激光大氣運動參數(shù)測量技術研究進展及展望（特邀）

岳亞洲，李彬，雷宏杰

（1 中國航空工業(yè)集團公司西安飛行自動控制研究所，西安 710065）

（2 飛行器控制一體化技術國防科技重點實驗室，西安 710065）

0 引言

機載大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)［1-2］用于測量飛機飛行中大氣總壓、靜壓、總溫、攻角等參數(shù)，輸出影響飛行安全及性能的重要大氣運動參數(shù)，如真空速、攻角（也稱迎角）、側滑角、氣壓高度、指示空速、馬赫數(shù)等，是現(xiàn)代飛機航電系統(tǒng)不可或缺的組成部分，在飛機控制中扮演著重要角色，表現(xiàn)在：1）它是飛行控制系統(tǒng)的重要信息源，如真空速、迎角、側滑角等是實現(xiàn)飛行控制系統(tǒng)閉環(huán)控制的重要參數(shù)；2）它是機載導航系統(tǒng)的重要信息源，如氣壓高度是重要的導航參數(shù)，另外它可與GPS、慣導及氣象雷達系統(tǒng)的數(shù)據(jù)互補融合，增強導航信息重構能力；3）它為飛行員提供重要的指示信息，在起飛和降落模式下，真空速、迎角等參數(shù)為飛行員提供避免飛行器失速的重要數(shù)據(jù)，在巡航模式下，指示空速、馬赫數(shù)為飛行員提供精準的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)。

傳統(tǒng)機載大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)基于空氣動力學原理，以皮托管（或稱總靜壓管、空速管）測量大氣的靜壓和總壓，結合溫度、攻角等傳感器感受飛機飛行時的大氣總溫、大氣靜壓、攻角等信息，經(jīng)過源誤差修正后按標準大氣數(shù)據(jù)方程解算出真空速、指示空速、馬赫數(shù)、氣壓髙度、大氣密度比、大氣總溫、真實攻角等大氣參數(shù)。但由于其機械式及非線性的測量原理，使得其存在一些固有缺陷，表現(xiàn)在：1）低速、大機動時測量失靈；2）氣動延時明顯，響應慢，控制帶寬??；3）跨音速區(qū)空速測量誤差大；4）需要復雜的補償校準，試飛周期長，校準及維護費用高；5）測量氣流受機體或旋翼干擾，測量誤差大；6）空速管易結冰堵塞；7）空速管產(chǎn)生一定的雷達散射截面和氣動阻力，降低飛機隱身性和氣動特性。

20 世紀70年代開始，歐美等多家研究機構開展激光方法測量大氣運動參數(shù)［3-7］。該方法利用光學多普勒測量原理，具有以下優(yōu)點：1）測量靈敏度及精度高；2）無氣動延時，響應快，控制帶寬大；3）可避開機體或旋翼影響，測量準確度高；4）全速度范圍內(nèi)測量線性，測量范圍大、誤差小；5）內(nèi)埋式安裝，無結冰風險、隱身性及氣動特性好。

本文介紹了激光方法測量大氣運動參數(shù)的基本原理以及目前主流的兩種實現(xiàn)方案，重點綜述了近年來激光大氣運動參數(shù)測量技術在大氣運動參數(shù)精確測量、傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)飛行校準以及飛機前方風切變、湍流探測應用的發(fā)展情況，并對激光大氣運動參數(shù)測量技術的發(fā)展趨勢進行了展望，旨在為從事大氣運動參數(shù)測量技術和應用技術研究的人員提供有益的參考和新的思路，推進激光大氣運動參數(shù)測量技術在航空領域的深入應用。

1 激光大氣運動參數(shù)測量技術原理與方案

1.1 測量原理

利用激光方法測量大氣運動參數(shù)的基本原理是：向空氣中發(fā)射多束相互獨立的激光，如圖1 所示，發(fā)射激光與空氣中的粒子（氣溶膠、大氣分子等）作用后，由于多普勒效應，與發(fā)射激光相比，散射激光信號的頻率產(chǎn)生一定的變化量，稱為多普勒頻移，收集后向散射信號，探測并解算出該多普勒頻移，根據(jù)式（1）可計算出激光的視線方向速度。

圖1 激光大氣運動參數(shù)測量示意圖Fig.1 Schematic diagram of laser measurement method for air motion parameters

式中，V為激光視線方向的相對運動速度；λ為發(fā)射激光的波長。通過測量多普勒頻移Δf，可以得到沿激光視線方向的相對運動速度。

測量多個激光視線方向速度后，按照以下方法反演三軸真空速［8-9］。首先建立光學天線坐標系，如圖2所示，z為激光發(fā)射的法線方向，x和y為垂直于法線方向的平面內(nèi)的兩個正交軸，則可定義激光束與z軸夾角為仰角θ，激光束在x-y平面上投影與x正半軸夾角定義為方位角φ。因為視線速度為三軸真空速Vx、Vy、Vz在視線方向上的投影，因此，視線速度V表示為

圖2 多波束測量空速反演坐標系Fig.2 Inversion coordinate system with multi-laser beam for air speed measurement

式中，N束激光測量，其視線速度與三軸真空速的關系可表示為

為了獲得三軸真空速，需要測量至少3 個獨立不相關的視線速度V。對（3）進行矩陣運算，可解算出光學天線坐標系下的三軸真空速。通過測量光學天線相對于飛機機體坐標系的安裝姿態(tài)角，可進一步計算出飛機機體坐標系下的三軸真空速Vx0、Vy0、Vz0。

反演出機體坐標系下的三軸真空速后，可由式（4）解算出真空速VTAS，攻角α、側滑角β。

針對激光方法測量大氣參數(shù)的技術名稱，文獻有多種不同表述［3-7］，包括激光多普勒測速儀、激光風速計、光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)等。1987年，KRISTENSEN L［10］創(chuàng)造了“激光大氣運動傳感器”的名詞，隨后KEELER R［11］使用“一種機載激光大氣運動傳感系統(tǒng)”的名稱?？紤]到實際測量參數(shù)是與飛機運動狀態(tài)相關的大氣參數(shù)，本文統(tǒng)一將該類技術稱為激光大氣運動參數(shù)測量技術。

1.2 測量方案

根據(jù)與激光作用的大氣粒子的不同以及對多普勒頻移Δf解算方案的不同，可將激光大氣運動參數(shù)測量技術分為直接探測和相干探測兩種。

直接探測方案探測大氣分子的散射光信號，采用光學鑒頻器將多普勒頻移量轉(zhuǎn)換成光強度變化量，探測光強度變化可得多普勒頻移量，進而解算出激光視線方向的速度，若能測量出至少三個非相關激光方向的視線速度，可反演出三軸真空速，進而計算出迎角和側滑角。除了以上參數(shù)測量，直接探測方案還可以通過測量回波信號的光譜譜線寬度、強度等變化解算出大氣溫度、大氣密度等參數(shù)，進而解算出全部的大氣運動參數(shù)。為了獲得較強的激光散射信號，同時減小天空背景輻射的干擾，直接探測方案通常選用短波長的激光，典型的激光波長有532 nm、355 nm、266 nm。采用的光學鑒頻器有FP 標準具、原子或分子濾波器、光纖濾波器等。常用的鑒頻方案有邊緣檢測法、條紋檢測法等。

圖3 所示的直接探測方案，通過將Nd：YAG 固體激光器三倍頻后，得到355 nm 紫外激光并發(fā)射到空氣中，激光與空氣分子作用后，一部分的后向散射信號重新進入系統(tǒng)，通過分光系統(tǒng)分別進入光學鑒頻器，采用光電倍增管（Photomultiplier Tube，PMT）探測鑒頻器輸出，通過分析光電倍增管的輸出，可以得到真空速、大氣溫度、大氣密度等大氣運動參數(shù)。

圖3 直接探測原理圖Fig.3 The schematic of direct detection

相干探測方案探測大氣氣溶膠粒子的散射光信號，采用數(shù)字鑒頻方法，通過高速模數(shù)轉(zhuǎn)換器（Analog to Digital Converter，ADC）采集中頻信號，對采集的數(shù)字中頻信號通過快速傅立葉變換（Fast Fourier Transform，F(xiàn)FT）得到信號的頻譜信息，對信號頻譜進行估計解算出多普勒頻移量，進而得到激光視線速度。同樣若能測量出至少三個非相關激光視線速度，可反演出三軸真空速，進而計算出迎角和側滑角。相干探測方案的典型激光波長有2 μm 和1.5 μm，常用的頻譜估計算法有質(zhì)心法、高斯擬合法、極大似然估計法等。表1 對比了直接與相干探測方案的優(yōu)缺點。

表1 直接和相干探測方案優(yōu)缺點對比Table 1 Advantages and disadvantages comparison of direct and coherent detection schemes

圖4 所示的相干探測方案，種子激光器發(fā)射激光通過光纖耦合器分成兩束，一束作為本振光另一束作為信號光用于探測。信號光經(jīng)過頻移、調(diào)制、放大等處理后，通過光學天線發(fā)射到空氣中。信號激光與大氣中的氣溶膠粒子作用后，一部分的后向散射信號重新被光學天線接收而進入系統(tǒng)，與本振光進行外差干涉。干涉后的中頻信號被平衡探測器探測后轉(zhuǎn)換為中頻電信號，通過ADC 將其變換為數(shù)字信號，數(shù)字信號經(jīng)FFT 變換得到信號的頻譜，對頻譜進行估計可得激光視線速度，進一步反演數(shù)據(jù)可得三軸真空速、迎角及側滑角。

圖4 相干探測原理圖Fig.4 The schematic of coherent detection

2 激光大氣運動參數(shù)測量技術的應用

自激光技術應用于大氣運動參數(shù)測量之日起，人們就有意將其應用于機載大氣參數(shù)的精確測量，替代傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)或與其共用，以獲得穩(wěn)定可靠且高精度的大氣運動參數(shù)，提高飛行安全性及可靠性。此外，由于激光大氣運動參數(shù)測量技術在全飛行包線內(nèi)具有高精度、誤差小的測量優(yōu)勢以及可避開直升機旋翼下洗流影響、無需復雜校準、安裝維護方便等特點，將其應用于校準傳統(tǒng)的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，具有校準操作簡單、周期短、成本低、精度高的優(yōu)點。隨著航空技術的發(fā)展，飛行安全性及舒適性得到了不斷關注，人們開始研究將激光大氣參數(shù)測量技術應用于風切變、湍流等的探測，以提高飛行安全性、經(jīng)濟性及舒適性。本節(jié)重點綜述激光大氣運動參數(shù)測量技術在上述三個領域的應用。

2.1 高精度大氣運動參數(shù)測量

傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)存在空速管結冰或異物堵塞、迎角及側滑角傳感器失靈等風險。盡管機載大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)采用了多通道的冗余配置，但多起有重大影響的空難仍與傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測量失效有關。如2009年，法航447 空難，原因是空速管遭遇暴風雨凍結，空速信息錯誤，造成飛機失速墜毀；2015年英國一架Flybe航班起飛后又返航，原因是密封卡住了空速管；2018年，俄航一架安?148 飛機墜毀，原因也是空速管結冰導致速度信息錯誤；2018年和2019年，印尼獅航和埃塞俄比亞航空的兩架波音737 max 先后墜機，直接原因是迎角傳感器故障。圖5 為空速管結冰實物圖。

圖5 空速管結冰圖Fig.5 Actual drawing of pitot tube icing

雖然飛機上采用多套大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的冗余設計，但并未很好地達到預期的設計與安全目標。這既與多通道冗余大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的具體實現(xiàn)有關，也與冗余設備工作原理相同、環(huán)境適應性相似、存在共性隱患有關。因此，面向未來飛機更加安全、舒適和經(jīng)濟的設計目標，有必要在當前的多通道冗余設計的基礎上，進一步增加與當前測量原理不同、信息源獨立的大氣運動參數(shù)測量系統(tǒng)，與傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)互補應用，構成非相似冗余設計，從根源上提高大氣參數(shù)測量的可靠性和準確性。激光大氣運動參數(shù)測量系統(tǒng)正是所需的系統(tǒng)。

1971年，Honeywell 公司在CV990 飛機上進行空速測量試驗［7］，試驗裝置如圖6 所示，使用0.6 μm 連續(xù)激光實現(xiàn)飛機外20 m 處的空速測量，在世界范圍內(nèi)首次飛行驗證了激光測量空速方案的可行性。隨后在1994年［8］，其報道了基于二極管泵浦的1.064 μm 激光的緊湊型激光多普勒光學大氣系統(tǒng)方案，探測飛機前方20 m 處風場，同時指出該系統(tǒng)可作為多功能傳感器用于探測飛機前方大氣湍流、風切變。1993年，NASA［12］使用波長為10.59 μm 激光器研制三軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，光束聚焦距機身20 m 處，該系統(tǒng)在F-16 上進行飛行試驗，最高飛行高度15 200 m，最大飛行速度1 018 km/h，空速測量誤差小于1 m/s，同時對攻角和側滑角進行了測量。2012年美國OADS 公司［13］光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)在休伊直升機上進行了飛行試驗。隨后，該公司對系統(tǒng)進行了升級，并于2014年在空客公司的“海豚”（Dauphin）直升機上完成了飛行試驗驗證，驗證了空速、迎角、側滑角等參數(shù)高精度測量性能。針對此次飛行試驗，空客公司指出激光方法測量大氣參數(shù)具有空速管所不具備的三軸、低速、甚至負速下高精度測量優(yōu)點，具有很強的應用潛力，同時認為激光大氣參數(shù)測量技術的高精度和實時性的優(yōu)點，未來將極大地改變直升機設計方案和操縱方式。目前OADS 公司正與空客公司聯(lián)合開展產(chǎn)品適航認證，預計2022年左右將在直升機上裝備應用，圖7 為OADS 公司的產(chǎn)品。受歐盟“未來大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)模塊化評估”（FAME）計劃資助，2020年德國DLR 開始研制激光大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，旨在補充或取代現(xiàn)有的大氣數(shù)據(jù)傳感器，以提高飛行可靠性，減少校準傳感器的工作量。方案采用了三種不同的激光測量技術：激光多普勒風速計，用來測量相對風速；紫外瑞利散射法，獲得空氣溫度；激光吸收光譜法，測定氣壓從而確定飛行高度。該系統(tǒng)計劃2022年在“獵鷹”20 測試平臺上完成首飛。

圖6 CV990 上的空速測量系統(tǒng)Fig.6 Airspeed measurement system on CV990

圖7 OADS 公 司W(wǎng)indSceptor 產(chǎn) 品Fig.7 WindSceptor product of OADS Corporation

與上述方案不同，美國Ophir 公司和密歇根航宇公司（Michigan Aerospace Corporation，M.A.Corp.）一直致力于直接探測方案的激光大氣運動參數(shù)測量技術研究。Ophir 公司研制始于20 世紀80年代，分析其公開的專利［14-17］，方案采用253.7 nm 激光探測以及蒸汽濾波器邊緣檢測鑒頻方案，專利展示了激光發(fā)射和接收光路方案、鑒頻方案以及多普勒頻移的計算方法，討論了空速、迎角、側滑角、大氣溫度、大氣壓力等計算方法，還針對風能選址評估、風力渦輪機控制、氣象監(jiān)測、交通安全、機場安全等應用進行了討論。據(jù)報道，Ophir 公司正與UTC聯(lián)合開發(fā)下一代激光大氣運動參數(shù)測量系統(tǒng)，計劃將其與傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)協(xié)同工作，構成智能大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，提高飛行安全、效率和自主控制能力。圖8 為Ophir 公司網(wǎng)站上公開的激光大氣運動參數(shù)測量系統(tǒng)。2001年，M.A.Corp.［18-20］報道了其研制的直接探測系統(tǒng)原型機方案，系統(tǒng)采用266 nm 激光以及FP 標準具的條紋檢測鑒頻方案實現(xiàn)空速測量。2003年，開展了風洞試驗，與空速管數(shù)據(jù)吻合，偏差小于2 m/s，并指出該系統(tǒng)還可以用于飛機前方風切變、晴空湍流等探測。2004年，在原型機基礎上，改進設計了原型機II，并進行了地面風洞測試以及振動性能測試。圖9 為原型機II 的干涉儀系統(tǒng)和光學頭。

圖8 Ophir 公司激光大氣系統(tǒng)Fig.8 Laser measurement system for air motion parameters

圖9 密歇根航宇公司原型機IIFig.9 Prototype II of Michigan Aerospace Corporation

國內(nèi)針對激光大氣運動參數(shù)測量技術的研究尚處于起步階段，主要研究機構有航空工業(yè)凱天公司（AVIC Chengdu CAIC Electronics Co.，Ltd.，AVIC CAIC）和航空工業(yè)自控所（AVIC Xi′an Flight Automatic Control Research Institute，AVIC FACRI）。2015年，凱天公司完成基于米氏散射的激光空速測量原理樣機，外型如圖10 所示［21］，在實驗室測量圓盤線速度，測速精度0.75%。2016年，該樣機完成標準風洞實驗驗證，系統(tǒng)測風精度為0.22 m/s［22］。2018年，完成三軸激光空速測量原理樣機，如圖11 所示［23］，該系統(tǒng)使用1.5 μm 激光器，測量飛機外30 m 區(qū)域空氣，其最大測量速度達450 km/h，真空速探測精度優(yōu)于±1 km/h，利用搭建的三軸激光空速樣機進行地面跑車試驗，并與傳統(tǒng)的空速管數(shù)據(jù)進行對比，驗證了該系統(tǒng)的有效性和可靠性。自控所2017年開始跟蹤調(diào)研光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，2020年對光學大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)數(shù)據(jù)反演精度進行了仿真分析，并利用其實驗室樣機對仿真結果進行了驗證［9］，實驗室樣機如圖12 所示。目前已完成了三軸激光空速測量技術的原理樣機研制、跑車試驗驗證等工作，樣機測量結果與校準用空速管的數(shù)據(jù)吻合度很高，空速測量精度小于0.5 m/s，如圖13 所示。此外，為了提高系統(tǒng)信噪比，對相干探測系統(tǒng)最佳本振光功率測量方法進行了研究［24］。

圖10 凱天實驗室樣機Fig.10 Experimental prototype of AVIC CAIC

圖11 凱天三軸空速測量樣機Fig.11 Airspeed measurement prototype of AVIC CAIC

圖12 自控所的實驗室樣機Fig.12 Experimental prototype of AVIC FACRI

圖13 自控所的三軸空速測量樣機Fig.13 Airspeed measurement prototype of AVIC FACRI

2.2 傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的飛行校準

傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)由于其非線性測量原理以及測量區(qū)域受到飛機機體或旋翼干擾，導致其空速、迎角、側滑角等測量誤差大，通常要經(jīng)過復雜且漫長的飛行校準才能正常使用?？账傩剩?5］常用的方法有拖錐法、雷達法、總靜壓支桿法、飛越塔臺法、標準機伴飛法等。圖14 為采用拖錐法校準空速。迎角及側滑角校準［26］通常有定常水平直線法、定常側滑法、航向航跡法、靜壓差值法等。上述方法均具有操作過程復雜、試驗周期長、飛行架次多、成本高、誤差大等缺點。

圖14 拖錐法校準空速Fig.14 Drag cone method for airspeed calibration

激光大氣運動參數(shù)測量系統(tǒng)能夠提供高精度真空速、迎角、側滑角等大氣數(shù)據(jù)，可用于全飛行包線內(nèi)校準傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)空速、迎角、側滑角等參數(shù)的測量性能。美國、歐洲等已開展用于飛行校準傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的激光大氣運動參數(shù)測量系統(tǒng)樣機研制與飛行試驗，表明激光大氣參數(shù)系統(tǒng)可完全滿足對傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的飛行校準的需求，具有校準操作簡單、周期短、成本低、精度高的優(yōu)點。1995年，Boeing 公司［27］研制基于1.064 μm 的Nd：YAG 固體激光器的單軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，用于大氣運動參數(shù)的校準，激光功率0.5 W，測量飛機外1～2 m 區(qū)域大氣，測速范圍10～400 m/s，并在DC-8 上進行飛行試驗，如圖15 所示，最高飛行高度12 000 m，最大飛行速度926 km/h，空速測量精度1 m/s，同時對攻角和側滑角進行了測量。1979年，法國Crouzet 公司［28-29］開始機載激光測速儀ALEV-1 的研究，利用10.6 μm 激光實現(xiàn)40 m 處空速測量，先后在美洲豹（Puma）直升機、小帆船（Caravelle）運輸機、幻影（Mirage）III 戰(zhàn)斗機上開展飛行測試，驗證了其各飛行狀態(tài)下的空速測量性能。隨后ALEV-1 升級為ALEV-3，具備三軸測速能力，可同時獲取三軸真空速、迎角和側滑角。1991年起，ALEV3 在A320 原型機上開始測試，在A340 飛機首次完成對傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的校準。自此以后，有超過10 種新飛機型號通過該系統(tǒng)進行校準。截至2004年已累計進行超過1 000 h 的飛行測試。相比較傳統(tǒng)的拖錐法、飛越塔臺法、飛機伴飛法等校準方法，ALEV3 系統(tǒng)被證實具有很高的測量精度，僅需較少的飛行小時，可帶來大幅的成本降低。從1991年開始，法國Thales 公司［28，30］先后開展了多個激光大氣運動參數(shù)測量的項目研制。其最早研制基于10.6 μm 激光的大氣數(shù)據(jù)校準系統(tǒng)，并成功在空客A340飛機上進行空速測量，測量范圍10～400 m/s，空速精度0.25 m/s，數(shù)據(jù)更新率2～8 Hz。隨后，受歐盟FP7 項目（2007～2013）的資助，在NESLIE 子項目中研制激光測速儀，系統(tǒng)采用1.5 μm 激光波長，同時測量三軸真空速、迎角及側滑角，并與NLR 聯(lián)合開展飛行試驗，驗證了該系統(tǒng)在不同大氣狀態(tài)、氣象條件下的性能，圖16 為飛行試驗裝置。在DANIELA 子項目中對上述系統(tǒng)進行了升級，2011年，聯(lián)合NLR 進行了29架次的試飛，軌跡覆蓋了從赤道到北極的16 個國家，旨在驗證一切使用條件下的性能。受歐盟AIM2項目資助，2016年法國ONERA［31］在比亞喬P180 飛機成功完成了1.5 μm 激光大氣運動參數(shù)測量系統(tǒng)的飛行試驗，試驗測量了三軸真空速、攻角和側滑角，并與機載飛行測試儀數(shù)據(jù)進行對比，真空速誤差小于1 m/s，攻角及側滑角誤差小于1°，圖17 為飛行試驗時的裝置，該系統(tǒng)計劃用于傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的飛行校準。

圖15 DC-8 飛機及其實驗吊艙Fig.15 DC-8 aircraft and its pod

圖16 泰雷茲公司的飛行試驗裝置Fig.16 Apparatus for flight test of Thales

圖17 ONERA 的飛行試驗裝置Fig.17 Apparatus for flight test of ONERA

此外，中國飛行試驗研究院［26，28，32-33］在國內(nèi)率先開展了激光大氣運動參數(shù)測量技術應用于傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)飛行校準的理論以及試驗研究，同時開展了該技術對民機適航的影響研究，取得了一定的成果。

2.3 飛機前方風切變、湍流的探測

低空風切變、大氣湍流等非定常大氣擾動現(xiàn)象嚴重影響了飛機飛行品質(zhì)、乘坐品質(zhì)和飛行安全。據(jù)中國民航局統(tǒng)計［34］，1949～2005年，由于大氣擾動及伴隨的惡劣天氣造成的飛行事故占總事故的30%以上。據(jù)美國聯(lián)邦航空局（FAA）統(tǒng)計，在1960～2000年，由大氣擾動直接導致或間接影響的飛行事故比例為41%。此外，飛機起飛離場和進場著陸時間雖只占總飛行時間的5%，但有48%的飛行事故發(fā)生在該階段。這其中，由于低空風切變造成機組情境意識缺失及判斷操作失誤的約占該階段事故的66%。風切變示意圖見圖18。

圖18 風切變示意圖Fig.18 Diagram of wind shear

風切變常發(fā)生在起飛和降落階段，持續(xù)時間短，難以捕捉，檢測方式一般分為前視式及反應式兩種。前視式風切變探測利用氣象雷達對前方航路上的風切變進行探測，可以提前30～70 s告警，提示飛行員繞飛規(guī)避。反應式風切變通常利用飛機機載近地警告系統(tǒng)（Ground Proximity Warning System，GPWS）、地形感知告警系統(tǒng)（Terrain Awareness and Warning System，TAWS）或飛行增穩(wěn)計算機（Flight Augmentation Computer，F(xiàn)AC）進行檢測和判斷，能夠在飛機進入風切變風場時提供適當?shù)母婢?，提示飛行員進行改出或逃離操縱。而在人工操縱改出方面，雖然經(jīng)過多年的研究，且FAA［35］推薦了Pitch-Guidance、Dive-Guidance、Altitude-Guidance 3 種典型的縱向改出策略，但并不是每次穿越風切變飛行都能成功改出。隨著飛機對自身的安全性和自動化程度的需求不斷提高，可以通過設計高可靠性的自動控制系統(tǒng)取代機組人工改出操作，降低人工操縱的復雜度和操作負荷。然而，通常的判斷反應式風切變方法是在飛機已經(jīng)處于風切變風場中，利用飛機運動參數(shù)（如高度、指示空速、對地速度、俯仰角、航向角等）的變化程度判斷飛機是否進入風切變區(qū)域，該方法是粗略的且滯后的被動式探測，其改出策略有明顯的延遲，嚴重影響改出成功率和控制品質(zhì)。激光大氣運動參數(shù)測量系統(tǒng)可以測量飛機前方30～120 m 左右區(qū)域的風速及風向，通過一定的算法可以分析出飛機前方是否存在風切變等，是精確的、超前的主動式探測，可據(jù)此設計前饋控制策略，實現(xiàn)反應式風切變的自動安全改出。此外該技術還可探測大氣湍流，用于前饋控制，主動抵消湍流的影響，提高飛行及乘坐品質(zhì)。

目前國外針對大氣湍流、風切變探測等已開展了多個研制項目，并取得了一定的成果。2011年，美國NCAR［36］在“灣流”V 型公務機上成功試驗了其研制的基于1.5 μm 激光的大氣運動傳感器，激光探測飛機前方30 m 區(qū)域，飛行最大時速720 km/h，在飛行速度小于200 m/s 時實現(xiàn)空速測量精度小于1 m/s，且對單個機翼吊艙向外發(fā)射多角度光束的三維風速測量方法進行了設計和討論，該系統(tǒng)計劃用于大氣湍流的研究，圖19 為試驗的原理樣機。OADS 公司經(jīng)過多次產(chǎn)品升級及試飛測試，已形成可商用的產(chǎn)品WindSceptor，該產(chǎn)品可用于飛機前方大氣湍流探測。受歐盟FP5 AWIATOR 項目資助，EADS 創(chuàng)新工廠［37-38］研制用于探測飛機前方陣風、湍流的短脈沖紫外激光測量系統(tǒng)，該系統(tǒng)采用355 nm 激光，采用基于FP 標準具的條紋檢測方案進行鑒頻，用于探測飛機前方35～50 m 的大氣湍流等。2007年，報道了其第一階段研究成果，其研制的機載湍流傳感器在DLR 的ATTAS 飛機上成功完成了多架次的飛行試驗，飛行高度7 315 m，最大飛行速度240 節(jié)（444 km/h），風速測量精度小于1.6 m/s，并試驗了雨、密云、晴空等多種氣象條件下的測量性能。2010年，在原有系統(tǒng)上增加了針對飛機前方湍流的自動前饋控制功能，并成功在A340-300 飛機上完成了測試，圖20 是飛行試驗時的其原理樣機。受歐盟FP7 項目（DELICAT 子項目）的資助，2016年，DLR［39］研制基于355 nm 紫外激光的風速計，用于測量飛機前方大氣的晴空湍流，并與NLR 聯(lián)合開展了飛行試驗，圖21 為飛行試驗裝置。

圖19 美國國家大氣中心的試驗樣機Fig.19 The experimental prototype of NCAR

圖20 EADS 紫外湍流傳感器樣機Fig.20 Ultraviolet turbulence sensor prototype of EADS

圖21 DLR 紫外激光風速計Fig.21 Ultraviolet anemometer of DLR

表2 對比了上述各研究機構的激光大氣運動參數(shù)測量系統(tǒng)的部分性能指標。

表2 已報道的激光大氣運動參數(shù)測量系統(tǒng)部分性能指標Table 2 Partial performance of reported laser systems for air motion parameters

3 展望

隨著激光技術的快速發(fā)展以及機載應用的迫切需求，近年來，激光大氣運動參數(shù)測量技術也得到了較快的發(fā)展。本文綜述了激光大氣運動參數(shù)測量技術的原理、實現(xiàn)方案以及近年來的相關應用情況。從國外發(fā)展來看，激光大氣運動參數(shù)測量技術發(fā)展相對成熟，已開發(fā)出多種樣機或產(chǎn)品，并經(jīng)歷了很多次飛行試驗，積累了大量試驗數(shù)據(jù)及研制經(jīng)驗。而反觀國內(nèi)，該項技術仍處于跟蹤研究階段，技術方案、技術成熟度以及應用領域仍有很大的提升空間。

面向未來的機載應用，激光大氣運動參數(shù)測量系統(tǒng)正向小型化、輕重量、低功耗方向發(fā)展。相比直接探測方案，相干探測方案具有體積及功耗小、成本低、測量精度高等優(yōu)點，符合機載對體積、重量及功耗（Size Weight and Power，SWaP）的要求，一直是國內(nèi)外研究的熱點技術。相干探測方案目前仍存在兩大技術短板：1）在高空時由于氣溶膠濃度降低，使得探測性能和可靠性變差；2）不能實現(xiàn)大氣溫度、大氣密度等參數(shù)測量。隨著激光放大技術以及信號處理技術的進步［40］，有望實現(xiàn)高空下氣溶膠濃度低的情況下的大氣運動參數(shù)的穩(wěn)定可靠探測。而大氣溫度及密度的探測需借助其他激光測量手段實現(xiàn)，如轉(zhuǎn)動拉曼測溫技術［41］、瑞利散射測溫技術等。由于1.5 μm 相比2 μm 激光的人眼安全閾值高一個數(shù)量級，且1.5 μm 易實現(xiàn)全光纖方案從而提高光路連接可靠性和調(diào)整靈活性，因此1.5 μm 激光的全光纖光路相干探測方案將成為主流研制方案。而對于直接探測方案，由于所采用的激光器、光學收發(fā)鏡頭、鑒頻器等體積、重量及功耗均較大，使得采用直接探測方案的系統(tǒng)體積、重量、功耗較機載應用要求還有很大差距。因此，直接探測方案短期難以實現(xiàn)機載應用，應針對機載應用開展低SWaP 設計。此外，為實現(xiàn)激光頻率鎖定、更陡峭的透射邊緣以達到更高的測量精度及靈敏度，對光學鑒頻器的穩(wěn)定性和精細度等提出了很高的要求。而目前鑒頻器的技術復雜、實現(xiàn)難度大且成本高、環(huán)境適應性差，未來機載應用應著重解決該問題。

無論是直接探測方案還是相干探測方案，均存在濃霧、揚塵、大雨、大雪等極端天氣對光信號的強烈衰減而導致接收到的散射信號微弱，進而造成大氣運動參數(shù)無法準確可靠測量的問題。因此，如何進一步提高系統(tǒng)探測信噪比和靈敏度，實現(xiàn)高可靠且持續(xù)穩(wěn)定的數(shù)據(jù)測量，是未來機載應用面臨的一大難題。美國國防高級研究計劃局（Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA）指出［42］光子探測性能進一步提升只能依靠增加其量子態(tài)的調(diào)控，從而增大單光子比特的信息量，通過對調(diào)制的量子態(tài)的檢測，可極大地壓制背景噪聲及系統(tǒng)基底噪聲，突破量子噪聲極限，提高微弱光子探測的靈敏度。因此實現(xiàn)云霧沙塵等復雜氣象條件下的大氣運動參數(shù)高可靠探測，必須采用光量子探測技術。目前，已有多篇文獻報道將光量子技術應用于量子激光雷達的試驗中，并獲得了低于量子噪聲極限的測量靈敏度［42-48］。激光大氣運動參數(shù)測量技術可借鑒單光子探測、干涉式量子雷達、接收端量子增強雷達以及量子照明雷達相關技術，提高微弱信號的超靈敏檢測能力。其中單光子探測技術具有單光子級探測靈敏度，可極大的提高極微弱信號的探測能力，與現(xiàn)有方案兼容性較好且技術較成熟，未來應用潛力巨大?；趬嚎s態(tài)的接收端量子增強技術可在現(xiàn)有方案的基礎上，采用量子技術改造其接收端，達到低于量子噪聲極限的探測靈敏度，同時避免了大氣傳輸對量子態(tài)的退化作用，具有較好的可實現(xiàn)性及應用前景，值得深入研究。

美國OADS 公司、Ophir 公司等經(jīng)過多年的發(fā)展，已基本形成可裝備應用的激光大氣運動參數(shù)測量系統(tǒng)產(chǎn)品。歐盟通過FAME、FP5、FP7、AIM2 等項目的實施，有力推動了歐洲激光大氣運動參數(shù)測量技術的發(fā)展，并形成了以Thales、ONERA、DLR、NLR 為中心的聯(lián)合研究機構，具有豐富的數(shù)據(jù)積累和應用經(jīng)驗。鑒于我國在激光大氣運動參數(shù)測量系統(tǒng)研制與應用方面與歐美國家存在一定距離，提出我國開展該類工作的幾點建議：1）健壯產(chǎn)品產(chǎn)業(yè)鏈，研究針對機載應用的高能量激光器技術、光放大技術以及提高系統(tǒng)SWaP 性能的技術和器件，同時應注重降低成本；2）提早布局開展文中所述的高精度大氣運動參數(shù)測量、傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的飛行校準以及飛機前方風切變、湍流探測的應用研究；3）開展該類技術在民用領域的適航技術研究；4）加強合作交流，加大人員、資金投入，國家應適時予以立項支持。

4 結論

隨著技術的進步以及產(chǎn)品或樣機技術成熟度的提高，激光大氣運動參數(shù)測量系統(tǒng)有望裝備應用于飛機大氣運動參數(shù)精確測量、傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)飛行校準、飛機前方風切變、湍流等探測領域。本文期望通過進一步明晰激光大氣運動參數(shù)測量技術的原理、應用現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢，為從事激光大氣運動參數(shù)測量和應用研究的相關技術人員提供有益的參考，推動激光大氣運動參數(shù)測量技術的研究及產(chǎn)品工程化應用。