數(shù)據(jù)；超聲速飛行來流馬赫數(shù)測(cè)量偏差小于3%，攻角、側(cè)滑角測(cè)量偏差小于1°。FADS技術(shù)可廣泛應(yīng)用于大氣層內(nèi)超/高超聲速飛行器飛行控制、吸氣式發(fā)動(dòng)機(jī)控制、高精度氣動(dòng)辨識(shí)等領(lǐng)域，具體工程應(yīng)用還需進(jìn)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] 方習(xí)高，陸宇平. 嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)求解算法研究[J].計(jì)算機(jī)測(cè)量與控制，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

楊 縉(1984-)，男，貴州人，碩士，工程師，主要從事總體與動(dòng)力一體化設(shè)計(jì)技術(shù)研究；廖 沫(1978-)，女，廣西人，博士，高級(jí)工程師，主要從事導(dǎo)航制導(dǎo)與控制技術(shù)研究；蘇丙未(1976-)，男，河北人，博士，研究員，主要從事飛行器總體技術(shù)研究；謝 坤(1985-)，男，江蘇人，碩士，工程師，主要從事氣動(dòng)設(shè)計(jì)技術(shù)研究。

V19

A

1006-3242(2016)01-0045-05