[发明专利]一种基于锥面压力分布的超声速飞行来流参数解算方法

说明书

技术领域

本发明属于超声速飞行来流参数解算技术领域，具体涉及一种基于锥面压 力分布的超声速飞行来流参数解算方法。

背景技术

嵌入式大气数据测量装置(FlushAirDataSystem，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。

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，前端大 气数据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。

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。

超声速飞行来流参数与飞行器表面压力场的关系高度耦合非线性，如何实 时高精度的解算压力场数据以获得飞行来流参数是嵌入式大气测量装置研制需 要解决的关键难题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种基于锥面压力分布的超声速飞行来流参数解算 方法，解决超声速飞行来流参数与飞行器表面压力场关系高度耦合非线性模型 实时高精度解算难题。

本发明的技术方案如下：一种基于锥面压力分布的超声速飞行来流参数解 算方法，该方法具体包括如下步骤：

步骤1、建立锥型面测压布局模型；

步骤2、实时测量锥型面上测压孔的压力值；

步骤3、利用锥型面测压孔测量的压力值解算锥面当地攻角和侧滑角；

步骤4、利用锥面当地攻角及侧滑角解算测压孔入射角的正、余弦值，并结 合测压孔的测压值，获得飞行来流静压和马赫数；

步骤5、调用攻角气流修正角数据和侧滑角气流修正角数据分别求解实际攻 角和侧滑角，并输出飞行来流大气参数解算结果。

所述的步骤1中建立锥形面测压布局模型具体为：

在锥型面上分布有五个测压孔，其中，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的四个象限线 上，用来测量锥面静压。

所述的步骤2中，实时测量锥型面上测压孔的压力值的具体要求为：在飞 行过程中，实时测量测压孔1、2、3、4、5的压力值p₁,p₂,p₃,p₄,p₅，且测量 精度达到万分之五。

所述的步骤3包括：

步骤3.1、利用锥型面上的部分测压孔测量的压力值解算锥面当地攻角；

利用锥型面上的1、3、5三个测压孔测量的压力值p₁,p₃,p₅解算锥面当地攻 角α_e，解析式为：

αe=12tg-1[AB]]]>