一种大气数据系统优化及技术参数获取方法与流程

本发明属于飞行器大气数据系统，尤其涉及一种大气数据系统优化及技术参数获取方法。

背景技术：

1、飞行器大气数据系统，是飞行器在实际飞行中用来实时感知环境态势、测量飞行速度、飞行姿态、飞行高度的一种必不可少的测量装置；对于保障飞行器的飞行安全、提高飞行品质具有重要意义、不可或缺。空速管、风标，以及后续发展出的fads系统，均为大气数据系统受感设备、设计方法的具体表现形式。

2、如上述，当前飞行器使用的各种大气数据系统受感设备中，空速管、风标及各种探头(如，总温探头)因其成熟可靠、配套技术完善等原因而被广泛使用。随着飞行器向着更高、更快方向发展，特别是为满足隐身设计需要、或应对高超声速飞行所面临的严酷气动加热环境，类似空速管、风标等这些突出于飞行器表面的受感设备，会影响飞行器整体隐身性能、甚至会因严酷的热环境而被烧蚀损坏。因此，一种新的大气数据系统形式：嵌入式大气数据系统(fads)应运而生。该系统的所有压力受感孔均平齐于飞行器表面，因而对于应对剧烈的气动加热飞行环境提高隐身性、应对高超声速飞行的气动加热，均有很好的适应性。

3、但是现有技术主要是两种方式，方式1是空速管等部件始终安装在飞行器外表面某处；对于这种方式，主要用于速度不是很高(ma＜3.0)、没有气动热问题的飞行器；一旦速度更高、出现气动热问题后，这些安装于飞行器外表面的大气数据设备就会被烧蚀、烧毁，无法继续正常工作。方式2是采用嵌入式大气数据系统fads，这是一种新兴的设计形式，尚存在一些不完善的地方，如：系统设计、参数解算相对较为复杂，可靠性还需进一步提高。

技术实现思路

1、本发明的目的在于克服现有技术缺陷，提出了一种大气数据系统优化及技术参数获取方法。

2、为了实现上述目的，本发明提出了一种大气数据系统优化及技术参数获取方法，包括：

3、步骤1)建立飞行速压q与来流马赫数ma参数计算表；

4、步骤2)将飞行器模型安装在风洞中进行模拟高空飞行的风洞实验；所述飞行器模型中安装作动机构、控制驱动机构和空速管；

5、步骤3)设置风洞中的来流马赫数ma和飞行速压q均达到设定数值时，控制驱动机构通过施加的力作用于作动机构，展开空速管至目标位置；

6、步骤4)实时采集步骤3)中展开的空速管所测压力p，待p满足稳定要求，得到对应的时间t0，即压力稳定时刻。

7、优选的，所述步骤1)包括：

8、根据下式，得到不同速压q对应的来流马赫数ma，建立飞行速压q与来流马赫数ma参数计算表：

9、

10、其中，p0为风洞来流总压。

11、优选的，所述步骤2)的空速管为：机头标准空速管或l型空速管。

12、优选的，所述步骤3)施加的力f满足下式：

13、f＝c*q*s

14、其中，c为空速管空气动力系数，s为空速管迎风面积，q为飞行速压。

15、优选的，所述方法还包括在步骤3)后，通过优化空速管外形，改变c和s，以降低施加的力f。

16、优选的，所述方法还包括在步骤4)后，将获得的压力稳定时刻t0发送至飞控系统，用于设定大气数据系统正常工作的初始时刻，在该时刻之后，空速管获取的数据合理可用。

17、与现有技术相比，本发明的优势在于：

18、1、本发明给出了一种新的、有别于现有技术嵌入式大气数据系统(fads)的技术方案，使用空速管，通过安装作动机构、控制驱动机构，在需要的时候展开空速管至目标位置，获取压力稳定时刻，用于确保空速管获取的数据合理可用；

19、2、本发明通过风洞试验，模拟了高空、低速压环境；通过提前预估并确定了作动机构功率及能耗，并与受感设备进行相互迭代优化，使系统设计优化更具针对性、有效性，避免盲目性；

20、3、本发明提前预知并确定了展开过程中大气数据系统稳定工作时间界面，避免异常数据提早进入系统，一定程度上提前规避实际飞行中的风险；

21、4、本发明所开展的地面模拟试验，为系统设计提供了很好的验证、优化平台，降低研制成本和周期。

技术特征：

1.一种大气数据系统优化及技术参数获取方法，包括：

2.根据权利要求1所述的大气数据系统优化及技术参数获取方法，其特征在于，所述步骤1)包括：

3.根据权利要求1所述的大气数据系统优化及技术参数获取方法，其特征在于，所述步骤2)的空速管为：机头标准空速管或l型空速管。

4.根据权利要求1所述的大气数据系统优化及技术参数获取方法，其特征在于，所述步骤3)施加的力f满足下式：

5.根据权利要求4所述的大气数据系统优化及技术参数获取方法，其特征在于，所述方法还包括在步骤3)后，通过优化空速管外形，改变c和s，以降低施加的力f。

6.根据权利要求1所述的大气数据系统优化及技术参数获取方法，其特征在于，所述方法还包括在步骤4)后，将获得的压力稳定时刻t0发送至飞控系统，用于设定大气数据系统正常工作的初始时刻，在该时刻之后，空速管获取的数据合理可用。

技术总结本发明属于飞行器大气数据系统技术领域，尤其涉及一种大气数据系统优化及技术参数获取方法，包括：步骤1)建立飞行速压q与来流马赫数Ma参数计算表；步骤2)将飞行器模型安装在风洞中进行模拟高空飞行的风洞实验；所述飞行器模型中安装作动机构、控制驱动机构和空速管；步骤3)设置风洞中的来流马赫数Ma和飞行速压q均达到设定数值时，控制驱动机构通过施加的力作用于作动机构，展开空速管至目标位置；步骤4)实时采集步骤3)中展开的空速管所测压力P，待P满足稳定要求，得到对应的时间t0，即压力稳定时刻。本发明给出一种应对高超声速飞行环境的全新大气数据系统设计形式，及其高速风洞试验方法，提供一种新的方法和思路选择。技术研发人员：史晓军,夏洪亚,吴继飞,闫昱,王良锋,吕彬彬,李乾,姚丹,张昌荣,刘祥,田保未,徐扬帆受保护的技术使用者：中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所技术研发日：技术公布日：2024/7/23