熊亮，張睿，龍彥志

1.西北工業(yè)大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院，西安 710129

2.成都凱天電子股份有限公司 大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)研究室，成都 610091

飛行器飛行大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)用于測(cè)量表征飛行器的運(yùn)動(dòng)與來流空氣相互關(guān)系的飛行大氣參數(shù)，包括飛行器運(yùn)動(dòng)時(shí)所處的靜態(tài)大氣壓力（靜壓）、來流沖擊壓力（總壓）、所處環(huán)境的大氣溫度、機(jī)體與氣流之間的夾角（迎角、側(cè)滑角）等。

源于噴氣動(dòng)力技術(shù)突破誕生的一代戰(zhàn)斗機(jī)及源于跨聲速面積率、大后掠/三角翼布局、薄翼型、動(dòng)力渦噴發(fā)動(dòng)機(jī)等一系列技術(shù)突破的二代機(jī)［1］，飛行大氣參數(shù)僅作為飛行員對(duì)飛機(jī)操控的引導(dǎo)。而得益于電傳飛控、綜合化航電技術(shù)、加力渦扇發(fā)動(dòng)機(jī)技術(shù)及隱身技術(shù)的發(fā)展誕生的三代機(jī)、四代機(jī)［1］，飛行安全控制及武器精確打擊對(duì)飛行大氣參數(shù)的依賴性逐漸增強(qiáng)，通過大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)獲得的氣壓高度、升降速度、指示空速、真空速、馬赫數(shù)、迎角和側(cè)滑角等飛行大氣參數(shù)已成為機(jī)上飛行控制系統(tǒng)、火控系統(tǒng)、自動(dòng)駕駛儀、發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)、導(dǎo)航系統(tǒng)、環(huán)控系統(tǒng)及空管系統(tǒng)等系統(tǒng)調(diào)控必不可少的數(shù)據(jù)源［2］。

伴隨探測(cè)技術(shù)的進(jìn)步發(fā)展及隱身與反隱身技術(shù)的深入研究與突破，對(duì)敵近距偵察、長期監(jiān)視和毀滅性突襲等作戰(zhàn)需求牽引了飛行器跨代發(fā)展，作為影響現(xiàn)代飛行器飛行安全及武器精確打擊的關(guān)鍵或重要飛行傳感器技術(shù)呈現(xiàn)出明顯跨代發(fā)展特征，快速推動(dòng)了大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)的系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)、壓力受感與轉(zhuǎn)換、參數(shù)解算模型設(shè)計(jì)、復(fù)雜氣象環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)和系統(tǒng)校準(zhǔn)與飛行驗(yàn)證技術(shù)的發(fā)展。

1 大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)發(fā)展現(xiàn)狀

1.1 總體特征

1903 年萊特兄弟實(shí)現(xiàn)的人類歷史第一次有動(dòng)力飛行開啟了飛行器發(fā)展的新紀(jì)元［3-4］，隨后相繼誕生了戰(zhàn)斗機(jī)、運(yùn)輸機(jī)、無人機(jī)、直升機(jī)、浮空器、空天飛機(jī)等多元化飛行器，為人類便捷出行提供了條件，也改變了區(qū)域沖突戰(zhàn)爭模式。源于需求牽引和科技進(jìn)步的推動(dòng)，戰(zhàn)斗機(jī)從偵察與彈藥投放功能單一的一代機(jī)逐步躍升到了當(dāng)今具有隱身、超聲速巡航、超機(jī)動(dòng)和超視距打擊的典型4S 特征［1］，飛行速度覆蓋了幾十公里每小時(shí)到馬赫數(shù)20 范圍［4］，飛行空間從航空空間拓展到了臨近空間和航天空間［5］。在飛行器平臺(tái)跨代發(fā)展需求的牽引下，大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)從僅作為一代機(jī)、二代機(jī)的飛行操控引導(dǎo)逐步躍升為現(xiàn)代飛行器飛行大氣參數(shù)測(cè)量的重要依托，參數(shù)測(cè)量的準(zhǔn)確性、數(shù)據(jù)穩(wěn)定性已成為影響飛行控制穩(wěn)定性、武器投放狀態(tài)初始給定和軌跡推算與控制準(zhǔn)確性的重要因素。

從螺旋槳飛機(jī)開始，以空速管為標(biāo)志的基于感受飛行氣壓的大氣數(shù)據(jù)測(cè)量技術(shù)即已在飛行器上得到普遍應(yīng)用。經(jīng)過100 多年的發(fā)展，基于感受飛行氣壓的大氣數(shù)據(jù)測(cè)量技術(shù)已滿足裝備功能和基本性能需要，但仍受制于氣壓感受原理的局限。因此，與傳統(tǒng)原理非相似，基于激光雷達(dá)原理的大氣數(shù)據(jù)測(cè)量技術(shù)受到了各方面的重視，經(jīng)過近20 年的快速發(fā)展，已經(jīng)進(jìn)入工程化應(yīng)用驗(yàn)證階段。隨著飛行器的跨代發(fā)展，大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)適應(yīng)性地呈現(xiàn)出了集中式、分布式和嵌入式物理特征，從被動(dòng)式探測(cè)開始向全天候主動(dòng)適應(yīng)性探測(cè)轉(zhuǎn)變。

1.2 基于飛行氣壓的大氣數(shù)據(jù)測(cè)量技術(shù)

基于飛行氣壓的大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)是根據(jù)飛行過程中的氣壓進(jìn)而獲得飛行大氣參數(shù)。國內(nèi)外的二代機(jī)、三代機(jī)和四代機(jī)主要采用了基于飛行氣壓測(cè)量的大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)。隨著平臺(tái)跨代發(fā)展，大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)完成了從集中式到分布式，再到嵌入式的發(fā)展過程。

集中式大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)通過空速管感受局部空氣靜壓、飛行總壓，并通過管路將氣壓傳遞給高度表、馬赫數(shù)表等機(jī)械儀表，測(cè)量誤差主要來源于空速管安裝位置處于非理想流場(chǎng)區(qū)域帶來的位置誤差，通過氣動(dòng)補(bǔ)償形面設(shè)計(jì)實(shí)現(xiàn)誤差修正。數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)性不高、管路遲滯誤差大。集中式大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)在早期的二代機(jī)上廣泛應(yīng)用，如美國F-4、俄羅斯米格-21 和中國殲-7。

隨著三代機(jī)對(duì)電傳飛控的使用，增強(qiáng)了飛行控制的智能化、穩(wěn)定性［3］，機(jī)頭載機(jī)雷達(dá)的使用實(shí)現(xiàn)了對(duì)敵探測(cè)和威脅告警［6］，大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)開始介入飛行控制環(huán)路，作為飛行告警的參考數(shù)據(jù)源，并實(shí)現(xiàn)了數(shù)字化，形成了分布式形態(tài)。為滿足飛行大氣參數(shù)的實(shí)時(shí)性、飛行姿態(tài)告警需求，位于機(jī)頭的空速管演變?yōu)橥钩鰴C(jī)身安裝的總靜壓受感器，迎角、側(cè)滑角角度傳感器用于直接獲得迎角、側(cè)滑角信息。在三代半階段實(shí)現(xiàn)了總靜壓受感器與數(shù)字解算部分一體化集成，并以通訊總線的形式向飛行控制系統(tǒng)、飛行采集記錄器等機(jī)載設(shè)備實(shí)時(shí)提供飛行大氣參數(shù)。測(cè)量誤差主要來源于飛行姿態(tài)變化導(dǎo)致的總靜壓受感器、角度傳感器安裝區(qū)域流場(chǎng)變化，通過飛行試驗(yàn)獲得測(cè)量誤差實(shí)現(xiàn)補(bǔ)償。如美國F-15、俄羅斯蘇-27和中國殲-10。

得益于美國20 世紀(jì)50 年代隱身技術(shù)的研究，以美國F-22、俄羅斯蘇-57 和中國殲-20 為代表的戰(zhàn)斗機(jī)實(shí)現(xiàn)了代的跨越［1］。大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)實(shí)現(xiàn)了多功能綜合，取消了迎角和側(cè)滑角傳感器，具備了低雷達(dá)散射截面積（Radar Cross Section，RCS）性能和高動(dòng)態(tài)響應(yīng)特性，并借助多傳感器數(shù)據(jù)融合保證了激波掃掠壓力受感器時(shí)測(cè)量數(shù)據(jù)的穩(wěn)定性［7-10］。

伴隨探測(cè)技術(shù)的進(jìn)一步發(fā)展及隱身技術(shù)的深入研究與突破，對(duì)敵近距偵察、長期監(jiān)視和毀滅性突襲等作戰(zhàn)需求的牽引帶來了飛行器超低可探測(cè)性需求，飛行器機(jī)體外露凸出物數(shù)量大量減少，機(jī)體表面更加光滑連續(xù)［11-12］，翼身融合技術(shù)及扁平翼身融合體飛行控制技術(shù)［13-16］、高超聲速飛行控制技術(shù)［17-19］獲得快速突破和得到工程化應(yīng)用。為滿足扁平飛翼氣動(dòng)布局飛機(jī)總體隱身及氣動(dòng)性能的需要，大氣數(shù)據(jù)傳感器將機(jī)身或機(jī)體頭部作為探頭的本體，實(shí)現(xiàn)與機(jī)身融合及隱身匹配性布局，根據(jù)與靜壓、總壓、迎角、側(cè)滑角特征明顯的多處局部流場(chǎng)壓力信息進(jìn)行飛行大氣參數(shù)的解算，誕生了嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，已在國外多型飛行器上得到應(yīng)用和飛行試驗(yàn)驗(yàn)證。如美國的X-15、F-14、航天飛機(jī)、F-18、X-31、X-33、X-38、X-34、X-43A，日本HYFLEX 以及德國SHEFEX Ⅱ［20-35］。鑒于長航時(shí)、跨區(qū)域數(shù)據(jù)測(cè)量的可靠性需求，帶來了全天候復(fù)雜氣象環(huán)境（雨、雪、砂塵、結(jié)冰等）適應(yīng)性方面的挑戰(zhàn)。

1.3 基于激光雷達(dá)的大氣數(shù)據(jù)測(cè)量技術(shù)

基于激光雷達(dá)的大氣數(shù)據(jù)測(cè)量技術(shù)是一種主動(dòng)式非接觸測(cè)量技術(shù)，采取主動(dòng)探測(cè)載機(jī)周圍大氣流場(chǎng)的物理性質(zhì)以及其與載機(jī)之間的相對(duì)運(yùn)動(dòng)關(guān)系，解算得到飛行大氣參數(shù)。其測(cè)量原理為：通過激光多普勒原理，探測(cè)載機(jī)與周圍宏觀大氣的相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度矢量，解算得到真空速、三軸空速、迎角、側(cè)滑角等［36］；通過光譜測(cè)量原理，探測(cè)載機(jī)周圍宏觀大氣主要成分的分子散射、熱運(yùn)動(dòng)等特征，解算得到大氣密度、大氣靜溫、大氣靜壓等［37］；以上物理量進(jìn)一步解算得到氣壓高度、指示空速、大氣總溫等其他參數(shù)。因而基于激光雷達(dá)的大氣數(shù)據(jù)測(cè)量技術(shù)能夠測(cè)量所有飛行大氣參數(shù)。

美國Ophir 公司［37-39］、Honeywell 公司［40］、NASA［41］、OADS 公司［42］、法國Crouzet［43-44］和Thales 公司［45］、中國航空工業(yè)凱天公司［46-48］和航空工業(yè)自控所［49］等已開展了激光大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)試飛驗(yàn)證工作和三軸激光測(cè)試系統(tǒng)研制，驗(yàn)證了基于激光雷達(dá)原理與基于飛行氣壓的大氣數(shù)據(jù)測(cè)量技術(shù)測(cè)量結(jié)果具有很好的一致性。與基于飛行氣壓的測(cè)量技術(shù)相比，基于激光雷達(dá)原理的大氣數(shù)據(jù)測(cè)量技術(shù)具有測(cè)量原理非相似、不受載機(jī)氣動(dòng)外形影響、無管路遲滯、響應(yīng)速度快、解算模型互逆的特點(diǎn)，為實(shí)現(xiàn)高安全、解決低速甚至負(fù)速［36］下大氣參數(shù)測(cè)量精度下降問題和提供飛行校準(zhǔn)基準(zhǔn)提供了解決思路。為解決激光散射光信號(hào)強(qiáng)度在雨、雪、霧和砂塵等環(huán)境中出現(xiàn)衰減的問題，提升系統(tǒng)信噪比和靈敏度，光子探測(cè)技術(shù)［50-56］將得到深入研究。

2 關(guān)鍵技術(shù)研究現(xiàn)狀

2.1 關(guān)鍵技術(shù)內(nèi)容

能夠適應(yīng)裝備需求的大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)設(shè)計(jì)過程涉及到壓力受感與傳遞轉(zhuǎn)換、參數(shù)解算模型設(shè)計(jì)、校準(zhǔn)與飛行迭代設(shè)計(jì)等關(guān)鍵方面相互影響問題的解決，各關(guān)鍵技術(shù)相互協(xié)調(diào)解決決定了性能優(yōu)越的系統(tǒng)架構(gòu)，相互關(guān)系如圖1 所示。

圖1 關(guān)鍵技術(shù)相互關(guān)系Fig.1 Correlations of key technologies

2.2 系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)技術(shù)

飛行器大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)架構(gòu)與飛行器氣動(dòng)外形息息相關(guān)，不同氣動(dòng)外形的飛行器，機(jī)體表面流場(chǎng)分布必然存在較大差異。大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)架構(gòu)必須根據(jù)氣動(dòng)外形流場(chǎng)分布、隱身性能需求確定系統(tǒng)壓力受感物理形態(tài)和傳遞轉(zhuǎn)換方式，基于系統(tǒng)物理形態(tài)參數(shù)解算數(shù)學(xué)模型需要和系統(tǒng)安全性指標(biāo)確定余度內(nèi)物理件數(shù)量及交聯(lián)關(guān)系，結(jié)合結(jié)冰環(huán)境結(jié)冰強(qiáng)弱狀態(tài)分布、安裝位置物理結(jié)構(gòu)狀況選擇確定受感器分布。

針對(duì)具體的飛行器氣動(dòng)外形，大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)流程如圖2 所示?；谟?jì)算流體力學(xué)（Computational Fluid Dynamics，CFD）仿真數(shù)據(jù)確定全飛行包線內(nèi)、多任務(wù)模式狀態(tài)下流場(chǎng)穩(wěn)定區(qū)域（見圖3），對(duì)安裝位置防塵、防水、防除冰性能進(jìn)行分析，結(jié)合系統(tǒng)算法建模與仿真分析結(jié)果和飛行器隱身性能需求確定系統(tǒng)物理形態(tài)，進(jìn)而確定合理的安裝位置和氣動(dòng)布局，通過初步系統(tǒng)安全性評(píng)估（PSSA）［57］（見圖4）確定系統(tǒng)通道數(shù)量。

圖2 系統(tǒng)架構(gòu)設(shè)計(jì)流程圖Fig.2 Design flowchart of system architecture

圖3 CFD 流程圖Fig.3 Flowchart of CFD

圖4 系統(tǒng)安全性評(píng)估流程Fig.4 Process of system security assessment

2.3 壓力受感技術(shù)

大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)架構(gòu)決定了壓力受感器形態(tài)，而壓力受感方式制約了參數(shù)測(cè)量范圍、RCS性能、參數(shù)解算模型的復(fù)雜度、校準(zhǔn)與飛行驗(yàn)證需求。進(jìn)行飛行氣壓測(cè)量的受感器［58-63］包括總靜壓受感器、多功能壓力受感探頭、機(jī)身壓力受感器和角度傳感器。不同的系統(tǒng)架構(gòu)采用的壓力受感方式存在較大差異，壓力受感方式是影響參數(shù)解算所需的總壓、靜壓、迎角、側(cè)滑角4 個(gè)基本要素能否直接獲得的唯一因素，依托多功能壓力受感探頭和機(jī)身壓力受感器獲得壓力的系統(tǒng)架構(gòu)，系統(tǒng)隱身性能得到提升，參數(shù)耦合度增強(qiáng)。

總靜壓受感器的總壓口具有直孔和錐度孔2 種形式，帶有錐度的總壓孔唇口壁薄、防冰和除冰性能好，總壓感受不敏感角度范圍可達(dá)-20°～20°。多功能壓力受感探頭綜合總靜壓和迎角壓差感受功能，采用氣動(dòng)隱身一體化設(shè)計(jì)RCS 可達(dá)-20～-10 dBsm。壓力感受的氣動(dòng)一致性優(yōu)于0.005 倍動(dòng)壓（QC）。

角度傳感器包括短支桿角度風(fēng)標(biāo)式、長支桿角度風(fēng)標(biāo)式和機(jī)身安裝式3 種形式（見圖5～圖7），可實(shí)現(xiàn)對(duì)迎角、側(cè)滑角的直接測(cè)量。具體思路是采用電位計(jì)、正余弦旋轉(zhuǎn)變壓器、旋轉(zhuǎn)差動(dòng)變壓器和霍爾角位移傳感器將飛行氣流帶來的風(fēng)標(biāo)旋轉(zhuǎn)轉(zhuǎn)換為對(duì)應(yīng)的角度信息，各傳感器的性能情況見表1。

表1 角度傳感器性能Table 1 Angle sensor performance

圖5 短支桿角度風(fēng)標(biāo)式傳感器Fig.5 Short strut angle wind vane sensor

圖6 長支桿角度風(fēng)標(biāo)式傳感器Fig.6 Long strut angle wind vane sensor

圖7 角度傳感器Fig.7 Angle sensor

2.4 壓力傳遞技術(shù)

壓力受感與轉(zhuǎn)換部件之間的傳遞方式、路徑?jīng)Q定了系統(tǒng)數(shù)據(jù)的實(shí)時(shí)性。用于壓力傳遞的管路相當(dāng)于一個(gè)低通濾波器［64-66］，壓力傳遞和調(diào)節(jié)過程時(shí)間與氣體容積、管徑截面積相關(guān)。文獻(xiàn)［67］基于可壓縮牛頓流體黏性應(yīng)力本構(gòu)方程和管路氣體運(yùn)動(dòng)控制方程，建立了終端負(fù)載為容腔的單管徑管路內(nèi)氣體壓力傳遞數(shù)學(xué)模型，綜合考慮管路黏性損失、熱傳遞效應(yīng)的影響，分析了管路頻率響應(yīng)特性，證明了壓力傳遞延遲時(shí)間與管路內(nèi)徑負(fù)相關(guān)，與飛行器飛行高度、管路長度、容腔容積大小正相關(guān)。文獻(xiàn)［68］采用波動(dòng)方程理論建立了變管徑壓力傳遞的數(shù)學(xué)建模，分析得出了文獻(xiàn)［67］的相同結(jié)論，同時(shí)還得出變管徑壓力傳遞與單管徑壓力傳遞具有頻帶和較小的相位滯后，給出了通過基于卡爾曼濾波器算法，依據(jù)最小方差估計(jì)理論實(shí)現(xiàn)壓力推算，實(shí)現(xiàn)了管路延遲誤差補(bǔ)償，但該方法具有計(jì)算量較大、補(bǔ)償精度隨輸入頻率的升高而降低的缺陷。文獻(xiàn)［69］基于一階相位超前校正網(wǎng)絡(luò)模型，通過開環(huán)頻率特性增加軸游離的慣性環(huán)節(jié)，使得轉(zhuǎn)折頻率隨飛行高度增加向低頻方向移動(dòng)，取得了飛行高度60 km 范圍內(nèi)管路延遲<500 ms的效果。

2.5 壓力轉(zhuǎn)換技術(shù)

壓力轉(zhuǎn)換是指將氣壓轉(zhuǎn)換為可供信號(hào)采集與處理的電信號(hào)，方式的選擇決定了轉(zhuǎn)換誤差和數(shù)據(jù)長期穩(wěn)定性。隨著大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)在飛行控制中的重要性增強(qiáng)，壓力轉(zhuǎn)換的性能要求也越來越高，用于大氣數(shù)據(jù)測(cè)量的高精度壓力傳感器主要包括振動(dòng)筒壓力傳感器和諧振式微機(jī)械壓力傳感器2 種［70-74］。

振動(dòng)筒壓力傳感器根據(jù)壓力變化導(dǎo)致振動(dòng)筒壓力傳感器的振動(dòng)筒剛度發(fā)生變化，進(jìn)而改變振動(dòng)筒的固有頻率。振動(dòng)筒中諧振電路以及振動(dòng)筒上的激振線圈和拾振線圈分別對(duì)振動(dòng)筒進(jìn)行激振和拾振，輸出與振動(dòng)筒固有頻率變化相對(duì)應(yīng)的周期信號(hào)，同時(shí)傳感器內(nèi)部的溫度二極管將環(huán)境溫度轉(zhuǎn)換成溫度電壓信號(hào)。

諧振式微機(jī)械壓力傳感器綜合測(cè)量精度優(yōu)于滿量程的0.2‰，長期穩(wěn)定性在每年滿量程0.1‰以內(nèi)。由于其精度高、長期穩(wěn)定性好，由日本橫河、法國Thales 公司和英國Druck 公司研制的各諧振式微機(jī)械壓力傳感器已在軍用、民用領(lǐng)域廣泛應(yīng)用［70］。得益于硅硅鍵合工藝、靜電激勵(lì)/電容檢測(cè)方式、靜電激勵(lì)/壓阻檢測(cè)方式等激勵(lì)方式使得諧振器具有高Q 值、高精度和高穩(wěn)定性；基于鎖相放大器原理的開環(huán)特性測(cè)試系統(tǒng)實(shí)現(xiàn)了對(duì)諧振式微機(jī)械壓力傳感器輸出的微弱低信噪比信號(hào)的檢測(cè)［75-79］，保證了諧振器的幅頻特性、相頻特性，以及對(duì)氣壓的響應(yīng)等關(guān)鍵特性。

2.6 參數(shù)解算模型設(shè)計(jì)技術(shù)

在基于飛行氣壓的大氣數(shù)據(jù)測(cè)量方案中，完整的飛行大氣參數(shù)完全基于總壓（Pt）、靜壓（Ps）、迎角（α）、側(cè)滑角（β）4 個(gè)基本要素和總溫（Tt）通過標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)方程獲得氣壓高度（HP）、動(dòng)壓（QC）、馬赫數(shù)（Ma）、指示空速（Vi）和真空速（Vt）（見圖8）［80-81］，參數(shù)解算模型的復(fù)雜程度與能否獲得準(zhǔn)確的總壓、靜壓、迎角、側(cè)滑角測(cè)量值息息相關(guān)。多功能壓力受感探頭取消了角度傳感器，突破了依靠指示迎角（αi）與由局部上迎角壓力（Pu）、下迎角壓力（Pd）、總壓（Pt）、靜壓（Ps）形成的迎角壓差系數(shù)（CPα）和指示側(cè)滑角（βi）與左機(jī)身靜壓（Psl）、右機(jī)身靜壓（Psr）、總壓（Pt）形成的側(cè)滑角壓差系數(shù)（CPβ）的對(duì)應(yīng)關(guān)系對(duì)指示迎角、指示側(cè)滑角進(jìn)行逐次逼近解算，并對(duì)迎角差（Δα）、側(cè)滑角差（Δβ）進(jìn)行補(bǔ)償，解算的真迎角（αt）、側(cè)滑角（β）誤差均優(yōu)于±0.5°，建立了具有耦合特征的參數(shù)解算基礎(chǔ)模型（見圖9），指示空速解算誤差優(yōu)于±10 km/h；采用大氣/慣導(dǎo)融合數(shù)據(jù)，通過卡爾曼濾波方法實(shí)現(xiàn)大迎角、跨聲速飛行時(shí)參數(shù)的修正，消除了大迎角、跨聲速飛行時(shí)原始測(cè)量大氣參數(shù)的劇烈波動(dòng)性誤差［8-10］。基于機(jī)身多處局部流場(chǎng)壓力（P1，P2，…，Pn）的嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)，局部流場(chǎng)信息與飛行姿態(tài)耦合性增強(qiáng)，總壓、靜壓、迎角、側(cè)滑角均需根據(jù)數(shù)據(jù)分布規(guī)律進(jìn)行推算（見圖10），迎角、側(cè)滑角解算誤差優(yōu)于±0.3°，動(dòng)壓解算誤差優(yōu)于0.002QC。

圖8 大氣參數(shù)解算原理框圖Fig.8 Block diagram of air data calculation

圖9 具有耦合特征的參數(shù)解算模型原理框圖Fig.9 Block diagram of parameter solving model with coupling characteristics

圖10 具有強(qiáng)耦合特征的參數(shù)解算模型原理框圖Fig.10 Block diagram of parameter solving model with strong coupling characteristics

針對(duì)強(qiáng)耦合特征場(chǎng)景應(yīng)用需要，文獻(xiàn)［20-34，82-86］基于HI-FADS 項(xiàng)目建立了基于最小二乘法、三點(diǎn)法的FADS 算法模型和基于χ2分布、奇偶方程的故障檢測(cè)模型，實(shí)現(xiàn)了對(duì)靜壓、動(dòng)壓、迎角和側(cè)滑角的解算和系統(tǒng)容錯(cuò)性設(shè)計(jì)，文獻(xiàn)［87］提出了采用小擾動(dòng)線性化分析法解決了馬赫數(shù)4.5 以下的非線性方程迭代算法收斂性問題。文獻(xiàn)［88-89］利用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法強(qiáng)非線性擬合性能和容錯(cuò)能力特點(diǎn)實(shí)現(xiàn)了參數(shù)解算，避免了對(duì)空氣動(dòng)力學(xué)模型的依賴和風(fēng)洞試驗(yàn)的標(biāo)定，但是存在誤差性能函數(shù)陷入局部最小的缺陷，并且不適當(dāng)?shù)碾[層神經(jīng)元數(shù)也可能導(dǎo)致網(wǎng)絡(luò)欠適配或者過適配，另外學(xué)習(xí)率的選擇缺乏理論指導(dǎo)，單純的依靠神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法獲得的大氣數(shù)據(jù)不能保證飛行器全飛行包線范圍內(nèi)大氣數(shù)據(jù)的精度。文獻(xiàn)［90-91］提出了以Moore-Penrose 廣義逆矩陣為基礎(chǔ)的動(dòng)壓、靜壓和修正參數(shù)的改進(jìn)算法和BP 神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)求解動(dòng)靜壓和形壓系數(shù)的計(jì)算方法，避免了迭代過程中求解逆矩陣，克服了“三點(diǎn)法”中矩陣求逆運(yùn)算帶來的收斂性和穩(wěn)定性分析困難，提高了鈍頭體外形嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性。文獻(xiàn)［92］提出的Kriging 算法避免了神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法冗長的學(xué)習(xí)收斂過程，提高了預(yù)測(cè)精度，但隨著樣本量的增多存在目標(biāo)值發(fā)散和準(zhǔn)確度降低的缺陷。

為滿足飛行器大機(jī)動(dòng)飛行或者稀薄大氣環(huán)境中飛行時(shí)存在大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)精度下降問題，利用FADS/INS 數(shù)據(jù)融合增強(qiáng)了FADS 系統(tǒng)輸出參數(shù)的逼真度。文獻(xiàn)［8-10］提出的基于變參數(shù)互補(bǔ)濾波器和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的跨聲速大氣/慣性迎角兩步融合修正算法，解決了大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)在跨聲速飛行條件下對(duì)飛行迎角的測(cè)量精度問題。飛翼氣動(dòng)布局飛機(jī)嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)根據(jù)感受到的機(jī)身表面局部流場(chǎng)信息進(jìn)行飛行大氣參數(shù)的解算，與常規(guī)氣動(dòng)布局相比，在大迎角、大機(jī)動(dòng)或超聲速飛行時(shí)，跨聲速區(qū)間下限偏低，單純的依靠氣壓信息解算的飛行大氣參數(shù)不可避免出現(xiàn)劇烈波動(dòng)，需要借助機(jī)上不受氣動(dòng)干擾的慣導(dǎo)信息進(jìn)行飛行大氣參數(shù)估算。同時(shí)飛翼氣動(dòng)布局飛機(jī)嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)通過嵌入式大氣數(shù)據(jù)解算模型進(jìn)行靜壓和升降速度的解算，基于飛翼氣動(dòng)布局飛行控制數(shù)據(jù)實(shí)時(shí)性和長時(shí)滯空的需求，需要依據(jù)大氣數(shù)據(jù)測(cè)量信息，借助慣導(dǎo)信息，進(jìn)行合理的數(shù)據(jù)融合，為飛翼氣動(dòng)布局類飛行器提供實(shí)時(shí)性強(qiáng)、穩(wěn)定性高的升降速度信息。

2.7 復(fù)雜氣象環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)技術(shù)

由于壓力受感器的外表面暴露在機(jī)身外側(cè)，在露天停放和執(zhí)行飛行任務(wù)期間，遇到雨、雪、砂塵、潮濕等復(fù)雜氣象環(huán)境不可避免，為保證具備遠(yuǎn)航程、跨多區(qū)域作戰(zhàn)面臨的復(fù)雜氣象環(huán)境適應(yīng)性，滿足狀態(tài)在線監(jiān)測(cè)、視情維修體制和縮短出勤準(zhǔn)備時(shí)間的需要，壓力受感器應(yīng)具有復(fù)雜氣象環(huán)境適應(yīng)性。2008 年B2 轟炸機(jī)關(guān)島墜毀［93］、2009 年法航AF447 空難等闡明了壓力受感器防護(hù)的重要性［94］?，F(xiàn)有的民用、軍用領(lǐng)域?qū)傡o壓受感器、多功能壓力受感探頭和角度傳感器均有專用的標(biāo)準(zhǔn)規(guī)范、試驗(yàn)驗(yàn)證程序?qū)α苡?、砂塵、防冰和除冰要求進(jìn)行規(guī)定［95-103］，但機(jī)身壓力傳感器與蒙皮共形安裝，飛行過程中局部氣流速度、水滴搜集系數(shù)與皮托管存在較大差異，存在受影響更嚴(yán)重情況，缺少規(guī)范指導(dǎo)機(jī)身壓力傳感器的防水、防冰和除冰設(shè)計(jì)與驗(yàn)證。

工程應(yīng)用中首先通過控制測(cè)壓孔開孔尺寸使得水滴受到的表面張力大于其重力和沖力的合力，并將測(cè)壓孔外徑控制在0.7～2.08 mm 范圍內(nèi)降低對(duì)壓力遲滯的影響；另一方面通過采用氣壓管路、水分沉淀腔或沉淀槽等微機(jī)械結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)，進(jìn)行水汽分離，避免水進(jìn)入壓力轉(zhuǎn)換單元內(nèi)部；其次，依托壓力受感器內(nèi)部的防冰和除冰加熱器產(chǎn)生的高溫?zé)崃繉?duì)內(nèi)測(cè)水進(jìn)行一定程度的蒸干。結(jié)合定期清理維護(hù)可以滿足出勤率和完好率。受德國植物學(xué)家Barthlott［104］對(duì)荷葉的“自潔性”源于表面的納米乳突及其上的納米分支結(jié)構(gòu)的解釋［105-107］啟發(fā)，科學(xué)家及工程技術(shù)人員建立了以超快激光技術(shù)（飛秒激光、皮秒激光）、綜合制造技術(shù)制備材料疏水表面理論模型，實(shí)現(xiàn)了水滴接觸角>150°、滾動(dòng)角<10°的超疏水表面實(shí)驗(yàn)室制備［108-116］，也驗(yàn)證了在延緩結(jié)冰、降低冰與基底表面黏附力方面的顯著性能［117-119］，微結(jié)構(gòu)“鎧甲”保護(hù)策略從本質(zhì)上解決了超疏水表面穩(wěn)定性問題［120-121］，有望解決飛翼氣動(dòng)布局飛行器扁平外形造成機(jī)身壓力傳感器測(cè)壓孔法線與飛行器軸線之間的夾角減小導(dǎo)致飛行過程中出現(xiàn)水進(jìn)入氣壓傳遞管路問題，也為有效解決飛行器表面防除冰、降低結(jié)冰探測(cè)器［122-124］結(jié)冰虛警率高問題帶來了新思路。

2.8 系統(tǒng)校準(zhǔn)與飛行驗(yàn)證技術(shù)

由于CFD 仿真精度受到網(wǎng)格數(shù)量、網(wǎng)格類型、數(shù)學(xué)模型的影響，通過縮比模型和有限的試驗(yàn)狀態(tài)在體積、速度受限的風(fēng)洞中獲得的位置誤差、氣動(dòng)影響誤差與真實(shí)飛行狀況之間依然存在差異，需要在科研階段通過專項(xiàng)飛行科目實(shí)現(xiàn)全包線飛行數(shù)據(jù)收集和系統(tǒng)校準(zhǔn)。在科研試飛階段主要通過拖拽靜壓法、速度航道法、GPS 法、標(biāo)準(zhǔn)機(jī)伴飛法、塔畔平飛法和機(jī)頭空速管法對(duì)空速、氣壓高度、迎角、側(cè)滑角進(jìn)行校準(zhǔn)（見表2）［125-127］。機(jī)頭空速管法可直接獲得迎角、側(cè)滑角的真實(shí)值，通過位置布局優(yōu)化和地面風(fēng)洞試驗(yàn)消除氣流偏斜對(duì)總壓、靜壓、迎角和側(cè)滑角的影響，是現(xiàn)行最有效的飛行校準(zhǔn)方法?；诩す饫走_(dá)原理的大氣數(shù)據(jù)測(cè)量技術(shù)直接消除了氣動(dòng)外形影響，能夠很好解決低動(dòng)壓數(shù)據(jù)測(cè)量的敏感性與穩(wěn)定性之間的矛盾，速度測(cè)量誤差可達(dá)±0.5 m/s，為大氣數(shù)據(jù)傳感飛行校準(zhǔn)技術(shù)提供了新的方案。

表2 飛行校準(zhǔn)方法Table 2 Flight calibration method

3 未來發(fā)展方向

根據(jù)美國公布的未來飛行器具有寬隱身、強(qiáng)感知、遠(yuǎn)航程、超敏捷、云網(wǎng)絡(luò)、閃殺傷、積木式組合架構(gòu)、軟件化定義功能等典型能力特征［128-130］，為適應(yīng)未來飛行器寬隱身和遠(yuǎn)航程飛行需要，大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)須在寬頻譜隱身、復(fù)雜氣象環(huán)境強(qiáng)適應(yīng)性、參數(shù)解算模型健壯性方面得到提升，具體體現(xiàn)在以下幾方面：

1）寬頻譜雷達(dá)散射截面積主動(dòng)控制。氣動(dòng)隱身一體化設(shè)計(jì)提升了壓力受感器功能集成，也滿足了一定低可探測(cè)性能需要，但暴露在機(jī)身外表面的外伸式大氣數(shù)據(jù)受感器對(duì)電磁波依然具有一定的反射，在L、S、C、X 波段一定方位角范圍內(nèi)隱身性能劣于-30 dBsm，斜置外形設(shè)計(jì)、隱身涂層、透波材料等電磁波反射削弱方法，對(duì)提升寬頻段和寬方位角隱身性能方面依然存在一定的局限性，需要考慮從傳統(tǒng)的外形、材料隱身向隱身主動(dòng)控制方式轉(zhuǎn)變，實(shí)現(xiàn)RCS 優(yōu)于-30 dBsm 的突破。

2）復(fù)雜氣象環(huán)境自清潔表面狀態(tài)在線監(jiān)控。隨著材料表面疏水技術(shù)的突破、智能化和信息化的發(fā)展，為滿足未來裝備智能化、信息化發(fā)展需求，壓力受感器的復(fù)雜氣象環(huán)境防護(hù)技術(shù)應(yīng)在水、濕氣狀態(tài)在線監(jiān)控，表面結(jié)冰狀態(tài)在線監(jiān)控和防除冰功率能夠自適應(yīng)調(diào)節(jié)，具有“荷葉效應(yīng)”的超疏水、吸波材料成功研制3 方面得到發(fā)展。

3）基于多源信息融合的大氣參數(shù)解算。運(yùn)用信息融合技術(shù)，整合機(jī)載系統(tǒng)的信息資源，建立完善的大氣/慣導(dǎo)融合算法、慣導(dǎo)/動(dòng)力學(xué)模型大氣數(shù)據(jù)解析方法，實(shí)現(xiàn)基于非壓力測(cè)量的大氣數(shù)據(jù)參數(shù)估算，為大氣數(shù)據(jù)備份和大氣層外飛行器大氣數(shù)據(jù)獲取提供解決方案，為飛行器的機(jī)動(dòng)性、可控性和安全性等性能指標(biāo)提升提供有效的飛行大氣參數(shù)。

4）航空裝備飛行大氣參數(shù)溯源統(tǒng)一，實(shí)現(xiàn)分布式區(qū)域大氣參數(shù)協(xié)同。建立飛行大氣參數(shù)唯一溯源和校準(zhǔn)規(guī)范，突破氣壓高度差異在±25 m以內(nèi)，實(shí)現(xiàn)航空裝備“在一個(gè)高度上對(duì)話”，增強(qiáng)與強(qiáng)敵實(shí)戰(zhàn)對(duì)抗干擾條件下集結(jié)編隊(duì)、任務(wù)協(xié)同、飛行安全和聯(lián)合作戰(zhàn)效能。

4 結(jié)束語

在飛行器跨代發(fā)展需求的牽引下，大氣數(shù)據(jù)傳感器隱身性能和復(fù)雜氣象環(huán)境適應(yīng)性提升，參數(shù)解算多姿態(tài)耦合特征增強(qiáng)，基于激光雷達(dá)原理的飛行大氣參數(shù)測(cè)量技術(shù)為基于氣壓的飛行大氣參數(shù)測(cè)量校準(zhǔn)提供了新思路，測(cè)壓孔布局逐漸擺脫受感器安裝位置對(duì)流場(chǎng)分布的強(qiáng)依賴性。

未來寬頻譜隱身、跨區(qū)域遠(yuǎn)航程飛行與聯(lián)合作戰(zhàn)等需求必將顛覆大氣數(shù)據(jù)傳感器RCS 的控制方式，形成表面自清潔能力和多信息源融合數(shù)據(jù)重構(gòu)能力，構(gòu)建溯源統(tǒng)一的飛行大氣參數(shù)校準(zhǔn)機(jī)制。