黃喜元, 陳洪波, 朱如意

（中國運載火箭技術研究院研究發(fā)展中心，北京，100076）

高超聲速飛行器嵌入式大氣數據獲取技術研究

黃喜元, 陳洪波, 朱如意

（中國運載火箭技術研究院研究發(fā)展中心，北京，100076）

嵌入式大氣數據系統(tǒng)是高超聲速飛行器大氣數據獲取最適合采用的技術解決方案，其可為高超聲速飛行器制導控制指令的解算提供攻角、側滑角、馬赫數、動壓等大氣參數的測量基準，具有傳統(tǒng)空速管類型大氣數據系統(tǒng)無法比擬的優(yōu)勢。對嵌入式大氣數據系統(tǒng)涉及的關鍵技術進行了分析，介紹典型高超聲速飛行器的嵌入式大氣數據系統(tǒng)方案，重點介紹了相關方案的測壓孔布局、系統(tǒng)部組件設計及壓力傳感器選型，并針對嵌入式大氣數據解算，介紹了一種基于卡爾曼濾波的嵌入式大氣數據解算方法，研究表明，算法具有精度高、魯棒性強和適應性強的特點，適用于在現代高超聲速飛行器。

高超聲速飛行器；嵌入式大氣數據系統(tǒng)；大氣數據獲取技術

0 引 言

嵌入式大氣數據系統(tǒng)（Flush Air Data System，FADS）可為高超聲速飛行器提供攻角、側滑角、馬赫數、動壓等大氣參數的測量信息，為飛行器制導控制指令的解算提供基準，這對于高超聲速飛行器的飛行安全和控制品質非常重要。FADS不同于傳統(tǒng)的大氣數據傳感系統(tǒng)，是利用飛行狀態(tài)與飛行器表面壓力分布之間的相關關系進行大氣數據測量的，它依靠嵌入在飛行器表面的壓力傳感器陣列來測量飛行器表面的壓力分布，并由此壓力分布間接獲得飛行大氣參數，非常適于高超聲速飛行使用[1～3]。

FADS源于NASA于20世紀60年代在Dryden研究中心開始研究的一種飛行數據測試傳感系統(tǒng)。20世紀80年代，NASA Langley研究中心開展了FADS在航天飛機上的應用研究，為哥倫比亞航天飛機研制了航天飛機嵌入式大氣數據系統(tǒng)（Shuttle Entry Air Data System，SEADS），并在哥倫比亞航天飛機的STS 61-C任務中完成了首次飛行測試。20世紀80年代末期到90年代，為解決大攻角飛行時的大氣數據獲取問題，美國將FADS應用于F-14、F/A-18等高性能戰(zhàn)斗機，通過F/A-18大攻角試驗機實時飛行環(huán)境條件下的飛行測試，驗證了FADS可適應攻角60°以上的測量以及其估算算法的實時解算能力。20世紀90年代后期，FADS開始應用于X-33、X-38和X-43等高超聲速試驗飛行器計劃，雖然X-33項目被迫終止了，但為FADS在高超聲速飛行器上的應用積累了大量經驗，而X-43A高超聲速飛行器試飛成功，證明了FADS不僅適應于鈍頭體飛行器，也適用于具有銳利扁平頭部的高超聲速飛行器。近年來，通過X-37B的3次成功飛行，證明了高超聲速飛行器嵌入式大氣獲取技術在國外已基本成熟。

本文對高超聲速飛行器嵌入式大氣獲取技術進行研究，梳理了FADS涉及的相關關鍵技術，著重關注高超聲速飛行器FADS方案設計。

1 FADS的關鍵技術

FADS是由測壓孔陣列、引氣部組件（嵌入式受感器和引氣管路）、壓力傳感器、大氣數據處理計算機、軟件算法及相關連接器與數據電纜等組成。系統(tǒng)工作時，繞特定氣動外形流動的氣流，被嵌入安裝的嵌入式受感器探測到，并通過引氣管路將各路壓力信號傳給高精度壓力傳感器，由各傳感器實現不同位置壓力測量，最后通過求解算法解算出大氣參數。

FADS測壓孔陣列設計需綜合考慮熱防護限制和測壓孔對大氣參數的靈敏度。高超聲速飛行器飛行時的環(huán)境條件一般較為惡劣，飛行器駐點的表面溫度最高可能超過1 700 ℃，如此高的表面溫度限制了FADS測壓孔位置的選擇，例如一些高超聲速飛行器可能限制在飛行器機頭錐上開孔。另外，測壓孔數量直接影響FADS系統(tǒng)的測量精度和可靠性，通過多測壓孔冗余設計可提高FADS的測量精度和可靠性，但對于具體氣動外形的高超聲速飛行器，測壓孔陣列數量需根據測量精度、可靠性以及結構強度綜合考慮。

引氣部組件設計需要考慮飛行器表面高溫、氣動外形、總裝布局以及氣密性等約束條件，部組件設計既要滿足熱防護的要求，還需與飛行器冷熱結構匹配，能可靠安裝，便于測試，滿足壓力測量延時小的要求。

嵌入式大氣數據解算算法要滿足高精度、計算量小、適應大氣數據處理計算機處理速度的要求，要解決FADS的故障診斷與解算算法的重構等技術難題。

2 FADS的典型應用

2.1 哥倫比亞號航天飛機

航天飛機再入返回的飛行包線馬赫數覆蓋0.3～27，攻角范圍為-5～45°，最高溫度接近1 660 ℃，這給航天飛機大氣數據的測量帶來不小的挑戰(zhàn)。航天飛機對大氣數據的需求如表1所示，在再入返回過程中，制導、導航和控制系統(tǒng)從馬赫數為3.5接入大氣數據，之后利用大氣數據系統(tǒng)的測量完成航天飛機的末端能量管理和進場著陸控制。

航天飛機主要采用的大氣數據系統(tǒng)為可展開式空速管[4]，空速管斜置10°安裝，如圖1所示。

表1 航天飛機對大氣數據的需求

哥倫比亞號航天飛機是NASA執(zhí)行發(fā)射任務的5架航天飛機之一，20世紀80年代，NASA Langley研究中心提出了一種創(chuàng)新性的嵌入式大氣數據系統(tǒng)（Shuttle Entry Air Data System，SEADS）[5]。SEADS由20個測壓孔組成，其中14個總壓孔（8個在對稱平面內，6個沿對稱平面對稱布局）安裝在軌道飛行器增強的C-C機頭錐上，6個靜壓孔安裝在前機身、位于機體頭錐后（見圖2）。SEADS為哥倫比亞號航天飛機提供攻角、側滑角、馬赫數和空速的高精度測量，即使在部分測壓孔出現故障的情況下，依然不會出現大的性能下降。SEADS見圖3。

經過多年的研究，NASA先后完成了SEADS詳細的熱、靜力學和動力學分析及相關的試驗考核，飛行數據分析結果顯示SEADS超出了預期，其實現的3σ精度為攻角誤差＜0.5°，靜壓＜0.5%，動壓＜5%，滿足航天飛機GNC系統(tǒng)可容忍的誤差要求[6,7]。

2.2 HYFLEX飛行器

針對HYFLEX任務規(guī)劃了5類測量項目，其中一項即是飛行器表面壓力測量，主要用于檢驗高超聲速飛行時FADS的能力。由于不能采用傳統(tǒng)的大氣數據測量方案，HYFLEX設計了類似SEADS的嵌入式大氣數據系統(tǒng)，也稱HADS（HYFLEX ADS）[8,9]。

HADS由9個嵌入式的測壓孔組成，每個測壓孔通過管路與飛行器的遠程壓力傳感器相連，測壓孔布局在飛行器C/C機頭錐上，成十字形陣列，5個在對稱面內，兩對在側面對稱布局，如圖4所示。

測壓孔位置的確定由靈敏度分析決定，分析顯示入射角iθ為45°時測壓孔位置對于角度的變化最為敏感。由于靠近駐點位置的測壓孔對于駐點壓力的精確測量非常重要，因此靠外的測壓孔（PS03，PS05，PS07，PS09）用于準確估計角度，靠內的測壓孔（PS01，PS02，PS04，PS06，PS08）用于準確估計駐點壓力。然而，在駐點附近必須安裝溫度傳感器，因此HADS的測壓點布局在入射角iθ約為15°、29°和43°的位置。表2列出了測壓點的位置。

表2 HADS測壓孔位置

HADS使用的壓強傳感器具有以下性能：絕壓測量范圍為0.051～130 kPa，溫度適應范圍為218～398 K，校準精度0.02% FS。傳感器輸出信號為0～5 V的TTL方波，所有的壓力數據的采樣頻率為10 Hz/s，使用12位的脈沖編碼調制系統(tǒng)進行編碼，并遙測到地面。

1996年2月12日，HADS通過了HYFLEX飛行試驗考核，由于試驗主要目的是檢驗FADS在高超聲速飛行時的能力，HADS并未接入制導控制系統(tǒng)，僅進行了壓力數據采集。試驗后的數據比對分析顯示，HADS的測量精度高于慣導的慣性數據，同時也顯示FADS是一個高魯棒的大氣數據系統(tǒng)，非常適應高超聲速飛行或再入飛行使用。

2.3 X-33

X-33是美國20世紀90年代研制的以火箭發(fā)動機為動力、單級入軌、完全重復使用的航天運載器。

X-33對大氣數據的需求如表3所示[10]。

表3 X-33對大氣數據的需求（2.5≤M∞≤4.0）

X-33測壓點數量的確定主要考慮了測量精確和成本的因素，由于需要估算當地攻角αe、當地側滑角βe、動壓qc以及靜壓P∞4個大氣參數和1個校準參數ε，所以至少需要5個獨立的測壓孔。采用5個壓力傳感器估計大氣參數等價于高階樣條擬合，使得算法對測量壓力的噪聲比較敏感。為提高整體性能，需要增加額外的1個測壓點來減輕噪聲的敏感性，增加冗余選擇。X-33最終確定的測壓孔布局如圖5所示，5個壓力測量點布局在機頭錐上，第6個壓力測量點布局在C-C尾裙上，這種布局使得可以采用“三點法”解算大氣參數，攻角計算與側滑角計算可以完全解耦。

X-33 FADS的這種布局對于迎角-20～45°及側滑角-20～20°之間均具有良好的靈敏度，各壓力測量點的圓周角Фi和圓錐角λi如表4所示，圓周角和圓錐角的定義見圖6。

表4 X-33 FADS各測壓點的圓周角和圓錐角

為確保FADS在一度故障下可提供有用的結果，X-33 FADS設計了雙冗余的系統(tǒng)結構，對于每一個表面壓力測量點，嵌入式受感器均帶有2個孔，如圖7所示，為抵抗駐點約1 111 K的峰值溫度，參考航天飛機SEADS的設計，受感器采用C-103鈮合金，其熔點溫度超過4 000 ℃，最大工作溫度約2 500 ℃，鈮合金材料的熱膨脹系數非常接近C-C的熱膨脹系數，從而可避免受感器周圍的熱氣流泄露的發(fā)生，同時還可避免在高熱載情況下熱應力傳導到C-C機頭錐上。

每一個壓力受感器的2個孔均通過管路與壓力傳感器相連，管路采用高溫鈦合金制造，管路長約2 440～3 660 mm，內徑5.33 mm，通過分析管路的響應，管路不會引入大的誤差。

2.4 X-34

X-34是一種可重復使用的空中發(fā)射系統(tǒng)。與X-33類似，要解算出全部的大氣參數，至少需要5個獨立的壓力測量點，X-34最終確定了8個測壓孔的布局方案[12,13]，如圖8所示，其中7個測壓孔位于機頭錐上，第8個測壓孔位于機頭錐下方。X-34的測壓孔選擇基于系統(tǒng)的可辨識度最大和壓力模型雅克比矩陣的條件數最小的原則，壓力模型雅克比矩陣的條件數表征了FADS可逆性的程度，以確保飛行器在0～25°攻角條件下均具有良好的靈敏度。

壓力模型的雅克比矩陣為

式中 Fi，i=1,…,n為壓力測量點的壓力測量；qc,P∞,αe,βe為FADS解算大氣參數。

位于機頭錐下方的第8個測壓孔僅在大攻角下使用，在小攻角情況下僅利用機頭錐上的7個測壓孔。各測壓孔的布局角度及用途如表5所示。

表5 X-34 FADS測壓孔布局角度

X-34采用的壓力傳感器采用的是霍尼韋爾的HPA系列產品，壓力傳感器提供0～121 kPa的線性壓力測量，測量精度為0.03%FS，最大的誤差約為0.06 kPa，適應-40～185 ℃的溫度環(huán)境條件。飛行器的表面壓力經由一定長度的管路傳遞給遠程安裝的數字壓力傳感器，并通過RS-485總線傳到飛行任務管理計算機（MMC）。圖9為X-34 FADS測量結構的信號流。

2.5 X-43A

X-43A是美國Hyper-X計劃中的技術驗證飛行器，主要目的是驗證吸氣式超燃沖壓發(fā)動機的相關技術。由于超聲速沖壓發(fā)動機對于攻角α是非常敏感，為保證最佳的超聲速沖壓發(fā)動機的性能，需要對攻角進行精確的控制，因此在X-43A飛行器上安裝了一套嵌入式大氣數據系統(tǒng)。

X-43A的FADS共有9個測壓孔用來測量飛行器表面壓力值，測壓孔的位置根據基本斜激波理論和工程經驗確定，測壓孔的布局如圖10所示[14,15]。

所有的測壓孔均垂直于飛行器表面，位于飛行器上表面和下表面沿中心線布局的測壓孔Port 2、Port 3、Port 4、Port 5直徑0.10 cm，用于實時估計攻角α，其他的測壓孔直徑為0.05 cm，測壓孔Port 1用于飛行試驗完成后估算總壓，Port 6、Port 7、Port 8、Port 9用于估算側滑角β。

X-43A表面壓力敏感采用了絕壓和差壓混用的高精度傳感器方案，見表6。

表6 X-43A FADS采用的壓力傳感器

3 嵌入式大氣數據解算算法

經過多年的研究，目前已形成了多種嵌入式大氣解算算法，公開文獻研究較多的有最小二乘法、三點法、神經網絡求解法以及卡爾曼濾波法等。對于典型的高超聲速飛行器，其中X-33、X-34采用的是“三點法”，哥倫比亞號航天飛機、HYFLEX飛行器及X-37B采用了卡爾曼濾波的方法。研究表明基于卡爾曼濾波的解算方法不僅適于本文介紹的典型高超聲速飛行器在機頭錐布局測壓孔的方案，同樣適于非機頭錐布局測壓孔的方案，如圖11所示的FADS測壓孔布局方案，本文簡要介紹這種算法。

根據文獻[16]，飛行器表面的任一點可采用以下的形式描述：

式中 p∞為來流靜壓；q為動壓；iε為第i個測壓孔的表面壓力系數。iε為關于馬赫數Ma、攻角α和側滑角β的函數，可以采用風洞試驗得到，即：

設X=[αβP∞q ]T為估計狀態(tài)量，對于FADS第i個測壓孔，測量的飛行器表面壓力pmi=fi(X)+ei，其中，ei表示測量噪聲。對于FADS n個測壓孔，有：

若測壓孔數大于4，式（4）實際上是一個觀測量大于狀態(tài)估計量的非線性方程，對()F X進行線性化，可得：

式中0X為待估計狀態(tài)的先驗值；0XXX-=Δ。

定義Jacobi矩陣：

定義剩余誤差：y≡P-F( X0)

從而式（6）可簡化為：y=HΔ X+W

ΔX的最優(yōu)線性最小方差無偏估計可以根據下式計算得到：

式中 S為觀測誤差協方差矩陣，定義為

式中 σ為壓力測量的標準差。若測量誤差無關聯，則S可取單位矩陣。

在求解得到ΔX后，估計狀態(tài)的先驗值可重新定義：

通過迭代計算可使剩余誤差y趨于零，從而使估計誤差XΔ趨于真實的偏差值。

圖12給出了針對圖11 FADS方案的基于卡爾曼濾波算法Ma＜1.2的蒙特卡洛仿真分析結果，仿真分析結果表明該算法具有較高的精度和較強的魯棒性，在測壓孔表面壓力系數iε取±10%偏差的條件下，攻角和側滑角的精度基本優(yōu)于1°，馬赫數誤差小于5%，動壓誤差小于10%。

4 結束語

本文對高超聲速飛行器嵌入式大氣獲取技術進行研究，從FADS的關鍵技術、典型應用及解算算法3方面對FADS系統(tǒng)進行了介紹。本文著重關注高超聲速飛行器FADS的方案設計，重點介紹了FADS典型方案的測壓孔布局、系統(tǒng)部組件設計及傳感器選型，深入研究了FADS的解算算法，介紹了一種適于現代高超聲速飛行器工程應用的基于卡爾曼濾波的嵌入式大氣數據解算算法，研究表明該算法不僅適于傳統(tǒng)高超聲速飛行器機頭錐布局測壓孔的FADS方案，同樣適于非機頭錐布局測壓孔的FADS方案，通過仿真研究，還驗證了該算法具有精度高、魯棒性強和適應性廣等特點。

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Research on Air Data Acquisition Technology of Hypersonic Vehicles

Huang Xi-yuan, Chen Hong-bo, Zhu Ru-yi
(R & D Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076）

Flush air data system (FADS) is the best choice of hypersonic vehicle for air data acquisition, it can provide the measurement information of atmosphere parameters, such as angle of attack, angle of sideslip, mach number, dynamic pressure etc, which can be used as the benchmark to compute guidance and control command. Comparing with the traditional probes, FADS has unique advantage of integration onto the airframe and system calibration. In this paper, the key technology of FADS is analyzed, and then FADS schemes of typical hypersonic vehicles are presented in detail, including the pressure port arrangement, FADS module design and assembly, and sensor performance, etc. Lastly, a calculation method of solving atmosphere parameters based on Kalman Filter is studied, it shows that the algorithm is with high precision and strong robustness, and is very suitable for engineering application on modern hypersonic vehicle.

Hypersonic vehicle; Flush air data system; Air data acquisition technology

TJ765.2+31

A

1004-7182(2017)03-0058-07

10.7654/j.issn.1004-7182.20170313

2016-06-11；

2016-09-10；數字出版時間：2017-04-12；數字出版網址：www.cnki.net

黃喜元（1983-），男，高級工程師，主要研究方向為重復使用運載器總體設計