閆萬方，楊 輝，尼文斌，賀麗慧

(中國航天空氣動力技術(shù)研究院，北京 100074)

現(xiàn)代高空高速飛行器具有跨空域、寬速域、大機動飛行的特點。傳統(tǒng)探出式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)已難以滿足其飛行控制需要[1-3]，主要原因在于：① 高速飛行時，突出裝置難以適應頭部的高溫，同時，與周圍大氣形成的激波干擾將嚴重影響飛行器氣動性能；② 大機動飛行時，前端突出裝置已成為引起頭部渦及橫側(cè)向失穩(wěn)的主要因素之一；③ 突出飛行器表面部件極不利于飛行器隱身。嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感(Flush Air Data Sensing,FADS)系統(tǒng)具有氣動外形影響小、寬速域/大機動及惡劣飛行環(huán)境適應能力強的特點，其在可靠性、穩(wěn)定性方面也具有優(yōu)勢，是未來大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)發(fā)展方向，也是此類飛行器研制的必然選擇。FADS技術(shù)主要依靠飛行器頭部不同位置的測壓點進行壓力測量，通過壓力場模型和算法解算大氣參數(shù)。對于特定的飛行器，F(xiàn)ADS 的布局、模型和算法與飛行器復雜外形、飛行空域、速域等直接相關(guān)[4-5]。一般采用理論、數(shù)值方法結(jié)合風洞試驗手段獲得FADS 系統(tǒng)的壓力-氣參映射關(guān)系。秦永明[6]、王鵬[7]等研究確定了FADS系統(tǒng)的風洞試驗校準參數(shù)，并針對不同布局形式提出了考慮攻角誤差、側(cè)滑角誤差和形壓誤差的風洞試驗校準方法。由于理論外形與真實安裝的位置偏差、試驗環(huán)境與真實環(huán)境差異以及試驗模型與真實外形尺寸差異等因素，還需借助飛行試驗對解算算法進行進一步校準和驗證。目前，飛行校準方法常采用拖錐法、GPS 法等[8-10]。其中，拖錐法只可校準靜壓，GPS 法則需要在同一航線段上往返飛行以消除空中風的影響，但對于高空高速飛行器飛行剖面，航線一般無法重復。劉朝君等[11]針對FADS系統(tǒng)的校準問題，提出了一種基于探空氣球獲取試驗空域大氣靜壓、靜溫、風速風向的空速校準方法，但也只可對總壓、靜壓和馬赫數(shù)進行校準，無法校準攻角、側(cè)滑角偏差。

本文針對某飛行器FADS的飛行試驗校準問題，研制了一套多氣參測量的壓力型基準大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)。設(shè)計了可實現(xiàn)高線性度、解耦的壓力型姿態(tài)角測量空速管，配套研制了相應的大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)，并完成了基準空速管的風洞試驗標定和聯(lián)調(diào)試驗校核。該系統(tǒng)具有小型化(對飛行器氣動干擾小)、穩(wěn)定性好和測量精度高等優(yōu)點。通過將基準大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)布置在飛行器翼尖，完成總壓、靜壓、馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角等全氣參測量，實現(xiàn)了對FADS系統(tǒng)的飛行試驗校準和驗證。

1 應用背景及難點

基于某飛行器FADS系統(tǒng)的飛行試驗校準需求，提出了圖1所示的以壓力型姿態(tài)角測量空速管和大氣數(shù)據(jù)計算機為基準系統(tǒng)的方法：兩根空速管分別安裝于飛行器翼尖位置，用于總壓、靜壓、攻角和側(cè)滑角的測量，總溫傳感器(圖1中未標出)獲得總溫信息，最終通過大氣數(shù)據(jù)計算機解算獲得飛行器基準大氣參數(shù)，實現(xiàn)FADS系統(tǒng)的飛行試驗校準和驗證。

圖1 基準大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)應用方法示意圖

上述方法的難點和關(guān)鍵具體如下。

① 當前，探出式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)多采用“空速管+風標角度傳感器”的形式獲得總壓、靜壓、速度、高度、攻角和側(cè)滑角等氣參[12]，用于本文FADS飛行校準試驗時存在系統(tǒng)復雜、測量精度和可靠性差的問題，同時，會對飛行器局部流場產(chǎn)生影響。本文采用的壓力型多氣參測量的空速管具有體積小、穩(wěn)定性好和測量精度高等優(yōu)點，其關(guān)鍵難點在于有限空間內(nèi)多氣路壓力的同時精確測量，需突破多氣路之間的密封、同時精確取氣的關(guān)鍵技術(shù)。

② 由于FADS的存在，基準空速管無法設(shè)置于飛行器頭部，而只能設(shè)置在流場相對干凈的翼尖兩側(cè)，但機翼依然會對空速管流場產(chǎn)生影響，常規(guī)的氣動型面補償[13]和標定方法已不適用。本文的另一關(guān)鍵難點在于風洞試驗標定及氣參解算，需通過標定和多參數(shù)擬合修正，獲得機體干擾下的空速管測量修正解算公式，解決壓力修正、氣參轉(zhuǎn)換問題，實現(xiàn)基準氣參的高精度測量。

2 研制方案

2.1 壓力型姿態(tài)角測量空速管

2.1.1 測量原理

壓力型姿態(tài)角測量空速管如圖2所示，即在常規(guī)空速管的基礎(chǔ)上設(shè)置用于攻角和側(cè)滑角測量的壓力孔，通過標定和解算，實現(xiàn)飛行器姿態(tài)角測量。通過設(shè)計相對規(guī)則的外形，借助CFD手段對空速管表面壓力分布進行分析，提取對總壓或靜壓最敏感、對氣動姿態(tài)角最不敏感的區(qū)域，在此布置總、靜壓測壓點；提取出對氣動姿態(tài)角變化最為敏感、隨位置變化壓力值平穩(wěn)的區(qū)域，布置姿態(tài)角測壓點。在此基礎(chǔ)上，結(jié)合CFD數(shù)值計算和真實模型風洞試驗標定以及聯(lián)調(diào)驗證，獲得精度較高的氣參解算模型。通過上述方法，可在較寬速域、姿態(tài)角范圍內(nèi)獲得線性度較高的測量結(jié)果，同時，所有參數(shù)均通過壓力測量和解算實現(xiàn)。該方法測量一致性好，系統(tǒng)簡單，易實現(xiàn)小型化設(shè)計。

圖2 基準空速管測量原理圖

2.1.2 氣動外形設(shè)計

經(jīng)過優(yōu)化設(shè)計，基準空速管的最終氣動外形如圖3所示。采用“直桿型”設(shè)計，測量部分由橢圓形管鼻、等直段和錐段組成；空速管總長約350 mm，前段直徑φ13 mm，后段直徑φ20 mm，測量錐長20 mm，錐角10°。兩根空速管分別安裝于飛行器翼尖位置，空速管軸線與機體軸線平行。采用CFD方法(計算域包含了飛行器，以得到機翼對空速管壓力分布干擾下的真實模擬結(jié)果)獲得其表面的壓力分布信息，進而依據(jù)各被測量的測量特點，選取壓力孔設(shè)置的敏感域，確定最終靜壓孔、攻角壓力孔和側(cè)滑角壓力孔的布置位置。空速管總壓孔布置在其最前端，總壓測量基本不受布局影響。

圖3 基準空速管氣動外形設(shè)計圖

2.1.3 結(jié)構(gòu)設(shè)計

空速管結(jié)構(gòu)設(shè)計、各測壓孔位置如圖4所示，分別包括總壓測量孔、靜壓測量孔、上攻角壓力測量孔、下攻角壓力測量孔、左側(cè)滑角壓力測量孔、右側(cè)滑角壓力測量孔和相對應的引氣管路，同時，在總壓、靜壓測量孔附近還設(shè)有加熱系統(tǒng)。除總壓測量孔外，其他壓力測量孔均在其敏感域附近均勻地開有多個小孔。經(jīng)內(nèi)部氣路結(jié)構(gòu)設(shè)計，實現(xiàn)了6路壓力的獨立測量，且各氣路分別獨立密封，避免氣路間串氣。

圖4 基準空速管結(jié)構(gòu)設(shè)計圖及各測壓孔位置

2.2 大氣數(shù)據(jù)計算機

基準大氣數(shù)據(jù)計算機組成及工作原理如圖5所示，由IPT壓力傳感器、金屬殼體(結(jié)構(gòu)件)、電連接器、電路板組裝件和一些輔助材料組成。電路板上集成了A/D轉(zhuǎn)換器、DSP、通信電路等，可以同時完成12路壓力信號和1路溫度傳感器信號的采集和調(diào)理，并能在DSP內(nèi)完成動壓、靜壓、總壓、真空速、表速、氣壓高度、下沉率、總溫、靜溫、密度、大氣機工作狀態(tài)字、空速管狀態(tài)字、攻角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)等大氣參數(shù)的解算與發(fā)送。圖6為最終研制完成的基準大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)實物圖。

圖5 大氣數(shù)據(jù)計算機設(shè)計原理圖

圖6 基準大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)實物圖

3 風洞試驗標定研究

3.1 風洞試驗標定方法

基準空速管研制完成后，對其進行了風洞試驗標定，如圖7所示，以獲得空速管的修正公式和固化修正迭代次數(shù)，同時對空速管測量、加熱、密封等性能進行檢驗。一般空速管風洞試驗標定是將成品實物置于風洞設(shè)備中，給定來流馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角、總/靜壓等狀態(tài)參數(shù)，測量空速管對應量的輸出值，與真值比較并進行修正使其最大限度逼近真值。由于本文基準大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)設(shè)置在飛行器兩側(cè)翼尖，壓力測量受機翼干擾較大，勢必與攻角、側(cè)滑角耦合。因此，綜合考慮風洞設(shè)備尺寸限制，采用“飛行器半模+空速管成品實物”作為試驗模型進行標定。另外，考慮到基準大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的高精度測量需求，對風洞進行了降噪處理。

圖7 風洞試驗標定

3.2 標定結(jié)果分析

風洞試驗完成了20余車次、共計160個狀態(tài)點的標定工作。典型試驗結(jié)果如圖8所示，圖8中CPt、CP∞、ΔCP分別為總壓系數(shù)、靜壓系數(shù)和姿態(tài)角壓差系數(shù)(攻角壓差ΔPα=P下-P上，側(cè)滑角壓差ΔPβ=P右-P左)。圖8(a)、圖8(b)分別為基準狀態(tài)下空速管總壓系數(shù)、靜壓系數(shù)隨攻角變化的重復性試驗，由圖可知，3次試驗重復性良好，系統(tǒng)測量性能可靠。圖8(c)、圖8(d)分別為Ma=0.8時空速管總壓系數(shù)、靜壓系數(shù)隨姿態(tài)角的變化，由圖可知，總壓基本不隨攻角和側(cè)滑角變化，靜壓則主要隨側(cè)滑角呈現(xiàn)出一定的變化規(guī)律。圖8(e)為Ma=0.8時，姿態(tài)角壓差系數(shù)隨攻角的變化，由圖可知，隨著攻角增加，攻角壓差呈現(xiàn)單調(diào)線性增加，不同側(cè)滑角下變化趨勢相同，但仍有微小差別；側(cè)滑角壓差呈現(xiàn)減小趨勢，且隨著β=-5°～5°變化，該變化趨勢逐漸增大。圖8(f)為Ma=0.8時，姿態(tài)角壓差系數(shù)隨側(cè)滑角變化，由圖可知，隨側(cè)滑角增加，側(cè)滑角壓差呈現(xiàn)單調(diào)線性增加，不同攻角下變化趨勢相同，但仍有微小差別；攻角壓差呈現(xiàn)增加趨勢，且隨著α=-2.7°～12.3°變化，該變化趨勢逐漸增大。圖8(g)為β=0°時不同Ma下姿態(tài)角壓差隨攻角變化，由圖可知，不同Ma下攻角壓差的變化規(guī)律呈現(xiàn)出了良好的一致性，但各曲線之間數(shù)值仍有微小差別。圖8(h)為α=0.3°時，不同Ma下姿態(tài)角壓差隨側(cè)滑角的變化，由圖可知，不同Ma下側(cè)滑角壓差的變化規(guī)律呈現(xiàn)出了良好的一致性，但各曲線之間數(shù)值也呈現(xiàn)出一定差別。

圖8 標定數(shù)據(jù)分析

由以上分析可知，基準空速管的總壓Pt、靜壓P∞、攻角α、側(cè)滑角β的測量均由各對應測壓孔的測量主量所主導，機翼對各壓力測量產(chǎn)生了一定量的微小干擾，這些干擾均在預期的范圍內(nèi)，可依據(jù)3.3節(jié)中的數(shù)據(jù)處理方法進行修正。

3.3 數(shù)據(jù)處理分析

基準空速管直接測量獲得總壓、靜壓、上攻角壓力、下攻角壓力、左側(cè)滑角壓力和右側(cè)滑角壓力，共計6路。標定的目的是通過風洞試驗建立目標真值(總壓、靜壓、攻角、側(cè)滑角)與空速管直接測量的6路壓力之間的函數(shù)關(guān)系，即獲得修正解算公式?？账俟苤苯訙y量到的壓力數(shù)據(jù)與真實值(總壓、靜壓、攻角、側(cè)滑角)比較，應考慮這些測壓孔位受Ma、α、β這3個參數(shù)影響，需通過回歸分析方法處理實際測量值以得到目標值的修正解算公式。

為防止回歸過程中出現(xiàn)過擬合現(xiàn)象，同時進一步提高標定公式的預測精度，采用多元逐步回歸的方法獲得解算公式。對試驗數(shù)據(jù)進行分析后，依據(jù)經(jīng)驗，找出對被解算量影響較大的參數(shù)，建立以此參數(shù)為中心的目標方程，方程階次擴展至包含純3次項和交叉3次項，后以“擬合誤差最小”為原則進行逐步回歸，最終確定修正解算方程?；陲L洞標定數(shù)據(jù)和上述數(shù)據(jù)處理方法，得到的標定公式為

ΔCP∞=0.04326-0.08025Ma+0.10995Ma2-0.00005α2-

0.00322β-0.00049β2

(1)

α=2.27216+46.295ΔCPα+5.76761Ma2-6.92605Ma-

12.84476ΔCPαMa

(2)

β=-2.7583+58.32468ΔCPβ+4.07995Ma-3.89947Ma2-

15.60627ΔCPβMa+1.28437ΔCPβα

(3)

其中：總壓由直接測量獲得，馬赫數(shù)、動壓等參數(shù)則直接由計算公式給出，這里不再羅列。

從以上公式可以看出，雖然考慮了三次權(quán)重項，但最優(yōu)回歸結(jié)果只包含部分二次項，同時，從系數(shù)值看，各被測量均由各對應測壓孔的主量所主導。這說明，一方面空速管的測量線性度高，達到了設(shè)計預期；另一方面，回歸方法在一定程度上避免了風洞試驗數(shù)據(jù)源誤差引入的過擬合問題。圖9為擬合數(shù)據(jù)集的誤差帶分布，由圖9可知，各測量的誤差帶較小，Ma誤差集中在0.005以內(nèi)，總壓、靜壓誤差集中在250 Pa以內(nèi)。

圖9 擬合數(shù)據(jù)集誤差分布

4 性能分析與討論

4.1 聯(lián)調(diào)試驗方法

基準空速管風洞試驗標定獲得修正公式后，用于大氣數(shù)據(jù)計算機系統(tǒng)解算軟件的編制。在大氣數(shù)據(jù)計算機研制和軟件調(diào)試完成后，與空速管合并組成完整的基準大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)在風洞中進行了聯(lián)調(diào)試驗，如圖10所示。其目的是在風洞中進行全系統(tǒng)正常工況下的飛行參數(shù)測量精度及系統(tǒng)穩(wěn)定性考核。風洞只提供流場、給定空速管姿態(tài)，并記錄相應風洞氣參，空速管壓力測量及相應的氣參解算由大氣數(shù)據(jù)計算機完成。

圖10 風洞試驗聯(lián)調(diào)

4.2 聯(lián)試性能分析

共完成了10車次的聯(lián)調(diào)風洞試驗。圖11為典型狀態(tài)下，大氣數(shù)據(jù)計算機解算獲得的氣參對比，其中，紅線為本文采用逐步回歸法獲得的氣參值，黑線為采用考慮了所有二次項的全元回歸法獲得的氣參值。風洞氣參(真值)為Ma=0.8；β=5°；α=-2.7°，-0.7°，0.3°，1.3°，3.3°，5.3°，7.3°，9.3°，11.3°。由圖11可知，采用本文方法可獲得比全元回歸精度相對較高的氣參值，尤其是對于攻角和側(cè)滑角的解算。表1給出了聯(lián)調(diào)試驗的標準偏差，為方便比較，將擬合樣本集誤差也列在其中。由表1可知，基準大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)各飛行參數(shù)測量及解算精度滿足均較高，達到了研制目標。

圖11 典型狀態(tài)(Ma=0.8，β=5°)下解算后氣參對比

表1 風洞試驗標準偏差

FADS飛行校準試驗于近期圓滿完成，獲得了滿意的試驗效果。

5 結(jié)束語

針對某飛行器FADS系統(tǒng)的飛行試驗校準問題，研制了一套壓力型姿態(tài)角測量的多氣參基準大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)：

① 設(shè)計了可實現(xiàn)高線性度、解耦的壓力型姿態(tài)角測量空速管，解決了有限空間內(nèi)多氣路之間密封、同時精確取氣和壓力精確測量的難題，具有集成度高、體積小、穩(wěn)定性和測量精度高的優(yōu)點。

② 配套研制了大氣數(shù)據(jù)計算機，解決了飛行器機體干擾下的風洞試驗標定和多參數(shù)擬合修正、氣參高精度解算的難題，獲得了機體干擾下的空速管測量修正解算公式，實現(xiàn)了基準氣參的高精度測量。

③ 通過基準空速管的風洞試驗標定和聯(lián)調(diào)試驗，實現(xiàn)了對全系統(tǒng)正常工況下的飛行參數(shù)測量精度及系統(tǒng)穩(wěn)定性考核，最終成功應用于飛行試驗中。