[发明专利]飞行器气动参数测量方法

说明书

技术领域

本发明涉及飞行器气动参数测量系统设计技术，具体涉及一种飞行器气动参数测量方法，属于飞行器气动测量技术领域。

背景技术

飞行器的气动参数主要包括气流角、动压和气动力三方面的关键数据。诸如战斗机、航天飞船返回舱等航空航天飞行器等都需要对气动参数进行测量。气动参数的测量精度严重影响着飞行器制导和控制的性能。由此可见气动参数测量方法的设计是飞行器设计的重要组成部分。

目前常规的测量方法对硬件和算法的冗余配置有待进一步加强，使得常规方法对硬件及算法的可靠性要求较高。常规方案中，由于缺少冗余配置，当某个硬件或算法出现故障时，会导致整个测量方案失效。

发明内容

本发明的目的是提供一种飞行器气动参数测量方法，用于对包括气流角、动压和气动力三方面关键数据的测量。该方法具有很好的冗余特性，从而提高气动参数测量的可靠性。

本发明的目的通过以下技术方案实现：

一种飞行器气动参数测量方法，包括如下步骤：计算气流角，所述气流角通过嵌入式大气数据传感系统或弹道重建方式获取，两种方式互为备份；计算动压，根据所述嵌入式大气数据传感系统的配置在飞行器上的压力传感器输出数据，解算动压，为计算气动力系数提供输入；计算气动力系数，利用加速度计测量输出，解算飞行器的气动力，即升力和阻力，再结合动压数据，利用气动力计算公式直接确定飞行器的升力系数和阻力系数。

作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的一种改进，通过所述嵌入式大气数据传感系统获取所述气流角时，在飞行器机体上布置一定的测压孔，采用压力传感器测量所述测压孔传递的大气压力，所述压力传感器测量的大气压力经过一定的解算方法求出所述气流角；在满足测量需求的基础配置基础上，在测量区增加1个或多个所述测压孔。

作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的进一步改进，对应所述飞行器机体上的每个所述测压孔配置2套独立的所述压力传感器。

作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的更进一步改进，所述气流角的所述解算方法为两种或两种以上，且互为备份，所述解算方法包括三点法和/或神经网络算法。

作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的另一种改进，通过弹道重建方式获取气流角时，利用雷达或GPS外测的弹道数据估计加速度计和陀螺的零位误差和弹道初始条件，根据所述零位误差修正所述加速度计和所述陀螺的内测数据，结合弹道初始条件和修正后的内测数据，获取全弹道位置、速度和姿态信息，通过姿态角和气流角的几何转换关系计算出气流角；所述雷达、所述GPS互为备份；所述加速度计和所述陀螺配置多套。

作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的进一步改进，通过姿态角和气流角的几何转换关系计算所述气流角的算法为两种或两种以上，且互为备份，所述算法包括极大似然法和/或遗传算法。

作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的改进，所述嵌入式大气数据传感系统配置有2套压力传感器，2套压力传感器各自独立完成对所有测压点的压力测量。

作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的改进，解算动压的方法为两种或两种以上，且互为备份，所述方法包括三点法和/或神经网络算法。

作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的改进，气动力测量用的加速度计配置多套。

作为本发明上述飞行器气动参数测量方法的进一步改进，解算所述气动力的方法为两种或两种以上，且互为备份，所述方法包括极大似然法和/或遗传算法。

本发明的飞行器气动参数测量方法中，通过进行冗余配置，提高了气动参数测量的可靠性。

附图说明

图1是气动参数测量方法示意图。

具体实施方式

下面结合附图详细描述本发明的具体实施方式。

图1是气动参数测量方法示意图。如图1所示，本发明的飞行器气动参数测量方法，包括如下步骤：

步骤1：气流角计算，即获取飞行器攻角与侧滑角数据。

气流角计算可以通过嵌入式大气数据传感系统或弹道重建方式获取，这两种方式互为备份。