[發(fā)明專利]一種飛行器大氣參數(shù)解算方法、裝置及計(jì)算機(jī)設(shè)備

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 201910448547.0
• 申請(qǐng)日: 2019-05-27
• 公開（公告）號(hào): CN110046473B
• 公開（公告）日: 2023-04-18
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 張昌榮;史曉軍;劉大偉;李其暢;余立;郭洪濤;楊興華;徐揚(yáng)帆;劉祥;曾開春;閆昱;呂彬彬;寇西平;查俊;郭鵬;王曉冰;雷鵬軒
• 申請(qǐng)（專利權(quán)）人: 中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心高速空氣動(dòng)力研究所
• 主分類號(hào): G06F30/20
• 分類號(hào): G06F30/20;G06F30/28;G06F113/08;G06F119/14
• 代理公司: 北京超凡宏宇專利代理事務(wù)所(特殊普通合伙) 11463
• 代理人: 徐麗

本申請(qǐng)實(shí)施例提供一種飛行器大氣參數(shù)解算方法、裝置及計(jì)算機(jī)設(shè)備，首先確定測壓點(diǎn)方案，再根據(jù)測壓點(diǎn)方案計(jì)算目標(biāo)特征系數(shù)，最后將目標(biāo)特征系數(shù)代入預(yù)先構(gòu)建好的數(shù)學(xué)模型中反解出目標(biāo)來流參數(shù)，即得到所要解算的大氣參數(shù)，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定性高，計(jì)算精度高，誤差小的技術(shù)效果。

技術(shù)領(lǐng)域

本申請(qǐng)涉及飛行狀態(tài)測量領(lǐng)域，具體而言，涉及一種飛行器大氣參數(shù)解算方法、裝置及計(jì)算機(jī)設(shè)備。

背景技術(shù)

大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)是飛機(jī)上重要的機(jī)載電子系統(tǒng)，其提供的攻角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)、靜壓、總溫等大氣參數(shù)對(duì)于飛行器的飛行效率及安全操縱至關(guān)重要。目前，對(duì)于飛行器上大氣參數(shù)的解算方法是非線性優(yōu)化法，利用最小二乘原理，通過對(duì)壓力分布數(shù)學(xué)模型線性化后，利用梯度下降等非線性迭代算法求得最小二乘意義下的最優(yōu)大氣參數(shù)估計(jì)值。然而在實(shí)踐中發(fā)現(xiàn)，采用非線性優(yōu)化法計(jì)算大氣參數(shù)需要一個(gè)相對(duì)準(zhǔn)確的初始值，當(dāng)初始值的部分?jǐn)?shù)據(jù)損壞或丟失，均會(huì)導(dǎo)致非線性迭代算法發(fā)散，從而影響解算精度或產(chǎn)生錯(cuò)誤解算結(jié)果。可見，現(xiàn)有的大氣參數(shù)的解算方法穩(wěn)定性低，容易產(chǎn)生誤差。

發(fā)明內(nèi)容

本申請(qǐng)實(shí)施例的目的在于提供一種飛行器大氣參數(shù)解算方法、裝置及計(jì)算機(jī)設(shè)備，穩(wěn)定性高，計(jì)算精度高，誤差小。

本申請(qǐng)實(shí)施例提供了一種飛行器大氣參數(shù)解算方法，包括：

從多個(gè)待選測壓點(diǎn)方案中確定用于解算所述飛行器上大氣參數(shù)的測壓點(diǎn)方案，并根據(jù)所述測壓點(diǎn)方案確定用于解算所述飛行器上大氣參數(shù)的多個(gè)測壓點(diǎn)；

獲取所述飛行器飛行時(shí)每個(gè)所述測壓點(diǎn)的測點(diǎn)壓力，并根據(jù)每個(gè)所述測壓點(diǎn)的測點(diǎn)壓力計(jì)算目標(biāo)特征系數(shù)；

根據(jù)所述目標(biāo)特征系數(shù)和預(yù)先構(gòu)建的飛行器飛行時(shí)特征系數(shù)與來流參數(shù)關(guān)系的數(shù)學(xué)模型，計(jì)算目標(biāo)來流參數(shù)，所述目標(biāo)來流參數(shù)即為所述飛行器大氣參數(shù)。

在上述實(shí)現(xiàn)過程中，首先確定測壓點(diǎn)方案，再根據(jù)測壓點(diǎn)方案構(gòu)建飛行器飛行時(shí)特征系數(shù)與來流參數(shù)關(guān)系的數(shù)學(xué)模型。對(duì)于需要解算的飛行工況，獲取飛行器飛行時(shí)選定測壓點(diǎn)方案的測壓點(diǎn)壓力，計(jì)算目標(biāo)特征系數(shù)，最后將目標(biāo)特征系數(shù)代入預(yù)先構(gòu)建好的數(shù)學(xué)模型中反解出目標(biāo)來流參數(shù)，即得到所要解算的大氣參數(shù)，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)穩(wěn)定性高，計(jì)算精度高，誤差小的技術(shù)效果。

進(jìn)一步地，所述從多個(gè)待選測壓點(diǎn)方案中確定用于解算所述飛行器上大氣參數(shù)的測壓點(diǎn)方案，包括：

根據(jù)預(yù)設(shè)的測壓截面數(shù)據(jù)和預(yù)設(shè)的測壓點(diǎn)分布方式數(shù)據(jù)，確定多個(gè)待選測壓點(diǎn)方案，其中每個(gè)待選測壓點(diǎn)方案包括多個(gè)待選測壓點(diǎn)和每個(gè)所述待選測壓點(diǎn)的測點(diǎn)壓力；

根據(jù)每個(gè)所述待選測壓點(diǎn)方案中每個(gè)所述待選測壓點(diǎn)的測點(diǎn)壓力以及預(yù)設(shè)的特征系數(shù)計(jì)算規(guī)則，計(jì)算每個(gè)所述待選測壓點(diǎn)方案對(duì)應(yīng)的特征系數(shù)；

根據(jù)每個(gè)所述待選測壓點(diǎn)方案對(duì)應(yīng)的特征系數(shù)，通過三次樣條插值算法生成每個(gè)所述待選測壓點(diǎn)方案對(duì)應(yīng)的曲線函數(shù)；

計(jì)算每個(gè)所述待選測壓點(diǎn)方案對(duì)應(yīng)曲線函數(shù)的雅可比行列式的值；

根據(jù)預(yù)設(shè)篩選規(guī)則和每個(gè)所述待選測壓點(diǎn)方案對(duì)應(yīng)曲線函數(shù)的雅可比行列式的值，從多個(gè)所述待選測壓點(diǎn)方案確定出一個(gè)待選測壓點(diǎn)方案，作為用于解算所述飛行器上大氣參數(shù)的測壓點(diǎn)方案。

在上述實(shí)現(xiàn)過程中，通過對(duì)測壓點(diǎn)位置精挑細(xì)選，進(jìn)而得到測壓點(diǎn)方案，能確保最后求得的大氣參數(shù)解的存在唯一性，進(jìn)而提升了穩(wěn)定性，同時(shí)也提升了計(jì)算精度。

進(jìn)一步地，在所述從多個(gè)待選測壓點(diǎn)方案中確定用于解算所述飛行器上大氣參數(shù)的測壓點(diǎn)方案之后，所述方法還包括：

從預(yù)存的數(shù)據(jù)庫中獲取所述飛行器在不同飛行狀態(tài)下所述飛行器表面的多組壓力分布數(shù)據(jù)；

根據(jù)所述測壓點(diǎn)方案和多組所述飛行器表面的壓力分布數(shù)據(jù)，構(gòu)建所述飛行器飛行時(shí)特征系數(shù)與來流參數(shù)關(guān)系的數(shù)學(xué)模型。