劉 駿，鄭 偉，王 禹

(航空工業(yè)沈陽飛機設(shè)計研究所，遼寧 沈陽 110035)

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)是一種具有綜合性和高精度特點的大氣數(shù)據(jù)測量解算系統(tǒng)[1-3]，可以提供高度Hp、空速Vc、馬赫數(shù)Ma、迎角αt和側(cè)滑角βt等飛行器飛行所需的重要飛行參數(shù)，對于保障飛行器的飛行安全起著至關(guān)重要的作用。隨著我國科學技術(shù)的不斷發(fā)展進步，相關(guān)的技術(shù)工藝水平也得到了進一步的提高[4]，大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)已由最早期的多個分立式傳感器組合，發(fā)展到由多個智能探頭組成的分布式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)[5]。

在基于智能探頭的分布式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)中，每一個或每一組智能探頭都相當于一套獨立的大氣數(shù)據(jù)測量輸出系統(tǒng)，可以根據(jù)飛機測量余度的需要，在機身不同位置處分別安裝數(shù)只，組成一套分布式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)。根據(jù)測量形式的不同，目前常用的智能探頭可分為3種[6]，分別是風標式智能探頭、空速管式智能探頭和錐形智能探頭，如圖1所示。

本文主要設(shè)計了一種基于半圓柱形智能探頭(下文簡稱為半圓柱探頭)的分布式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的算法模型(該種半圓柱探頭由測壓傳感器、智能電路和數(shù)據(jù)接口等部分組成)，并開展了基于此算法模型的仿真驗證工作，為后續(xù)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的設(shè)計研究工作提供一種新的思路。

1 半圓柱探頭外形及安裝信息

該種半圓柱探頭整體呈半圓柱形，圓柱端為安裝端，自由端為半圓柱型，外側(cè)靠近自由端處開4個測壓孔，其中一個測壓孔在半圓柱體臺階平面上，另外3個測壓孔均勻分布在背部曲面上，半圓柱探頭外形示意圖如圖2所示。

圖2 半圓柱探頭布局示意圖

半圓柱探頭在機上安裝后，通過CFD(Computational Fluid Dynamics，計算流體力學)軟件計算得到機身附近局部流場信息，選擇半圓柱探頭安裝位置[7-8]，將每兩個半圓柱探頭為一組，垂直蒙皮對稱安裝在飛行器前機身左下和右下腹部處，探頭圓柱面正對來流方向，臺階平面處于背風面。

2 半圓柱探頭的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)算法建模

2.1 算法模型基本原理

分布式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測量大氣數(shù)據(jù)的基本原理[9-10]是：通過風洞試驗和CFD計算，標定得到在不同狀態(tài)下智能探頭感受到的局部來流壓力、角度和飛機遠端自由來流的壓力、角度之間的定量關(guān)系，之后再由大氣解算部件利用局部壓力、角度計算得到表征自由流的大氣參數(shù)。按照基于半圓柱探頭的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)方案構(gòu)型[11]，系統(tǒng)應(yīng)包括對稱安裝于前機身左右表面的4個半圓柱探頭(兩兩對稱)，每個探頭(橫截面外形如圖3所示)感受并測量輸出4個壓力給大氣解算部件。

圖3 半圓柱探頭橫截面示意圖

具體來說，機頭前遠方自由來流Pt(QC)、PS、Ma、αt、βt受機身擾動，氣流流經(jīng)左、右探頭所在位置處時，其相對左、右探頭的局部來流分別為PLt(QLC)、PLS、MaL、θL和PRt(QRC)、PRS、MaR、θR。左、右局部來流再流經(jīng)左、右探頭時，左、右探頭上各4個測壓孔感受的壓力分別為PL1、PL2、PL3、PL4和PR1、PR2、PR3、PR4。

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)算法軟件模塊駐留在大氣解算部件的每個通道中，以其中一個通道為例，其接收對稱位置兩個探頭的8個壓力信號為PL1、PL2、PL3、PL4、PR1、PR2、PR3、PR4，先基于半圓柱體探頭本體的氣動模型，利用左、右半圓柱探頭各自4個點壓力解算得到各自所在位置機身局部流場的QLC、PLS、MaL、θL和QRC、PRS、MaR、θR。

再根據(jù)探頭所在位置局部流場的氣動模型，利用左、右探頭局部來流角均值求解真迎角αt，利用左、右探頭局部來流角差值求解真?zhèn)然铅聇，取左、右探頭局部流場動壓均值為指示動壓QCi，取左、右探頭局部流場靜壓均值為指示靜壓PSi，利用QCi和PSi之比求解指示Mai。再以αt、βt和Mai為基礎(chǔ)，根據(jù)CFD計算獲取的半圓柱探頭所在位置局部流場的氣動模型，完成由指示值到真實值的迭代計算，得到當前飛行狀態(tài)下的QC、PS、Ma、αt和βt。

2.2 算法模型相關(guān)參數(shù)定義

本節(jié)給出氣動建模所需部分樣本數(shù)據(jù)涉及到的各參數(shù)定義。

① 左、右探頭上各測壓點的壓力系數(shù)定義：

CpLi(MaL,θL)=(PLi-PLS)/QLC，i=1，2，3，4

(1)

CpRi(MaR,θR)=(PRi-PRS)/QRC，i=1，2，3，4

(2)

② 左、右探頭位置處機身局部流場靜壓誤差壓力系數(shù)：

CpLS(Ma,αt,βt)=(PLS-PS)/QC

(3)

CpRS(Ma,αt,βt)=(PRS-PS)/QC

(4)

③ 左、右探頭位置處機身局部流場總壓誤差壓力系數(shù)：

CpLt(Ma,αt,βt)=(PLt-Pt)/QC

(5)

CpRt(Ma,αt,βt)=(PRt-Pt)/QC

(6)

④ 左、右機身局部流場來流角與馬赫數(shù)Ma、真迎角αt、真?zhèn)然铅聇關(guān)系：

θL=θL(Ma,αt,βt)

(7)

θR=θR(Ma,αt,βt)

(8)

2.3 氣動模型設(shè)計與分析

從2.1節(jié)的內(nèi)容中可知，大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)算法建模的核心分為兩方面，一是獲取半圓柱探頭本體4個測壓點壓力系數(shù)樣本數(shù)據(jù)，并建立相應(yīng)測壓點間壓力系數(shù)差與局部來流動、靜壓和角度之間關(guān)系；二是獲取半圓柱探頭所在位置處局部流場的氣動模型樣本數(shù)據(jù)，并建立局部來流和自由來流之間的映射關(guān)系[12-13]。在確定探頭外形和探頭在機上的安裝位置和安裝角度之后，上述壓力系數(shù)樣本數(shù)據(jù)即可通過風洞試驗和CFD計算獲取。

2.3.1 半圓柱探頭本體氣動模型

以飛機左側(cè)探頭為例，首先根據(jù)CFD計算數(shù)據(jù)，做出探頭上P1、P2、P3和P4四個測壓點處不同馬赫數(shù)下壓力系數(shù)隨局部來流角變化的曲線，圖像如圖4和圖5所示。

圖4 0.4馬赫數(shù)下各測壓點處壓力系數(shù)隨局部迎角變化曲線

圖5 0.8馬赫數(shù)下各測壓點壓力系數(shù)隨局部迎角變化曲線

通過對圖4和圖5中的曲線進行分析，可以發(fā)現(xiàn)在不同馬赫數(shù)下，P2點處壓力系數(shù)對局部流場來流角變化不太敏感，在不同馬赫數(shù)下數(shù)值雖隨之變化但基本能保持穩(wěn)定，結(jié)合圖3所示流場來流和探頭處位置關(guān)系示意圖，可以確定用P2測壓點處測量得到的壓力值可以作為探頭所在處的局部靜壓的指示靜壓使用。同時，P1、P3和P4三個測壓點處的壓力系數(shù)在不同馬赫數(shù)下的隨局部來流角變化時，總有一個點的壓力系數(shù)接近1，說明此時該點近似于正對來流方向，該測壓點感受到的壓力值可以作為探頭所在處的局部總壓的指示總壓使用，所以可得到局部流場指示靜壓：

PLSi=PL2

(9)

局部流場指示動壓：

QLCi=PLmax-PLSi

(10)

式中：PLmax為PL1、PL3、PL4中的最大值。

局部流場指示馬赫數(shù)：

MaLi=f(QLCi/PLSi)

(11)

式中：MaLi按HB6127—1986第3.9節(jié)公式依據(jù)動靜壓比值求解(當Ma<1時，PS/PT=(1+0.2Ma2)-3.5)。

在單獨一個測壓點的壓力系數(shù)不具備明顯的隨來流角變化的規(guī)律的情況下，接著研究不同馬赫數(shù)下3個測壓點間壓力系數(shù)的差值隨來流角變化的規(guī)律，結(jié)果如圖6、圖7所示。

圖6 Ma=0.4時各測壓點間壓力系數(shù)差

圖7 Ma=0.8時各測壓點間壓力系數(shù)差

觀察圖6和圖7內(nèi)各測壓點間壓力系數(shù)差隨來流角變化的曲線，可以發(fā)現(xiàn)CpL3-L1在隨來流角變化的過程中呈一條曲線，不具備明顯的規(guī)律性；而CpL4-L1和CpL4-L3在對應(yīng)的角度范圍之內(nèi)，即CpL4-L1在來流角處于0°～60°之間時以及CpL4-L3在來流角處于-30°～30°之間時，與來流角呈近似線性相關(guān)的關(guān)系。所以根據(jù)上述描述可以按照式(12)、式(13)完成探頭本體氣動建模設(shè)計和分析，處理得到左、右探頭兩測壓孔間壓力系數(shù)之差與局部來流角θ的關(guān)系曲線。

ΔCpL4-Lj(MaL,θL)=CpL4(MaL,θL)-CpLj(MaL,θL)

=(PL4-PLj)/QLC=KθL+θ0

(12)

ΔCpR4-Rj(MaR,θR)=CpR4(MaR,θR)-CpRj(MaR,θR)

=(PR4-PRj)/QRC=KθR+θ0

(13)

式中：當θ≤30°時，j=3；當θ>30°時，j=1；K和θ0按氣動樣本數(shù)據(jù)處理得到，隨Ma不同取具體值。

但在后續(xù)算法建模中使用上述關(guān)系式時可以發(fā)現(xiàn)，本節(jié)建立的半圓柱體探頭本體的氣動模型，是建立探頭上4個測壓點間的壓力系數(shù)差與半圓柱探頭所在安裝位置處機身局部來流角的之間的映射關(guān)系，即在這個模型中，局部來流角作為關(guān)系式中的因變量不能作為上式中j取值的判斷依據(jù)，應(yīng)采取Cp1、Cp2、Cp3、Cp4或者CpL4-L3和CpL4-L1作為j取值的判斷依據(jù)，由于不同馬赫數(shù)下，測壓點間壓力系數(shù)差變化規(guī)律極為類似，故以Ma=0.4時的情況為例進行分析，仔細分析圖6可以看出，在CpL4-L1≥-1時，CpL4-L1與局部來流角θL呈線性關(guān)系；而在CpL4-L1<-1時，CpL4-L3與局部來流角θL呈線性關(guān)系。故綜合考慮之后，將CpL4-L1≥-1作為式(12)和式(13)中j值的取值判斷依據(jù)，即在式(12)和式(13)中，當CpL4-L1≥-1時，j=1；當CpL4-L1<-1時，j=3；K和θ0按氣動樣本數(shù)據(jù)處理得到，隨Ma不同取具體值。

將式(10)帶入到式(12)和式(13)中，則可得到探頭所在處局部來流角指示值的表達式：

θLi=[(PL4-PLj)/QLCi-θ0]/K

(14)

θRi=[(PR4-PRj)/QRCi-θ0]/K

(15)

至此，根據(jù)探頭上4個測壓點感受到的壓力值即可求解得到探頭所在位置處的局部動壓指示QLCi、局部靜壓指示值PLSi、局部馬赫數(shù)指示值MaLi和局部來流角指示值θLi共4個指示值。接下來再進行迭代求解計算，使各參數(shù)收斂至系統(tǒng)要求的精度，即可求得左側(cè)探頭所在位置處的局部動壓QLC、局部靜壓PLS、局部馬赫數(shù)MaL和局部來流角θL。同理可解得右側(cè)半圓柱探頭所在位置處的局部動壓QRC、局部靜壓PRS、局部馬赫數(shù)MaR和局部來流角θR。

2.3.2 探頭所在位置局部流場氣動模型

本節(jié)要完成半圓柱探頭所在位置局部流場氣動模型設(shè)計分析工作。前文已述，按照半圓柱探頭大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)方案構(gòu)型，半圓柱探頭大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)包含對稱安裝于前機身左右表面的4個半圓柱體探頭(兩兩對稱)，但在本節(jié)進行半圓柱探頭所在位置局部流場氣動模型時，只選擇一對對稱安裝的半圓柱體探頭作為研究對象即可。

首先研究探頭所在位置局部流場的總、靜壓誤差壓力系數(shù)模型，左、右靜壓誤差壓力系數(shù)隨迎角變化的曲線如圖8所示。

圖8中，圖8(a)和圖8(b)是馬赫數(shù)為0.4的情況下，局部流場左右靜壓誤差壓力系數(shù)隨迎角變化的曲線，圖8(c)和圖8(d)則是馬赫數(shù)為0.8的情況下的曲線?？梢悦黠@看出，不同馬赫數(shù)下，其局部流場左、右靜壓誤差壓力系數(shù)的變化趨勢幾乎相同，所以在研究其變化規(guī)律時，只以馬赫數(shù)為0.4的情況為例進行分析。而對比圖8(a)和圖8(b)兩圖可以發(fā)現(xiàn)，在側(cè)滑角為5°的時候，局部流場左靜壓誤差壓力系數(shù)的變化曲線和側(cè)滑角為-5°時的局部流場右靜壓誤差壓力系數(shù)變化曲線幾乎重合；類似地，側(cè)滑角為-5°的時候，局部流場左靜壓誤差壓力系數(shù)的變化曲線和側(cè)滑角為5°時的局部流場右靜壓誤差壓力系數(shù)變化曲線也幾乎重合；而側(cè)滑角為0°時的變化曲線則處于側(cè)滑角為5°和-5°時變化曲線中間，此時考慮取局部流場左、右靜壓誤差壓力系數(shù)的均值，做出圖像如圖9所示。

圖8 不同馬赫數(shù)下左右靜壓誤差壓力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖9 局部流場左右靜壓誤差壓力系數(shù)均值隨迎角變化曲線

觀察圖9可以發(fā)現(xiàn)，此時3條曲線幾乎重合，而且都貼近側(cè)滑角為0°時的曲線，說明局部流場左、右靜壓誤差壓力系數(shù)的均值與側(cè)滑角的變化沒有較大的關(guān)系，只與馬赫數(shù)和迎角變化有關(guān)。類似地，局部流場左、右總壓誤差壓力系數(shù)的變化規(guī)律也有一樣的特性，如圖10所示。

圖10 不同馬赫數(shù)下局部流場左右總壓誤差壓力系數(shù)隨迎角變化曲線

圖11為左右總壓誤差壓力系數(shù)均值隨迎角變化曲線。從圖11中可以看出，局部流場左右總壓誤差壓力系數(shù)均值的變化規(guī)律與局部流場左右靜壓誤差壓力系數(shù)均值的變化規(guī)律類似，局部流場總壓誤差壓力系數(shù)的變化與馬赫數(shù)和迎角變化有關(guān)，同時與側(cè)滑角的絕對值有關(guān)。以探頭所在位置的局部流場總、靜壓誤差壓力系數(shù)樣本數(shù)據(jù)集為輸入,可以按照以下定義和式(16)、式(17)完成探頭所在位置局部流場總、靜壓氣動建模設(shè)計和分析。

圖11 不同馬赫數(shù)下左右總壓誤差壓力系數(shù)均值隨迎角變化曲線

(1)取左、右探頭局部流場靜壓均值為指示靜壓PSi，則靜壓誤差壓力系數(shù)為

CpS(Ma,αt,βt)=(PSi-PS)/QC

=[CpLS(Ma,αt,βt)+CpRS(Ma,αt,βt)]/2

(16)

(2)取左、右探頭局部流場動總均值為指示總壓Pti，則總壓誤差壓力系數(shù)為

Cpt(Ma,αt,βt)=(Pti-Pt)/QC

=[CpLt(Ma,αt,βt)+CpRt(Ma,αt,βt)]/2

(17)

確定總壓誤差壓力系數(shù)的變化規(guī)律和靜壓誤差壓力系數(shù)的變化規(guī)律之后，要進一步分析左、右局部來流角θL、θR和迎角、側(cè)滑角及馬赫數(shù)之間的映射關(guān)系。

通過對CFD流場數(shù)據(jù)進行分析可以發(fā)現(xiàn)，在同一迎角、側(cè)滑角狀態(tài)下，馬赫數(shù)改變但θL和θR值保持不變，所以可以認為θL和θR均只為αt、βt兩個變量的函數(shù)。此時以Ma=0.4的情況為例，做出在不同側(cè)滑角狀態(tài)下，θL和θR隨迎角變化的曲線，如圖12、圖13所示。

圖12 θL隨迎角變化曲線

圖13 θR隨迎角變化曲線

對比圖12和圖13中的曲線可以發(fā)現(xiàn)以下幾點：

① 不同側(cè)滑角情況下的局部來流角隨迎角變化的曲線，其斜率都是相同的；

②θL在側(cè)滑角為5°的曲線和θR在側(cè)滑角為-5°的曲線基本重合，類似地，θL在側(cè)滑角為-5°的曲線和θR在側(cè)滑角為5°的曲線基本重合；

③ 在同一組曲線中，以θL的變化曲線為例，側(cè)滑角分別為5°和-5°時的θL曲線，基本以側(cè)滑角為0°時的曲線為對稱軸，呈對稱關(guān)系。

基于上述特點，可以發(fā)現(xiàn)，若是求得同一側(cè)滑角情況下的θL和θR均值，應(yīng)為3條基本重合的曲線，這說明，迎角的變化可以只與θL和θR的均值有關(guān)，與馬赫數(shù)和側(cè)滑角均無關(guān)，曲線如圖14所示。

圖14 不同側(cè)滑角情況下θL和θR均值隨迎角變化曲線

綜上所述，根據(jù)θL值(θR值)對應(yīng)αt、βt兩個變量的二維樣本數(shù)據(jù)表格，可以按照式(18)～式(20)處理得到相應(yīng)關(guān)系曲線。

(3)左、右局部來流角與真迎角αt關(guān)系：

θL(αt，βt)=K1αt+αL0

(18)

θR(αt，βt)=K1αt+αR0

(19)

(4)左、右局部來流角均值與真迎角αt關(guān)系：

[θL(αt，βt)+θR(αt，βt)]/2=K1αt+α0

式中：K1、αL0和αR0按樣本數(shù)據(jù)處理得到，其中K1不隨Ma數(shù)和βt變化，為定值，αL0和αR0隨βt不同取值不同。

通過上面的分析已經(jīng)驗證了θL+θR的均值的變化只與迎角的變化有關(guān)，與側(cè)滑角還有馬赫數(shù)無關(guān)，接下來進一步分析θL和θR的差θL-R與迎角、側(cè)滑角之間的關(guān)系。左右局部來流角差值在不同馬赫數(shù)下隨側(cè)滑角變化的情況如圖15所示。

圖15 不同迎角下θL-R隨側(cè)滑角變化曲線

分析圖15可以發(fā)現(xiàn)，在不同的馬赫數(shù)和迎角狀態(tài)下，θL-R與側(cè)滑角呈線性關(guān)系，說明θL-R與側(cè)滑角存在一種斜率與迎角有關(guān)的線性關(guān)系，據(jù)此可以得到式(20)。

(5)左、右局部來流角之差與βt關(guān)系:

ΔθL-R(αt，βt)=θL(αt，βt)-θR(αt，βt)=K2βt

(20)

式中：K2按樣本數(shù)據(jù)處理得到，隨αt和Ma不同取值不同，但是根據(jù)圖15可以看出，K2的取值并不是隨αt以及Ma線性變化，所以最終K2的取值可以隨著αt和Ma的變化進行線性插值計算。

綜上所述，可以得到如下公式。

指示動壓：

QCi=(QLC+QRC)/2

(21)

指示靜壓：

PSi=(PLS+PRS)/2

(22)

指示總壓：

Pti=PSi+Qci

(23)

指示馬赫數(shù)：

Mai=f(QCi/PSi)

(24)

真迎角：

αt=[(θL+θR)/2-α0]/K1

(25)

真?zhèn)然牵?/p>

βt=(θL-θR)/K2

(26)

與2.3.1節(jié)內(nèi)容類似，至此按照上述描述，根據(jù)左右局部來流角、局部總/靜壓，即可求得遠端自由流場的指示靜壓PSi、指示動壓QCi、指示總壓Pti、指示馬赫數(shù)Mai四個指示值和真迎角αt、真?zhèn)然铅聇。接下來進行迭代求解計算，求得真實靜壓PS、真實動壓QC、真實馬赫數(shù)Ma。

2.3.3 逆算法模型

由于仿真計算驗證的需要設(shè)計了逆算法，逆算法是基于同樣的氣動建模設(shè)計輸入條件，由PS、QC、Ma、αt、βt計算得到左、右探頭8個測壓點壓力?；舅悸肥峭ㄟ^對Ma、αt、βt進行查表和插值計算，得到左右探頭處局部流場信息，再由局部流場的局部總壓、局部靜壓、局部馬赫數(shù)和局部來流角信息進一步通過模型公式和插值計算得到半圓柱探頭上4個測壓點處的壓力。

3 算法仿真驗證與分析

3.1 仿真結(jié)果

針對算法仿真驗證的基本思路是，截取一段真實的飛參數(shù)據(jù)作為輸入，以動壓QC、靜壓PS、馬赫數(shù)Ma、迎角αt、側(cè)滑角βt為輸入值，通過逆向算法計算得到左右探頭上各4個測壓孔處壓力值。再將8個測壓孔處壓力值帶入到半圓柱探頭大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)解算模型中來，得到解算出的解算動壓QC′、解算靜壓PS′、解算馬赫數(shù)Ma′、解算迎角αt′、解算側(cè)滑角βt′，對比解算前后對應(yīng)數(shù)據(jù)的差值來驗證算法模型的準確性。

仿真的輸入數(shù)據(jù)截取了一段某飛機試飛的飛參數(shù)據(jù)，在該段時間內(nèi)，飛機呈先上升再平飛，先加速再勻速的飛行狀態(tài)，迎角和側(cè)滑角均有較大的變化幅度，具體的仿真結(jié)果如圖16～圖20所示。

圖16 迎角解算結(jié)果

圖17 側(cè)滑角解算結(jié)果

圖18 馬赫數(shù)解算結(jié)果

圖19 靜壓解算結(jié)果

從圖16～圖20的仿真結(jié)果曲線來看，每組仿真曲線的圖(a)為各大氣參數(shù)的輸入值和解算值的對比圖，圖(b)為各大氣參數(shù)的輸入值和解算值的差值曲線圖，迎角的誤差值基本控制在0.2°以內(nèi)，側(cè)滑角的誤差值基本控制在0.01°以內(nèi)，馬赫數(shù)的誤差值基本控制在0.001以內(nèi)，靜壓的誤差值控制在30 Pa以內(nèi)，動壓控制在85 Pa以內(nèi)。仿真結(jié)果表明，本文基于半圓柱體智能探頭設(shè)計的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)算法模型解算精度達到了預(yù)期要求，且迭代收斂穩(wěn)定，能夠基本滿足工程使用上的要求。

圖20 動壓解算結(jié)果

3.2 誤差分析

筆者設(shè)計的基于半圓柱體智能探頭的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)算法模型，主要誤差來源于在正向建模時，由于樣本數(shù)量的限制帶來的數(shù)據(jù)擬合誤差，在模型設(shè)計的后續(xù)階段會采取繼續(xù)通過CFD計算或風洞試驗增加樣本數(shù)量[14]，提高氣動建模精度。

4 結(jié)束語

本文設(shè)計了一種基于新型半圓柱形智能探頭的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)算法模型，介紹了半圓柱探頭外形信息和安裝要求，詳細說明了算法模型的建模思路和過程，并通過仿真驗證證明了該算法模型精度滿足設(shè)計要求，迭代收斂穩(wěn)定。該種模型算法的研究設(shè)計方法可以為后續(xù)相關(guān)設(shè)計工作提供參考,具有較高的理論參考價值和實際應(yīng)用價值[15]。