本申請涉及飛行器，特別是涉及一種大氣參數(shù)傳感系統(tǒng)及大氣參數(shù)解算方法。

背景技術(shù)：

1、大氣參數(shù)傳感系統(tǒng)是一種用來測量飛行器的空速、攻角和側(cè)滑角的系統(tǒng)。目前，大氣參數(shù)解算過程中，存在側(cè)滑角和攻角耦合，從而使得解算工作量大的問題。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本申請的目的是提供一種大氣參數(shù)傳感系統(tǒng)及大氣參數(shù)解算方法，降低解算工作量。

2、為實(shí)現(xiàn)上述目的，本申請?zhí)峁┝巳缦路桨福?/p>

3、第一方面，本申請?zhí)峁┝艘环N大氣參數(shù)傳感系統(tǒng)，所述大氣參數(shù)傳感系統(tǒng)包括：壓力值采集模塊、矢量流速傳感器和解算模塊；所述壓力值采集模塊和矢量流速傳感器均與所述解算模塊連接；

4、所述壓力值采集模塊用于采集飛行器表面的壓力數(shù)據(jù)；

5、所述矢量流速傳感器用于采集所述飛行器表面的展向流速分量；所述展向流速分量為空速在機(jī)翼展向方向的分量；

6、所述解算模塊用于根據(jù)所述壓力數(shù)據(jù)和所述展向流速分量解算出所述飛行器的實(shí)際攻角、實(shí)際側(cè)滑角和實(shí)際空速。

7、可選地，所述壓力值采集模塊包括第一壓差傳感器、第二壓差傳感器和參考測壓點(diǎn)，所述第一壓差傳感器用于采集第一測壓點(diǎn)與所述參考測壓點(diǎn)的第一壓差值，所述第二壓差傳感器用于采集第二測壓點(diǎn)與所述參考測壓點(diǎn)的第二壓差值；

8、所述壓力數(shù)據(jù)包括第一壓差值、所述第二壓差值和第三壓差值，所述第三壓差值根據(jù)所述第一壓差值和所述第二壓差值確定，所述第三壓差值為所述第一測壓點(diǎn)與所述第二測壓點(diǎn)的壓差值。

9、可選地，所述解算模塊包括攻角計(jì)算單元；所述攻角計(jì)算單元用于根據(jù)攻角計(jì)算公式計(jì)算攻角計(jì)算值，將所述攻角計(jì)算值減去攻角修正量得到所述實(shí)際攻角；

10、所述攻角計(jì)算公式表示為：

11、其中，αe為所述攻角計(jì)算值，a和b均為中間參數(shù)，i為第一測壓點(diǎn)，j為第二測壓點(diǎn)，k為參考測壓點(diǎn)，γki表示所述第一壓差值，γij表示所述第三壓差值，γjk表示所述第二壓差值，ai、bi、aj、bj、ak和bk均為中間參數(shù)，λi和φi分別為第一測壓點(diǎn)的位置角和圓周角，λj和φj分別為第二測壓點(diǎn)的位置角和圓周角，λk和φk分別為參考測壓點(diǎn)的位置角和圓周角。

12、可選地，所述解算模塊還包括法向流速分量計(jì)算單元；所述法向流速分量計(jì)算單元用于：

13、將所述實(shí)際空速分解為法向流速分量和所述展向流速分量，所述法向流速分量為所述實(shí)際空速在機(jī)翼翼型平面上的投影，所述展向流速分量為所述實(shí)際空速在機(jī)翼前緣上的投影；

14、將所述實(shí)際攻角、所述法向流速分量的側(cè)滑角和測試空速代入壓力分布方程，得到形壓系數(shù)；

15、將所述實(shí)際攻角、所述法向流速分量的側(cè)滑角和所述形壓系數(shù)代入壓力分布方程，得到所述法向流速分量；

16、根據(jù)所述法向流速分量和所述展向流速分量，計(jì)算得到所述飛行器的實(shí)際側(cè)滑角。

17、可選地，將所述實(shí)際攻角、所述法向流速分量的側(cè)滑角和測試空速代入壓力分布方程，得到形壓系數(shù)，具體包括：

18、根據(jù)公式計(jì)算所述形壓系數(shù)；

19、其中，ε為所述形壓系數(shù)，ρ為空氣密度，v0表示測試空速，θj表示所述第一測壓點(diǎn)的氣流入射角，θi表示所述第二測壓點(diǎn)的氣流入射角。

20、可選地，將所述實(shí)際攻角、將所述實(shí)際攻角、所述法向流速分量的側(cè)滑角和所述形壓系數(shù)代入壓力分布方程，得到所述法向流速分量，具體包括：

21、根據(jù)公式計(jì)算所述法向流速分量；

22、其中，vxy為所述法向流速分量。

23、可選地，其特征在于根據(jù)所述法向流速分量和所述展向流速分量，計(jì)算得到所述飛行器的實(shí)際側(cè)滑角，具體包括：

24、根據(jù)公式計(jì)算所述飛行器的實(shí)際側(cè)滑角；

25、其中，β為所述飛行器的實(shí)際側(cè)滑角，vxy為所述法向流速分量，vz為所述展向流速分量。

26、可選地，所述解算模塊還包括空速計(jì)算單元，所述空速計(jì)算單元根據(jù)所述法向流速分量和所述展向流速分量，計(jì)算得到所述實(shí)際空速。

27、可選地，根據(jù)所述法向流速分量和所述展向流速分量，計(jì)算得到所述實(shí)際空速，具體包括：

28、根據(jù)公式計(jì)算所述實(shí)際空速；

29、其中，v∞為實(shí)際空速，vxy為所述法向流速分量，vz為所述展向流速分量。

30、第二方面，本申請?zhí)峁┝艘环N大氣參數(shù)解算方法，所述大氣參數(shù)解算方法應(yīng)用所述的大氣參數(shù)解算系統(tǒng)，所述大氣參數(shù)解算方法包括：

31、采集飛行器表面的壓力數(shù)據(jù)；

32、采集所述飛行器表面的展向流速分量；所述展向流速分量為空速在機(jī)翼展向方向的分量；

33、根據(jù)所述壓力數(shù)據(jù)和所述展向流速分量解算出所述飛行器的實(shí)際攻角、實(shí)際側(cè)滑角和實(shí)際空速。

34、根據(jù)本申請?zhí)峁┑木唧w實(shí)施例，本申請公開了以下技術(shù)效果：

35、本申請?zhí)峁┝艘环N大氣參數(shù)傳感系統(tǒng)及大氣參數(shù)解算方法，通過壓力值采集模塊采集飛行器表面的壓力數(shù)據(jù)，矢量流速傳感器采集飛行器表面的展向流速分量，根據(jù)展向流速分量和壓力數(shù)據(jù)解算出飛行器的實(shí)際攻角、實(shí)際側(cè)滑角和實(shí)際空速，實(shí)現(xiàn)了在三點(diǎn)法的基礎(chǔ)上根據(jù)壓力流速融合的大氣參數(shù)理論，引入展向流速分量，實(shí)現(xiàn)攻角和側(cè)滑角的解耦，能夠直接計(jì)算得到側(cè)滑角，不需要進(jìn)行迭代計(jì)算，從而降低解算工作量。

技術(shù)特征：

1.一種大氣參數(shù)傳感系統(tǒng)，其特征在于，所述大氣參數(shù)傳感系統(tǒng)包括：壓力值采集模塊、矢量流速傳感器和解算模塊；所述壓力值采集模塊和所述矢量流速傳感器均與所述解算模塊連接；

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的大氣參數(shù)傳感系統(tǒng)，其特征在于，所述壓力值采集模塊包括第一壓差傳感器、第二壓差傳感器和參考測壓點(diǎn)，所述第一壓差傳感器用于采集第一測壓點(diǎn)與所述參考測壓點(diǎn)的第一壓差值，所述第二壓差傳感器用于采集第二測壓點(diǎn)與所述參考測壓點(diǎn)的第二壓差值；

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的大氣參數(shù)傳感系統(tǒng)，其特征在于，所述解算模塊包括攻角計(jì)算單元；所述攻角計(jì)算單元用于根據(jù)攻角計(jì)算公式計(jì)算攻角計(jì)算值，將所述攻角計(jì)算值減去攻角修正量得到所述實(shí)際攻角；

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的大氣參數(shù)傳感系統(tǒng)，其特征在于，所述解算模塊還包括法向流速分量計(jì)算單元；所述法向流速分量計(jì)算單元用于：

5.根據(jù)權(quán)利要求4所述的大氣參數(shù)傳感系統(tǒng)，其特征在于，將所述實(shí)際攻角、所述法向流速分量的側(cè)滑角和測試空速代入壓力分布方程，得到形壓系數(shù)，具體包括：

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的大氣參數(shù)傳感系統(tǒng)，其特征在于，將所述實(shí)際攻角、將所述實(shí)際攻角、所述法向流速分量的側(cè)滑角和所述形壓系數(shù)代入壓力分布方程，得到所述法向流速分量，具體包括：

7.根據(jù)權(quán)利要求4所述的大氣參數(shù)傳感系統(tǒng)，其特征在于根據(jù)所述法向流速分量和所述展向流速分量，計(jì)算得到所述飛行器的實(shí)際側(cè)滑角，具體包括：

8.根據(jù)權(quán)利要求4所述的大氣參數(shù)傳感系統(tǒng)，其特征在于，所述解算模塊還包括空速計(jì)算單元，所述空速計(jì)算單元根據(jù)所述法向流速分量和所述展向流速分量，計(jì)算得到所述實(shí)際空速。

9.根據(jù)權(quán)利要求8所述的大氣參數(shù)傳感系統(tǒng)，其特征在于，根據(jù)所述法向流速分量和所述展向流速分量，計(jì)算得到所述實(shí)際空速，具體包括：

10.一種大氣參數(shù)解算方法，其特征在于，所述大氣參數(shù)解算方法應(yīng)用權(quán)利要求1-9任一所述的大氣參數(shù)解算系統(tǒng)，所述大氣參數(shù)解算方法包括：

技術(shù)總結(jié)
本申請公開了一種大氣參數(shù)傳感系統(tǒng)及大氣參數(shù)解算方法，涉及飛行器技術(shù)領(lǐng)域，該系統(tǒng)包括：壓力值采集模塊、矢量流速傳感器和解算模塊；所述壓力值采集模塊和矢量流速傳感器均與所述解算模塊連接；所述壓力值采集模塊用于采集飛行器表面的壓力數(shù)據(jù)；所述矢量流速傳感器用于采集所述飛行器表面的展向流速分量；所述展向流速分量為空速在機(jī)翼展向方向的分量；所述解算模塊用于根據(jù)所述壓力數(shù)據(jù)和所述展向流速分量解算出所述飛行器的實(shí)際攻角、實(shí)際側(cè)滑角和實(shí)際空速，本申請降低了解算工作量。

技術(shù)研發(fā)人員：蔣永剛,李云帆,柯鑫,高育
受保護(hù)的技術(shù)使用者：北京航空航天大學(xué)
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2024/12/26