一种嵌入式大气数据传感系统标定方法与流程

本发明涉及嵌入式大气数据传感系统标定设计，特别是涉及嵌入式大气数据传感系统风洞试验标定方法，属于嵌入式大气数据传感技术领域。

背景技术：

嵌入式大气数据传感(Flush Air Data Sensing,FADS)系统，依靠压力传感器阵列测量飞行器表面的压力分布，通过特定算法间接获得静压、马赫数、攻角、侧滑角等飞行大气数据。FADS系统是超声速飞行器获取飞行大气数据作为飞行控制输入的主要途径，特别是对于吸气式的超声速飞行器尤为重要。

FADS系统标定包括风洞试验和飞行试验标定，但是由于飞行试验总体技术非常复杂、研制经费昂贵、靶场协调困难和试验准备周期长等，所以开展飞行试验标定难度非常大。因此地面风洞试验成为FADS系统标定主要技术手段。FADS系统风洞试验标定是一项极其精细的特种试验，受到流场品质、模型设计加工和安装等多方面因素的影响。

FADS系统主要工作原理是依靠压力传感器阵列测量飞行器表面的压力分布，通过特定算法间接获得飞行器来流大气数据。因此系统标定的首要关键技术难点是获得稳定、均匀的高品质风洞流场，保证模型上测点的压力值不受外界其它因素影响才能准确标定FADS系统的测量精度。如果未能排除外界其它因素干扰，即无法准确标定FADS系统准确测量精度，将导致FADS系统研制失败。对于国内现有的生产型风洞，风洞流场品质设计通常均是按照国军标技术标准而设计的，主要满足飞行器测力和测压等常规试验任务要求，风洞试验段内大部分位置流场品质是无法满足FADS系统标定类似的特种试验。因此要完成风洞试验标定必需对风洞流场结构进行深入分析研究，避开各种干扰寻找适合FADS系统标定的流场区域。风洞试验中影响流场品质主要受台阶波和洞壁干扰两个方面影响因素。台阶波是由风洞的喷管与试验段对接的缝隙产生膨胀波系组成，无法消除影响只能避开。洞壁干扰是由试验模型头部托体激波打到洞壁反射造成，只能通过设计模型堵塞比和控制试验最大攻角以降低其影响。以上两种因素均会影响FADS系统测压点阵列布局上的压力值，造成算法解算结果出现偏差，严重影响FADS系统标定测量精度。第二个关键技术难点是模型设计和加工，必需要保证测压点的位置误差，测压孔与壁面垂直度，确保模型对接处的安装结构强度，以防试验过程中超声速高频抖振产生松动造成测量误差。第三个关键技术难点是试验模型的安装精度控制，对于吸气式导弹的轴对称模型，模型换装最容易出现周向偏差，对攻角和侧滑角测量误差将产生明显影响。因此在安装模型后必需按照一定标准进行相应的检测和微调。

由于国内FADS系统研究起步较晚，对系统标定方法还未形成具体的标准，缺乏系统标定的相关技术指标。

技术实现要素：

本发明为了克服现有风洞技术条件的不足，提出了一种嵌入式大气数据传感系统标定方法，可以准确标定系统的测量精度。

本发明目的通过如下技术方案予以实现：

提供一种嵌入式大气数据传感系统标定方法，包括如下步骤：

(1)获取超声速风洞的参数，喷管长度L1mm，截面尺寸B1mm×B1mm，试验马赫数Ma为2.0～4.0，飞行器原型长度为L2mm，等效直径为Dmm；根据试验需求预估攻角范围为-α～α；

(2)利用纹影技术测量马赫数2～4时，上下台阶波的角度和上下波交点的位置，测量交点距离喷管入口截面位置尺寸X1mm，上下波与喷管截面构成区域的锥体，沿风洞来流方向的中心面为等腰三角形，底角α2和顶角α3；

(3)取模型缩比的比例值Sc为1；

(4)当台阶波交点X1<1/2L1mm时，选定喷管后段作为试验区域，支杆长度L₀计算公式为：

当台阶波交点X1≥1/2L1mm，选定前段试验区域，支杆长度L₀计算公式为：

L₀≥(Sc.D/2)/tan((arctan(B₁/(L₁-L₃))×180/π-α)×π/180)+L₃-L₄-100

其中攻角机构转心距离喷管出口为L3mm，攻角机构与支杆接头距离喷管出口L4mm；

(5)如果计算出的支杆的长度L₀不处于有效范围，则重新调整步骤攻角范围和缩比的比例值，取Sc＝Sc-0.1或α＝α-2，返回步骤(4)；如果L₀处于有效范围，则确定α，Sc和L₀；

(6)按照缩比的比例值Sc缩比后的尺寸加工飞行器模型，按照L₀加工支杆；

(7)将嵌入式大气数据传感系统安装在飞行器模型内部，飞行器模型通过支杆安装在攻角机构上；

(8)在马赫数2～4范围内进行风洞吹风，攻角机构在-α到α范围内运行，嵌入式大气数据传感系统测量飞行器模型的静压、马赫数、攻角和侧滑角；将嵌入式大气数据传感系统测的飞行器模型的静压、马赫数、攻角和侧滑角量与风洞系统测量的飞行器模型的静压、马赫数、攻角和侧滑角相比较，判断大气数据传感系统测量是否准确。

优选的，支杆的长度L₀的有效范围为大于0.1L1，且小于0.6L1。

优选的，判断嵌入式大气数据传感系统测量是否准确的具体方法为：静压误差≤500Pa，马赫数误差≤0.1，攻角误差≤0.5°，侧滑角误差≤0.5°，则判断嵌入式大气数据传感系统测量准确；如果其中有参数误差超过阈值范围则，判断嵌入式大气数据传感系统该参数测量误差精度未达到设计要求。

优选的，按照Sc加工飞行器模型，飞行器模型表面各尺寸精度要求达到±0.02mm，飞行器模型表面测压孔位置要求：位于飞行器模型顶点的测压孔位置周向偏差小于0.1mm，垂直度误差≤3′，弹壁上测压孔的位置轴向误差小于0.1mm，周向误差小于0.1mm，加工完测压孔后，对飞行器模型表面抛光。

优选的，飞行器模型安装在支杆上后水平度误差≤3′。

优选的，测压孔内安装测压管路，测压传感器经测压管路引出安装在飞行模型表面，飞行器模型安装完成后，对测压孔加压到105kPa～130kPa，嵌入式大气数据传感系统反应时间≤0.5s，稳定时间≥3s；负压到90kPa～5kPa，系统反应时间≤0.5s。

本发明与现有技术相比具有如下优点：

(1)本发明通过调整飞行器模型的安装位置(支杆的长度)和尺寸，避开了台阶波的干扰，获得均匀的流场，保证风洞试验的品质。该方法的系统标定结果精度高、效率高和可靠性高。

(2)本发明通过调整飞行器模型的尺寸和攻角范围，避开了洞壁干扰，进一步提高试验精度，确保试验的可信度。

(3)本发明规定了模型精度和测压管路的密封检测标准，保证了试验的可靠性。

附图说明

图1为本发明实施例中飞行器模型的初始尺寸示意图；

图2为本发明实施例中FADS系统及风洞标定模型安装示意图；

图3为本发明的试验示意图。

具体实施方式

参见图1，FADS系统安装在飞行模型内部，P1至P9为FADS系统的测压管路，测压传感器经测压管路引出安装在飞行模型表面，测量表面压力。飞行模型通过支杆安装在风洞试验段中，参见图2。飞行模型通过支杆安装在攻角机构上，在攻角机构的控制下绕攻角机构的转心旋转，试验时旋转的范围为攻角范围为-α～α。

利用纹影技术测量超声速风洞台阶波波形和交点位置，如图3所示，常规方法使用的飞行器模型，由于没有考虑台阶波的影响，处于台阶波的作用范围内，造成标定失败，本发明考虑台阶波的影响，将飞行器模型安置在台阶波的作用范围之外，确保风洞试验标定过程模型避开台阶波，利用台阶波交点位置计算获得模型缩比比例值和支杆长度。具体包括下列步骤：

(1)获取超声速风洞的参数，喷管长度L1mm，截面尺寸B1mm×B1mm，试验马赫数Ma为2.0～4.0；飞行器原型长度为L2mm，等效直径为Dmm；根据试验需求预估攻角范围为-α～α；

(2)利用纹影技术测量马赫数2～4时，获取上下台阶波的角度和上下波交点的位置，测量交点距离喷管入口截面位置尺寸X1mm，上下波与喷管截面构成区域的锥体，沿风洞来流方向的中心面为等腰三角形，底角α2和顶角α3；

(3)取模型缩比的比例值Sc为1；

(4)当台阶波交点X1<1/2L1mm时，选定喷管后段作为试验区域，支杆长度L₀计算公式为：

当台阶波交点X1≥1/2L1mm，选定前段试验区域，支杆长度L₀计算公式为：

L₀≥(Sc.D/2)/tan((arctan(B₁/(L₁-L₃))×180/π-α)×π/180)+L₃-L₄-100

其中攻角机构转心距离喷管出口为L3mm，攻角机构与支杆接头距离喷管出口L4mm；

(5)如果计算出的支杆的长度L₀不处于有效范围，则重新调整步骤攻角范围，取Sc＝Sc-0.1或α＝α-2，返回步骤(4)；如果L₀处于有效范围，则确定α，Sc和L₀；支杆的长度L₀的有效范围为大于0.1L1，且小于0.6L1，如果不在有效范围内，模型无法正常安装；

(6)按照Sc加工飞行器模型，按照L₀加工支杆；

(7)嵌入式大气数据传感系统安装在飞行器模型内部，飞行器模型通过支杆安装在攻角机构上；

(8)在马赫数2～4范围内进行风洞吹风，攻角机构在-α到α范围内运行，嵌入式大气数据传感系统测量飞行器模型的静压、马赫数、攻角和侧滑角；将大气数据传感系统测的飞行器模型的静压、马赫数、攻角和侧滑角量与风洞系统测量的飞行器模型的静压、马赫数、攻角和侧滑角相比较，判断大气数据传感系统测量是否准确。判断大气数据传感系统测量是否准确的具体方法为：静压误差≤500Pa，马赫数误差≤0.1，攻角误差≤0.5°，侧滑角误差≤0.5°，则判断大气数据传感系统测量准确；如果其中有参数误差超过阈值范围则，判断大气数据传感系统该参数测量未达到设计要求。

按照Sc加工飞行器模型，飞行器模型表面各尺寸精度要求达到±0.02mm，飞行器模型表面测压孔位置要求：位于飞行器模型顶点的测压孔位置周向偏差小于0.1mm，垂直度误差≤3′，弹壁上测压孔的位置轴向误差小于0.1mm，周向误差小于0.1mm，加工完测压孔后，对飞行器模型表面抛光。飞行器模型安装在支杆上后水平度误差≤3′。以保证模型的加工和安装质量，提高测量精度。

测压孔内安装测压管路，测压传感器经测压管路引出安装在飞行模型表面，飞行器模型安装完成后，对测压孔加压到105kPa～130kPa，嵌入式大气数据传感系统反应时间≤0.5s，稳定时间≥3s；负压到90kPa～5kPa，系统反应时间≤0.5s，保证测压管路不堵塞、不漏气。

下面结合具体实施例对本发明作进一步详细的描述：

实施例1

本实施例以标定试验的马赫数2为例详细说明本发明具体实施过程：

(1)超声速风洞喷管长度为2400mm，截面尺寸为1200mm×1200mm，模型长度为871mm，模型最大直径为268mm。攻角机构转心距离喷管出口为L3＝800mm，攻角接头距离喷管出口的距离为L4＝114mm。试验预估的攻角范围为α＝-12°～12°。

(2)利用纹影技术测量超声速喷管中马赫数2的台阶波结构和上下波交点的位置，测量交点位置尺寸X1＝1050mm，以此确定台阶波的影响范围。由于交点位置距离攻角机构转心较远，如果选定喷管的前段作为试验区无法满足预估试验攻角范围，因此选定超声速风洞喷管的后段(1050mm～2400mm)三角区域作为嵌入式大气数据传感系统标定的风洞流场区域，以X1为高计算三角域的底角α2＝60.3°。根据试验预估攻角范围α＝-12°～12°，攻角机构转心L3＝800mm，台阶波交点X1＝1050mm，台阶波三角区域底角α2＝60.3°和α3＝59.4°；

(3)模型缩比的比例值Sc＝0.8和安装支杆的长度L0＝300mm(其中Ma＝2)。支杆长度为攻角机构接头与模型底部的距离尺寸。确保在试验过程中，所有的攻角状态下模型均可以避开台阶波，并且保证模型表面上的点距离台阶波最近位置≥100mm。

(4)支杆长度L0＝300mm，且处于有效范围内，加工试验模型和支杆。模型加工表面各尺寸精度要求达到±0.02mm以内，模型上测压孔位置要求：顶点的位置周向偏差≤0.1mm，垂直度误差≤3′，弹壁上测压点的位置轴向误差≤0.1mm，周向误差≤0.1mm。加工完测压孔后，对飞行器模型表面抛光。

(5)模型安装在支杆上后，检测其水平垂直度误差≤3′，如果未能达到要求的水平垂直度误差，必须对模型的滚转角进行未调整，直到水平垂直度误差达到要求为止。

(6)模型安装完成后，对测压管路密封进行检测。具体要求为打压到105kPa～130kPa，系统读数反应时间≤0.5s，稳定时间≥3s；负压到90kPa～5kPa，系统读数反应时间≤0.5s。每次吹完风后对按照步骤(6)进行检测，达到要求则继续吹风。如果未达到要求出现漏气或者堵塞现象，则需要打开模型进行故障排查，检修管路。

(7)风洞试验吹风。

本方法与常规标定方法测量误差的对比见表1所示。从表中可以得出采用本方法标定的系统测量误差有很大的提高，静压测量误差由3000Pa降低到490Pa，马赫数测量误差由0.15降低到0.05，攻角由2.5°降低到0.5°，侧滑角由1.2°降低到0.5°。系统标定的测量精度达到技术指标要求。

表1本方法与常规标定方法测量误差的对比(Ma＝2)

实施例2

(1)超声速风洞喷管长度为2400mm，截面尺寸为1.2m×1.2m，模型长度为871mm，模型最大直径为268mm。攻角机构转心距离喷管出口为800mm，攻角接头距离喷管出口的距离为114mm。试验预估的攻角范围为α＝-12°～12°。

(2)利用纹影技术测量超声速喷管中马赫数3的台阶波结构和上下波交点的位置，测量交点位置尺寸X1＝2300mm，以此确定台阶波的影响范围。由于交点位置距离攻角机构转心较近，因此选定超声速风洞喷管的前段(0mm～2300mm)三角区域作为嵌入式大气数据传感系统标定的风洞流场区域，以X1为高计算三角域的底角α2＝75.4°。根据试验预估攻角范围α＝-12°～12°，攻角机构转心L3＝800mm，台阶波交点X1＝1690mm，台阶波三角区域底角α2＝70.5°和顶角α3＝39°；

(3)模型缩比值Sc＝0.8和安装支杆的长度L0＝1300mm(其中Ma＝3)时满足要求。支杆长度为攻角机构接头与模型底部的距离尺寸。确保在试验过程中，所有的攻角状态下模型均可以避开台阶波，并且保证模型表面上的点距离台阶波最近位置≥100mm。

加工试验模型和支杆，安装后进行风洞试验。

标定结果见表2所示，从表中可以得出本标定方法，标定的测量误差精度高。

表2本方法与常规标定方法测量误差的对比(Ma＝3)

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。