一种超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法与流程

本发明涉及故障处理技术领域，尤其涉及一种超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法。

背景技术：

传统测量技术一般采用探出式测量方案(如，探出式空速管和角度传感器组合)实现对飞行来流马赫数、攻角、侧滑角等大气参数的测量。但是，随着航空航天技术的发展，探出式测量方案的局限性愈加明显。例如，当飞行器处于较高马赫数飞行状态时，其前端突出的测量装置难以适应头部极高温度，并且其与周围大气相互作用形成的激波干扰将影响飞行器的气动性能；另外，飞行器在大攻角飞行状态下，前端突出的测量装置将可能成为引起头部涡流及侧向不稳定的主要因素，导致飞行器控制品质下降。

然而，大气层内超声速/高超声速飞行器的吸气式动力系统工作控制、气动热管理与控制、高精度飞行控制等领域均对高精度飞行来流参数均有迫切需求。故，嵌入式大气数据测量装置(Flush Air Data System，FADS)逐渐被应用，FADS通过直接测量飞行器表面压力，对飞行器表面压力进行解算，得到飞行来流马赫数、攻角、侧滑角等大气参数，具有精度高且能满足超/高超声速飞行条件的特点。

由上可知，在现有的FADS测量方案中，飞行器表面压力场(多个压力点)数据的可靠测量是FADS解算大气数据的基础，目前，通常是通过对压力测量进行硬件冗余的方式来提高FADS测量数据的可靠性，确保解算得到的大气数据的准确性。然而，硬件冗余的处理方式需要增加大量额外的硬件设备，结构复杂，成本较高。

技术实现要素：

本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法，在实现压力测量故障的判别和修复以及提高FADS测量数据可靠性的同时降低了成本。

为了解决上述技术问题，本发明公开了一种超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法，所述方法包括：

分别获取通过惯性测量装置测量得到的第一飞行参数和获取通过嵌入式大气数据测量装置FADS测量得到第二飞行参数；其中，所述第一飞行参数包括：H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins；H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins分别表示通过惯性测量装置测量得到的飞行高度、马赫数、攻角和侧滑角；所述第二飞行参数包括：Ma_∞、α_∞、β_∞和P_∞；其中，所述Ma_∞、α_∞、β_∞和P_∞分别表示通过FADS测量得到马赫数、攻角、侧滑角和静压；

根据所述第一飞行参数确定参考五路压力值P_ic；以及，根据所述第二飞行参数确定实测五路压力值P_i；其中，i＝1、2、3、4、5；

根据所述参考五路压力值P_ic与所述实测五路压力值P_i的比较结果，确定故障的压力测点；

根据第一飞行参数和第二飞行参数之间的风场修正关系，对确定故障的压力测点进行压力修复。

在上述超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法中，根据所述第一飞行参数确定参考五路压力值P_ic，包括：

获取标准五路压力值P_iz和标准大气压力H～p_∞；其中，H表示海拔高度，p_∞表示海拔高度H对应的大气压力；

用所述第一飞行参数线性插值所述标准五路压力值P_iz和标准大气压力，得到所述参考五路压力值P_ic。

在上述超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法中，所述方法还包括：

通过对典型飞行来流状态参数进行仿真处理，得到所述标准五路压力值P_iz。

在上述超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法中，所述第二飞行参数与所述实测五路压力值P_i满足如下对应关系：

在上述超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法中，所述第一飞行参数和所述第二飞行参数满足如下风场修正关系：

其中，C、D和F分别为修正系数矩阵。

在上述超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法中，根据第一飞行参数和第二飞行参数之间的风场修正关系，对确定故障的压力测点进行数据恢复，包括：

当p₅对应的压力测点正常、p₁、p₂、p₃和p₄对应的压力测点有一路故障时，根据公式(1)、(2)和(3)，可以确定压力修复公式如下：

其中，

当p₁、p₂、p₃和p₄对应的压力测点正常、p₅对应的压力测点故障时，根据公式(1)、(2)和(3)，可以确定压力修复公式如下：

其中，f₅(Ma_ins)＝f₁(Ma_ins)+f₂(Ma_ins)；

使用通过软冗余修复得到的压力P_i'替换故障压力测点的压力P_i。

在上述超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法中，根据所述参考五路压力值P_ic与所述实测五路压力值P_i的比较结果，确定故障的压力测点，包括：

根据如下公式确定实测五路压力值P_i与参考五路压力值P_ic的比值Δ_i：

Δ_i＝|(P_i-P_ic)/P_ic|*100％

当Δ_i小于等于设定阈值时，确定第i个压力测点正常，否则，确定第i个压力测点故障。

本发明与现有技术相比的优点在于：

通过本发明实现了压力测量的软冗余，可以对压力测量过程中的故障进行判别和修复、提高了FADS测量数据的可靠性；且，不需要增加额外的硬件设备，简化了设备结构，降低了设备成本。

附图说明

图1是本发明实施例中一种超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法的步骤流程图；

图2是本发明实施例中一种基于飞行器头锥的五点式测压孔布局示意图；

图3是本发明实施例中一种FADS装置的工作流程示意图。

具体实施方式

为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公共的实施方式作进一步详细描述。

参照图1，示出了本发明实施例中一种超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法的步骤流程图。在本实施例中，所述超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法包括：

步骤101，分别获取通过惯性测量装置测量得到的第一飞行参数和获取通过嵌入式大气数据测量装置FADS测量得到第二飞行参数。

在本实施例中，安装在飞行器上的惯性测量装置可以对飞行器的飞行高度、马赫数、攻角和侧滑角等飞行参数进行测量。优选的，所述第一飞行参数至少可以包括：H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins；其中，H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins分别表示通过惯性测量装置测量得到的飞行高度、马赫数、攻角和侧滑角。安装在飞行器上的FADS可以对飞行器的马赫数、攻角、侧滑角和(大气)静压等飞行参数进行测量。优选的，所述第二飞行参数至少可以包括：Ma_∞、α_∞、β_∞和P_∞；其中，所述Ma_∞、α_∞、β_∞和P_∞分别表示通过FADS测量得到马赫数、攻角、侧滑角和静压。

其中，需要说明的是，某一时刻飞行来流参数(Ma_∞，α_∞，β_∞，P_∞)与五路分布压力值p₁、p₂、p₃、p₄和p₅之间具有一一对应关系是FADS测量的理论基础。也即，所述第二飞行参数与所述实测五路压力值P_i满足如下对应关系：

步骤102，根据所述第一飞行参数确定参考五路压力值P_ic；以及，根据所述第二飞行参数确定实测五路压力值P_i。

在本实施例中，i的取值可以如下：i＝1、2、3、4、5。

在上述超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法中，优选的，参考五路压力值P_ic的可以通过如下方式确定：

子步骤S1，获取标准五路压力值P_iz和标准大气压力H～p_∞；其中，H表示海拔高度，p_∞表示海拔高度H对应的大气压力。

在本实施例中，可以通过对典型飞行来流状态参数进行仿真处理，得到所述标准五路压力值P_iz。优选的，可以通过CFD(Computational Fluid Dynamics，计算流体动力学)仿真计算获得典型飞行来流状态对应的五路压力值：P_1z、P_2z、P_3z、P_4z和P_5z，P_1z、P_2z、P_3z、P_4z和P_5z即为标准五路压力值P_iz。

子步骤S2，用所述第一飞行参数线性插值所述标准五路压力值P_iz和标准大气压力，得到所述参考五路压力值P_ic。

在本实施例中，用惯性测量装置测量得到的H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins插值标准五路压力值和标准大气压力，可获得五路压力的参考值：参考五路压力值P_ic。

在上述超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法中，如前所述，第二飞行参数与所述实测五路压力值P_i满足如下对应关系：根据此公式可以确定实测五路压力值P_i。

步骤103，根据所述参考五路压力值P_ic与所述实测五路压力值P_i的比较结果，确定故障的压力测点。

在本实施例中，如前所述，用飞行器上的惯性测量装置测量得到的H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins插值标准五路压力值和标准大气压力可获得五路压力的参考值。然而惯性测量装置测量的H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins因其不能实时感知大气风场(如，大气气压、气温、风速、风向等)，与实际飞行来流参数Ma_∞、α_∞、β_∞和P_∞存在一定差异。因此，通过惯性测量装置测量第一飞行参数插值标准五路压力值和标准大气压力获得的参考五路压力值与通过CFD测量确定的实际五路压力值存在差异，将此种压力差异进行无量纲处理，可用Δ_i表示：Δ_i＝|(P_i-P_ic)/P_ic|*100％。

在本实施例中，优选的，可以根据Δ_i＝|(P_i-P_ic)/P_ic|*100％确定实测五路压力值P_i与参考五路压力值P_ic的比值Δ_i；当Δ_i小于等于设定阈值时，确定第i个压力测点正常，否则，确定第i个压力测点故障。优选的，所述设定阈值可以是20％。

步骤104，根据第一飞行参数和第二飞行参数之间的风场修正关系，对确定故障的压力测点进行压力修复。

在本实施例中，考虑大气风场的因素及实际测点位置压力关系，第一飞行参数与第二飞行参数存在风场修正关系，可简化表示为：

其中，C、D和F分别为修正系数矩阵，可以通过标准数据及风洞试验提前进行标定。

优选的，在本实施例中，所述根据第一飞行参数和第二飞行参数之间的风场修正关系，对确定故障的压力测点进行数据恢复，具体可以包括：

当p₅对应的压力测点正常、p₁、p₂、p₃和p₄对应的压力测点有一路故障时，根据公式(1)、(2)和(3)，可以确定压力修复公式如下：

其中，

当p₁、p₂、p₃和p₄对应的压力测点正常、p₅对应的压力测点故障时，根据公式(1)、(2)和(3)，可以确定压力修复公式如下：

其中，f₅(Ma_ins)＝f₁(Ma_ins)+f₂(Ma_ins)；

在本实施例中，可以使用通过软冗余修复得到的压力P_i'替换故障压力测点的压力P_i。对五路压力中仅有一路压力测点故障情况下，故障压力测点的压力可以直接通过上述方案进行软冗余修复，无需增加压力测量硬件进行硬件冗余。

在上述实施例的基础上，下面结合一个实例对所述超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法进行进一步说明。

参照图2，示出了本发明实施例中一种基于飞行器头锥的五点式测压孔布局示意图。其中，飞行器头锥包括5个测压孔：测压孔5位于头锥尖端，用于测量超声速来流激波后总压；测压孔1、2、3、4严格位于锥面同一截面四个象限线上，用于测量锥面静压。

在上述图2的基础上，结合图3，示出了本发明实施例中一种FADS装置的工作流程示意图。在本实施例中，所述FADS装置可以用于执行所述超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法，具体的，工作流程如下：

①提前装订数据：

首先，通过CFD进行仿真计算，获取典型状态飞行器表面压力P_1z,P_2z,P_3z,P_4z,P_5z。其中，一组优选的典型状态如下：马赫数Ma2.0～Ma4.0(间隔0.25)；攻角范围-12°～+12°(间隔2°)；侧滑角范围-6°～+6°(间隔2°)；查阅标准大气数据获取标准大气压力：H～p_∞(海拔高度－大气静压数据)；其中，H范围0～30km，H间隔100m。

然后，将P_1z,P_2z,P_3z,P_4z,P_5z和H～p_∞装订到FADS存储器上。

②将飞行器内部惯性测量装置测量到的飞行高度、马赫数、攻角、侧滑角数据(H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins)引入FADS解算器中。

③FADS解算器从存储器中获取①中提前装订的数据，基于引入的H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins对①中提前装订的数据进行线性插值，获得参考五路压力值P_1c,P_2c,P_3c,P_4c,P_5c。

④压力判断模块将FADS实测的实测五路压力值(P_i，i＝1、2、3、4、5)与参考五路压力值(P_ic，i＝1、2、3、4、5)比较Δ_i：Δ_i＝|(P_i-P_ic)/P_ic|*100％，如果Δ_i≤20％，则第i个压力测点正常，否则，第i个压力测点故障。

⑤修复模块可以基于如下方式进行故障压力修复：

当p₅对应的压力测点正常、p₁、p₂、p₃和p₄对应的压力测点有一路故障时,压力修复公式如下：

其中

当p₁、p₂、p₃和p₄对应的压力测点正常、p₅对应的压力测点故障时，压力修复公式如下：

其中，f₅(Ma_ins)＝f₁(Ma_ins)+f₂(Ma_ins)。

C、D、F为系数矩阵，通过标准数据及风洞试验提前进行标定。使用通过软冗余恢复的压力P₅'替换实测故障压力P_i，使用处理后的五路压力P₅'继续进行后续的大气数据解算。

⑥解算模块根据各测点的压力进行大气参数解算。

⑦输出模块输出⑥的计算结果。

综上所述，本发明实施例所述的超声速飞行器表面压力测量故障的软冗余方法,实现了压力测量的软冗余，可以对压力测量过程中的故障进行判别和修复、提高了FADS测量数据的可靠性；且，不需要增加额外的硬件设备，简化了设备结构，降低了设备成本。

本说明中的各个实施例均采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可。

以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。