一种嵌入式大气测量装置性能评估方法
【技术领域】
[0001] 本发明属于超声速或高超声速嵌入式大气数据测量装置测量性能评估技术领域， 具体涉及一种嵌入式大气测量装置性能评估方法。
【背景技术】
[0002] 嵌入式大气数据测量装置（Flush Air Data System,简称"FADS")通过直接测量 飞行器表面压力解算飞行来流马赫数、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。
[0003] 传统测量技术一般通过探出式空速管和角度传感器组合实现对上述数据的测量。 探针式测量技术发展比较成熟，但是随着航空航天技术的发展，其技术方案的局限性愈加 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W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，前端大气数据测量装置将可能成为引起头部润流及侧向不稳定的 主要因素，导致飞行器控制品质下降。
[0004] 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 巧1|、高精度飞行控制等领域对高精度飞行来流参数均有迫切需求，FADS在临近空间超声速 /高超声速飞行器上有广泛的应用前景。嵌入式大气数据测量装置技术新、难度大，国内相 关技术刚起步不久，还面临一系列关键技术需要攻克。
[0005] 嵌入式大气数据测量装置性能评估技术是嵌入式大气数据测量装置研制的关键 技术之一。嵌入式大气数据测量装置性能精度高，马赫数高且范围宽，送对评估基准数据精 度提出了严苛的要求。传统的亚声速大气测量装置飞机挂飞评估技术无法满足嵌入式大气 数据测量系统的高马赫数需求；地面风洞试验评估方法存在天地差异不能全面模拟飞行过 程力、热环境，评估大气测量装置测量性能具有一定局限性。
【发明内容】
[0006] 本发明的目的在于提供一种嵌入式大气测量装置性能评估方法，解决超声速、高 超声速嵌入式大气数据测量装置的测量性能评估的问题；
[0007] 本发明的技术方案如下；一种嵌入式大气测量装置性能评估方法，该方法具体包 括如下步骤：
[0008] 步骤1、测量获得飞行试验剖面内气象数据；
[0009] 步骤2、通过地面经缔仪及弹上惯组同步测量导弹实际飞行弹道参数；
[0010] 步骤3、通过遥测系统同步获取大气测量装置，测量压力场数据及大气参数解算数 据；
[0011] 步骤4、利用风场数据修正弹道参数，获得基准来流参数；
[0012] 步骤5、根据导弹飞行高度、大气气压、来流马赫数、来流攻角W及来流侧滑角数据 沿弹道不同时刻导弹头部表面压力场数据进行气动仿真预示，并在判断局部压力场测量正 确的前提下，大气测量装置有效进行大气参数解算；
[0013] 步骤6、比较大气测量装置输出的马赫数、攻角、及滑角与上述步骤获得的飞行来 流基准大气参数来流马赫数、来流攻角、来流侧滑角，从而获得大气测量装置大气参数测量 精度，W评价大气测量装置测量性能是否满足指标要求。
[0014] 所述的步骤4具体包括：
[0015] 步骤4. 1、在发射坐标系下将实测大气风速、风向数据与弹体坐标系下飞行对地速 度进行叠加获得相对飞行来流速度；
[0016] 步骤4. 2、根据大气风场气温测量结果插值获取沿飞行弹道不同时刻声速；
[0017] 步骤4. 3、在考虑实际大气风场的飞行来流速度和声速情况下，计算获得沿飞行弹 道不同时刻飞行来流马赫数、来流攻角W及来流侧滑角。
[0018] 所述的步骤1中获得飞行试验剖面内气象数据具体为：
[0019] 在飞行试验前，通过地面气象雷达、探空气球测量飞行试验剖面内气象数据，即高 度Η = 0~20km范围内气压P、气温T、风速Vf、风向Φ，其中，气温测量偏差± 1. 5°C、风速 测量偏差±10% *Vf m/s、风向测量偏差在风速> 25m/s条件下为±5°，在风速《25m/s 条件下为±10。。
[0020] 所述的步骤2具体为：
[0021] 通过地面经缔仪及弹上惯组同步测量导弹实际飞行弹道参数，包括导弹飞行速度 Vd(对地）、俯仰角口、偏航角Ψ、滚转角Y、高度H，弹道速度测量偏差不大于0. 2m/s，其中， 上述参数不包括实际风场影响。
[0022] 所述的步骤5具体为：
[0023] 根据导弹飞行高度H、大气气压P、来流马赫数Ma。、来流攻角α。W及来流侧滑角 目。数据沿弹道不同时刻导弹头部表面压力场Pi。数据进行气动仿真预示；将大气测量装置 实测导弹头部表面压力场Pi曲线与气动仿真预示导弹头部表面压力场Pi。曲线进行比较， 两者相差小于2%，则局部压力场测量正确，大气测量装置可有效地进行大气参数解算。
[0024] 所述的步骤6具体为：
[00巧]比较大气测量装置输出的马赫数Ma、攻角α、及滑角目与上述步骤获得的飞行 来流基准大气参数来流马赫数Ma。、来流攻角α。、来流侧滑角目。，从而获得大气测量装置 大气参数测量精度AMa = Ma-Ma。、Δα = α-α〇、Δ目二目-目。；在马赫数2.0~3. 5、 攻角、侧滑角-10°~+10°的范围内，马赫数、攻角、侧滑角测量精度满足AMa《 ±0.06、 Δ α《1°、Δ目《Γ，W此评价大气测量装置测量性能是否满足指标要求。
[0026] 所述的步骤4. 1具体步骤为：
[0027] 在发射坐标系下将实测大气风速Vf、风向Φ数据与弹体坐标系下飞行对地速度 进行叠加获得相对飞行来流速度V为
[0028]
[0029] 其中，Vx = Vdx+Vfx，Vy = Vdy+Vfy，Vz = Vdz+Vfz ;
[0030] 坐标转换公式如下：
[0031]
[003引其中，xi、yi、zi为弹体坐标系下的参数；Xi。、yi。、Zi。为发射坐标系下的参数。
[0033] 所述的步骤4. 2中沿飞行弹道不同时刻声速具体为：
[0034] 根据大气风场气温测量结果插值获取沿飞行弹道不同时刻声速<3 ;。如長f，其中，k 为气体比热比；R为气体常数；T为气体温度。
[0035] 所述的步骤4. 3的具体步骤为：
[0036] 在考虑实际大气风场的飞行来流速度V W及声速a情况下，沿飞行弹道不同时刻 飞行来流马赫数为：
[0037] Ma〇 = V/a [00測来流攻角为：
[0039] α。= -arctan (Vy/vJ
[0040] 其中，Vy为速度坐标系的y向速度；Vy为速度坐标系下的X向速度；
[0041] 来流侧滑角为：
[0042] 目。=arcsin (Vz/v)
[0043] 其中，V,为速度坐标系下的z向速度；V为速度坐标系下的和速度；
[0044] Ma。来流马赫数的精度为0. 03 ; α。来流攻角的精度为±0. 2° ;目。来流侧滑角的 精度为±0.2°。
[0045] 本发明的显著效果在于；本发明所述的一种嵌入式大气测量装置性能评估方法， 可获得较高精度的实际飞行来流基准大气参数，在马赫数2. 0~3. 5范围内实际飞行来流 马赫数偏差为±0.03;-10°~+10°范围内攻角、侧滑角精度为±0.2°，用此高精度基准 大气参数数据可对嵌入式大气测量装置测量精度进行有效评估。
【附图说明】
[0046] 图1为本发明所述的一种嵌入式大气测量装置性能评估方法流程图。
【具体实施方式】
[0047] 下面结合附图及具体实施例对本发明作进一步详细说明。
[0048] 如图1所示，一种嵌入式大气测量装置性能评估方法，该方法具体包括如下步骤：
[0049] 步骤1、测量获得飞行试验剖面内气象数据；
[0050] 在飞行试验前，通过地面气象雷达、探空气球测量飞行试验剖面内气象数据，即高 度Η = 0~20km范围内气压Ρ、气温Τ、风速Vf、风向Φ，其中，气温测量偏差±1. 5°C、风速 测量偏差±10% *Vf m/s、风向测量偏差在风速> 25m/s条件下为±5°，在风速《25m/s 条件下为±10。；
[0051] 步骤2、通过地面经缔仪及弹上惯组同步测量导弹实际飞行弹道参数；
[0052] 通过地面经缔仪及弹上惯组同步测量导弹实际飞行弹道参数，包括导弹飞行速度 Vd(对地）、俯仰角心、偏航角Ψ、滚转角Y、高度H，弹道速度测量偏差不大于0. 2m/s，其中， 上述参数不包括实际风场影响；
[0053] 步骤3、通过遥测系统同步获取大气测量装置，测量压力场数据及大气参数解算数 据；
[0054] 步骤4、利用风场数据修正弹道参数，获得基准来流参数；
[00巧]步骤4. 1、在发射坐标系下将实测大气风速、风向数据与弹体坐标系下飞行对地速 度进行叠加获得相对飞行来流速度；
[0056] 在发射坐标系下将实测大气风速Vf、风向Φ数据与弹体坐标系下飞行