一种钝头机体用嵌入式飞行参数传感系统的解算方法技术方案

一种钝头机体用嵌入式飞行参数传感系统的解算方法，基于配置与头部表面特定区域的测压孔得到的压力数值组合，逆向建模解算飞行参数，原理简单，实际可操作性强；本发明专利技术的解算方法不需将探测器探入到飞行器周围流场中，对流场干扰小，并可实时反映实际飞行器飞行过程中局部阵风扰动等对飞行参数的影响，使得飞行参数的解算精度更高；本发明专利技术的解算方法解算飞行参数全面；针对传统的传感解算方法难以适应高超声速飞行器严酷的气动加热环境及高性能飞行器对隐身性能及飞行参数解算精度要求严苛的需求，本发明专利技术可以满足现代高性能飞行器对高精度飞行参数解算的需求。本发明专利技术将有广阔的工程应用前景。程应用前景。程应用前景。

【技术实现步骤摘要】
一种钝头机体用嵌入式飞行参数传感系统的解算方法


[0001]本专利技术涉及一种钝头机体用嵌入式飞行参数传感系统的解算方法，属于飞行参数测量控制


技术介绍

[0002]准确解算马赫数、攻角、侧滑角及自由来流静压等飞行参数对于大气层内飞行的现代化高性能飞行器的实时控制至关重要。传统而言，飞行器飞行所需的马赫数、攻角、侧滑角及自由来流静压等飞控参数，主要通过两类方式得到：第一类是直接法，通过探出飞行器的传感装置获取，即通过皮托管测量来流总压及静压确定来流速度，通过探出飞行器的攻角/侧滑角传感器得到攻角及侧滑角等；第二类是间接法，通过内置的惯性导航系统解算地速等飞行参数。直接法受气流干扰大，特别是在大攻角、高机动飞行条件下，测量精度难以保证；传统大气数据系统外露的传感器会增加雷达反射面积，降低隐身性能和生存能力。特别是当飞行器处于高超声速或大攻角飞行状态时，飞行器头部周围气流将受到黏性耗散效应和激波强烈压缩而产生高温环境，致使传统大气数据系统面临被烧蚀风险。间接法易受硬件精度及大气模型精度影响，存在误差累积效应，无法保证长航时飞行条件下的高精本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种钝头机体用嵌入式飞行参数传感系统的解算方法，其特征在于，包括：(1)在飞行器钝前缘表面配置多个测压孔；(2)获取每个测压孔的压力数值，并根据不同测压孔的压力数据组合，建立飞行参数相关量：与马赫数关联的参量p
M
，与攻角关联的参量p
α
，与侧滑角关联的参量p
β
；(3)根据飞行参数相关量的组合与相应飞行参数间的敏感程度，确定拟合变量；(4)基于飞行器的飞行包络数据，利用最小二乘算法，确定拟合系数；(5)根据拟合变量和拟合系数，建立拟合变量与马赫数的拟合公式及不同马赫数下拟合变量与攻角及侧滑角的拟合公式；(6)基于每个测压孔的表面压力输入数值，根据马赫数关联的参量p
M
和拟合变量与马赫数的拟合公式，解算马赫数；(7)根据解算得到的马赫数及该马赫数下拟合变量与攻角及侧滑角的拟合公式，确定攻角及侧滑角；(8)根据确定的马赫数，解算得到静压，飞行参数解算完成。2.根据权利要求1所述的解算方法，其特征在于，利用数值计算方法或试验方法得到各个测压孔在飞行包络范围内的压力数据。3.根据权利要求1所述的解算方法，其特征在于，拟合变量与马赫数的拟合公式为：其中，Ma是飞行马赫数，a
ij
(i,j＝1,2,3)，b
ij
(i,j＝1,2,3)，c是拟合系数。4.根据权利要求1所述的解算方法，其特征在于，不同马赫数下建立的攻角及侧滑角的拟合公式为：α(Ma)＝a0(Ma)+a1(Ma)p
α
+a2(Ma)p
α2
+a3(Ma)p
α3
β(Ma)＝b0(Ma)+b1(Ma)p
β
+b2(Ma)p
β2
+b3(Ma)p
β3
其中，α为攻角，a
i
(Ma)(i＝0,1,2,3)是攻角拟合公式中的拟合变量系数，与马赫数相关；β为侧滑角，b
i
(Ma)(i＝0,1,2,3)是侧滑角拟合公式中的拟合变量系数，与马赫数相关。5.根据权利要求1至4中任一项所述的解算方法，其特征在于，在飞行器钝头前缘表面区域配置5个测压孔，编号为p1、p2、p3、p4、p5，5个测压孔均需位于钝头前缘表面上，测压孔p1～p5的压力数值，定义为p1,p2,p3,p4,p5；具体位置如下：p1：位于驻点，圆周角为0
°
，圆锥角为0
°
，即p1(0，0)；p2：位于纵向对称面中心线的下表面，其中，p2圆周角0
°
，圆锥角45
°
，即p2(0，45)；p3：位于纵向对称面中心线的上表面，其中，p3圆周角180
...

【专利技术属性】
技术研发人员：王鹏，
申请(专利权)人：中国航天空气动力技术研究院，
类型：发明
国别省市：