本文件涉及飛行器參數(shù)測(cè)量控制，尤其涉及一種飛行器大氣數(shù)據(jù)融合解算系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法、設(shè)備及介質(zhì)。

背景技術(shù)：

1、準(zhǔn)確解算馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角及自由來(lái)流靜壓等飛行參數(shù)對(duì)于飛行器的實(shí)時(shí)控制至關(guān)重要。傳統(tǒng)內(nèi)置系統(tǒng)如慣性導(dǎo)航系統(tǒng)等可提供部分解算參數(shù)，現(xiàn)代高性能飛行器對(duì)飛行參數(shù)精度需求越來(lái)越高，完全內(nèi)置的慣性導(dǎo)航系統(tǒng)無(wú)法反映實(shí)時(shí)風(fēng)速對(duì)飛行器的影響；同時(shí)，無(wú)法反映舵偏效應(yīng)等對(duì)飛行器操控性能的影響。傳統(tǒng)的測(cè)量空速的設(shè)備如空速管等，需要探出機(jī)身進(jìn)入周?chē)鲌?chǎng)中，受氣流擾動(dòng)影響顯著，極大影響解算精度；同時(shí)，現(xiàn)代化高性能飛行器對(duì)隱身等性能的需求使得探出的裝置不可用。嵌入式飛行參數(shù)傳感系統(tǒng)通過(guò)配置于飛行器表面特定區(qū)域的測(cè)壓孔獲取的表面壓力數(shù)據(jù)，逆向建模解算飛行參數(shù)。

2、作為一種技術(shù)先進(jìn)的解算系統(tǒng)，嵌入式飛行參數(shù)傳感系統(tǒng)依靠配置與表面特定區(qū)域的測(cè)壓孔獲取的表面壓力解算飛行參數(shù)?？色@取高精度的大氣數(shù)據(jù)，并將實(shí)時(shí)風(fēng)速、舵偏效應(yīng)等因素實(shí)時(shí)考慮進(jìn)模型算法中，可極大提高飛行參數(shù)的解算精度，提高對(duì)應(yīng)飛行參數(shù)的控制效率。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路

1、本發(fā)明實(shí)施例，提供了一種飛行器大氣數(shù)據(jù)融合解算系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法、設(shè)備及介質(zhì)，旨在通過(guò)在飛行器表面特定區(qū)域配置測(cè)壓孔獲取的表面壓力解算飛行參數(shù)，并將實(shí)時(shí)風(fēng)速、舵偏效應(yīng)等因素實(shí)時(shí)考慮進(jìn)模型算法中，提高飛行參數(shù)的解算精度，提高對(duì)應(yīng)飛行參數(shù)的控制效率。

2、本發(fā)明實(shí)施例，提供了一種飛行器大氣數(shù)據(jù)融合解算系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法，包括：

3、s1、在飛行器頭部表面特定區(qū)域設(shè)置預(yù)設(shè)個(gè)數(shù)的測(cè)壓孔；

4、s2、采用數(shù)值建模手段建立飛行包絡(luò)范圍內(nèi)的預(yù)設(shè)個(gè)數(shù)的測(cè)壓孔的壓力數(shù)據(jù)庫(kù)；

5、s3、根據(jù)所述壓力數(shù)據(jù)庫(kù)，建立飛行包絡(luò)范圍內(nèi)預(yù)設(shè)個(gè)數(shù)測(cè)壓孔的壓力數(shù)值組合與飛行速度的非線性模型，確定壓力數(shù)值組合與飛行速度的非線性映射關(guān)系；

6、s4、獲取實(shí)際應(yīng)用中預(yù)設(shè)個(gè)數(shù)的測(cè)壓孔采集的實(shí)時(shí)壓力數(shù)值，根據(jù)所述壓力數(shù)值組合與飛行速度的非線性映射關(guān)系，實(shí)時(shí)解算空速vads；

7、s5、飛行器內(nèi)置慣性導(dǎo)航系統(tǒng)實(shí)時(shí)解算地速vins，根據(jù)vads與vins的關(guān)系判斷進(jìn)入控制系統(tǒng)的值。

8、本發(fā)明實(shí)施例提供了一種電子設(shè)備，包括：

9、處理器；以及，

10、被安排成存儲(chǔ)計(jì)算機(jī)可執(zhí)行指令的存儲(chǔ)器，所述計(jì)算機(jī)可執(zhí)行指令在被執(zhí)行時(shí)使所述處理器執(zhí)行如上述飛行器大氣數(shù)據(jù)融合解算系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法的步驟。

11、本發(fā)明實(shí)施例提供了一種存儲(chǔ)介質(zhì)，用于存儲(chǔ)計(jì)算機(jī)可執(zhí)行指令，所述計(jì)算機(jī)可執(zhí)行指令在被執(zhí)行時(shí)實(shí)現(xiàn)如上述飛行器大氣數(shù)據(jù)融合解算系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法的步驟。

12、通過(guò)采用本發(fā)明實(shí)施例，發(fā)明了一種大氣層飛行器大氣數(shù)據(jù)融合解算系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法，可實(shí)時(shí)反饋風(fēng)速對(duì)飛行器的影響效應(yīng)，控制效率及精度更高；并可實(shí)時(shí)反饋飛行器舵偏效應(yīng)對(duì)飛行姿態(tài)的影響；同時(shí)，嵌入式飛行參數(shù)解算系統(tǒng)與慣性導(dǎo)航系統(tǒng)可互相作為冗余，極大的提高了飛行器的控制可靠性；工程適用性強(qiáng)，解算精度高。

技術(shù)特征：

1.一種飛行器大氣數(shù)據(jù)融合解算系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法，其特征在于包括：

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述預(yù)設(shè)個(gè)數(shù)的測(cè)壓孔至少為5個(gè)，記作pi，i為測(cè)壓孔的個(gè)數(shù)。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述5個(gè)測(cè)壓孔均需位于機(jī)頭前緣表面上，p1位于駐點(diǎn)，p2、p3、p4、p5分別位于機(jī)頭前緣表面的上、下、左、右表面區(qū)域。

4.根據(jù)權(quán)利要求3所述的方法，其特征在，所述測(cè)壓孔p2、p3、p4、p5位置與測(cè)壓孔p1位置的縱向距離大于機(jī)頭長(zhǎng)度的1/3。

5.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述根據(jù)所述壓力數(shù)據(jù)庫(kù)，建立飛行包絡(luò)范圍內(nèi)預(yù)設(shè)個(gè)數(shù)測(cè)壓孔的壓力數(shù)值組合與飛行速度的非線性模型具體包括：

6.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述確定壓力數(shù)值組合與飛行速度的非線性映射關(guān)系具體包括：

7.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述s5具體包括：

8.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述飛行包絡(luò)為實(shí)際工程實(shí)施中飛行器實(shí)際的飛行狀態(tài)范圍，包括：馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角、舵偏角及高度范圍。

9.一種電子設(shè)備，包括：

10.一種存儲(chǔ)介質(zhì)，用于存儲(chǔ)計(jì)算機(jī)可執(zhí)行指令，所述計(jì)算機(jī)可執(zhí)行指令在被執(zhí)行時(shí)實(shí)現(xiàn)如權(quán)利要求1-8中任一項(xiàng)所述飛行器大氣數(shù)據(jù)融合解算系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法的步驟。

技術(shù)總結(jié)
本申請(qǐng)?zhí)峁┝艘环N飛行器大氣數(shù)據(jù)融合解算系統(tǒng)的設(shè)計(jì)方法、設(shè)備及介質(zhì)，根據(jù)本申請(qǐng)的方法包括：在飛行器頭部表面特定區(qū)域設(shè)置預(yù)設(shè)個(gè)數(shù)的測(cè)壓孔；建立飛行包絡(luò)范圍內(nèi)的預(yù)設(shè)個(gè)數(shù)的測(cè)壓孔的壓力數(shù)據(jù)庫(kù)；根據(jù)壓力數(shù)據(jù)庫(kù)，確定壓力數(shù)值組合與飛行速度的非線性映射關(guān)系；獲取實(shí)際應(yīng)用中預(yù)設(shè)個(gè)數(shù)的測(cè)壓孔采集的實(shí)時(shí)壓力數(shù)值，根據(jù)壓力數(shù)值組合與飛行速度的非線性映射關(guān)系，實(shí)時(shí)解算空速V<subgt;ADS</subgt;；飛行器內(nèi)置慣性導(dǎo)航系統(tǒng)實(shí)時(shí)解算地速V<subgt;INS</subgt;，根據(jù)V<subgt;ADS</subgt;與V<subgt;INS</subgt;的關(guān)系判斷進(jìn)入控制系統(tǒng)的值。本申請(qǐng)?zhí)峁┑募夹g(shù)方案可以實(shí)時(shí)反饋風(fēng)速效應(yīng)對(duì)飛行器的影響，實(shí)時(shí)反饋飛行器舵偏效應(yīng)對(duì)飛行姿態(tài)的影響，提高了飛行器的控制可靠性。

技術(shù)研發(fā)人員：王鵬,康國(guó)劍
受保護(hù)的技術(shù)使用者：中國(guó)航天空氣動(dòng)力技術(shù)研究院
技術(shù)研發(fā)日：
技術(shù)公布日：2025/5/8