[发明专利]一种全压受感器测量误差的修正方法和计算机设备

说明书

本发明实施例公开了一种全压受感器测量误差的修正方法和计算机设备，其中修正方法包括：获取全压受感器的测量误差值与管头位置局部攻角的第一对应关系；获取飞机的真实攻角与管头位置局部攻角的第二对应关系；根据第一对应关系和第二对应关系，计算得到飞机的真实攻角与测量误差值的第三对应关系；根据第三对应关系，以及真实攻角，解算当前飞行状态下全压受感器的测量误差值，并根据解算得到的测量误差值计算出全压补偿量值；根据全压补偿量值和全压受感器测量得到的全压测量值，计算出全压修正值。本发明实施例提高了大攻角情况下全压受感器的全压测量精度，提高了大气数据指示准确性，提高了飞机的安全性。

技术领域

本申请涉及但不限于飞机全压测量技术领域，尤指一种全压受感器测量误差的修正方法和计算机设备。

背景技术

飞机飞行过程中，可使用的攻角范围一般都比较大，而通常这个攻角范围对应到全压受感器所在位置的局部攻角范围时，其范围会变得更大。在飞机大攻角飞行时，全压受感器所在位置的局部攻角超出了全压受感器测量误差的精度保证范围，导致全压测量损失较大，从而出现大攻角飞行时的空速、高度等大气数据信息测量不准确的情况，不能准确地反映飞机当前的实际飞行状态，给飞行人员带来了很大的使用负担，并且对飞机飞行带来极大的安全隐患。

为解决上述问题，需要对大攻角飞行时的全压测量误差进行修正。

发明内容

为了解决上述技术问题，本发明实施例提供了一种全压受感器测量误差的修正方法和计算机设备，以解决全压受感器进行全压测量的过程中，由于全压受感器的局部攻角超出了测量误差的精度保证范围，从而出现大攻角飞行时的空速、高度等大气数据信息测量不准确的情况，而导致对飞机飞行带来极大安全隐患的问题，通过本发明实施例提供的方法，提高大攻角飞行时全压受感器测量精度，最终实现大攻角飞行时空速、高度等信息的准确测量，减轻飞行人员负担，提高飞机安全性。

本发明实施例提供一种全压受感器测量误差的修正方法，包括：

获取全压受感器的测量误差值与所述全压受感器的管头位置局部攻角的第一对应关系；

获取飞机的真实攻角与所述全压受感器的管头位置局部攻角的第二对应关系；

根据所述第一对应关系和所述第二对应关系，计算得到所述飞机的真实攻角与所述全压受感器的测量误差值的第三对应关系；

根据所述第三对应关系，以及所述飞机飞行时实时采集到的真实攻角，解算当前飞行状态下所述全压受感器的测量误差值，并根据解算得到的所述测量误差值计算出全压补偿量值；

根据所述全压补偿量值和所述全压受感器测量得到的全压测量值，计算出全压修正值，所述全压修正值用于在进行大气解算时作为所述全压受感器的测量误差的修正量。

可选地，如上所述的全压受感器测量误差的修正方法中，所述获取全压受感器的测量误差值与所述全压受感器的管头位置局部攻角的第一对应关系，包括：

根据所述全压受感器的地面风洞试验结果，得到所述全压受感器的测量误差值与所述全压受感器的管头位置局部攻角的点阵关系；

将所述管头位置局部攻角在负15度到正15度之间的点阵关系进行线性插值拟合，将所述管头位置局部攻角小于负15度及大于正15度的点阵关系进行2阶多项式拟合，得到所述全压受感器的测量误差值与所述全压受感器的管头位置局部攻角的函数关系。

可选地，如上所述的全压受感器测量误差的修正方法中，所述获取飞机的真实攻角与所述全压受感器的管头位置局部攻角的第二对应关系，包括：

通过气动仿真方式进行仿真分析，得到所述飞机的真实攻角与所述全压受感器的管头位置局部攻角的线性差值关系。

可选地，如上所述的全压受感器测量误差的修正方法中，