高超声速飞行器嵌入式大气数据获取技术研究

黄喜元, 陈洪波, 朱如意

（中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京，100076）

高超声速飞行器嵌入式大气数据获取技术研究

黄喜元, 陈洪波, 朱如意

（中国运载火箭技术研究院研究发展中心，北京，100076）

嵌入式大气数据系统是高超声速飞行器大气数据获取最适合采用的技术解决方案，其可为高超声速飞行器制导控制指令的解算提供攻角、侧滑角、马赫数、动压等大气参数的测量基准，具有传统空速管类型大气数据系统无法比拟的优势。对嵌入式大气数据系统涉及的关键技术进行了分析，介绍典型高超声速飞行器的嵌入式大气数据系统方案，重点介绍了相关方案的测压孔布局、系统部组件设计及压力传感器选型，并针对嵌入式大气数据解算，介绍了一种基于卡尔曼滤波的嵌入式大气数据解算方法，研究表明，算法具有精度高、鲁棒性强和适应性强的特点，适用于在现代高超声速飞行器。

高超声速飞行器；嵌入式大气数据系统；大气数据获取技术

0 引 言

嵌入式大气数据系统（Flush Air Data System，FADS）可为高超声速飞行器提供攻角、侧滑角、马赫数、动压等大气参数的测量信息，为飞行器制导控制指令的解算提供基准，这对于高超声速飞行器的飞行安全和控制品质非常重要。FADS不同于传统的大气数据传感系统，是利用飞行状态与飞行器表面压力分布之间的相关关系进行大气数据测量的，它依靠嵌入在飞行器表面的压力传感器阵列来测量飞行器表面的压力分布，并由此压力分布间接获得飞行大气参数，非常适于高超声速飞行使用[1～3]。

FADS源于NASA于20世纪60年代在Dryden研究中心开始研究的一种飞行数据测试传感系统。20世纪80年代，NASA Langley研究中心开展了FADS在航天飞机上的应用研究，为哥伦比亚航天飞机研制了航天飞机嵌入式大气数据系统（Shuttle Entry Air Data System，SEADS），并在哥伦比亚航天飞机的STS 61-C任务中完成了首次飞行测试。20世纪80年代末期到90年代，为解决大攻角飞行时的大气数据获取问题，美国将FADS应用于F-14、F/A-18等高性能战斗机，通过F/A-18大攻角试验机实时飞行环境条件下的飞行测试，验证了FADS可适应攻角60°以上的测量以及其估算算法的实时解算能力。20世纪90年代后期，FADS开始应用于X-33、X-38和X-43等高超声速试验飞行器计划，虽然X-33项目被迫终止了，但为FADS在高超声速飞行器上的应用积累了大量经验，而X-43A高超声速飞行器试飞成功，证明了FADS不仅适应于钝头体飞行器，也适用于具有锐利扁平头部的高超声速飞行器。近年来，通过X-37B的3次成功飞行，证明了高超声速飞行器嵌入式大气获取技术在国外已基本成熟。

本文对高超声速飞行器嵌入式大气获取技术进行研究，梳理了FADS涉及的相关关键技术，着重关注高超声速飞行器FADS方案设计。

1 FADS的关键技术

FADS是由测压孔阵列、引气部组件（嵌入式受感器和引气管路）、压力传感器、大气数据处理计算机、软件算法及相关连接器与数据电缆等组成。系统工作时，绕特定气动外形流动的气流，被嵌入安装的嵌入式受感器探测到，并通过引气管路将各路压力信号传给高精度压力传感器，由各传感器实现不同位置压力测量，最后通过求解算法解算出大气参数。

FADS测压孔阵列设计需综合考虑热防护限制和测压孔对大气参数的灵敏度。高超声速飞行器飞行时的环境条件一般较为恶劣，飞行器驻点的表面温度最高可能超过1 700 ℃，如此高的表面温度限制了FADS测压孔位置的选择，例如一些高超声速飞行器可能限制在飞行器机头锥上开孔。另外，测压孔数量直接影响FADS系统的测量精度和可靠性，通过多测压孔冗余设计可提高FADS的测量精度和可靠性，但对于具体气动外形的高超声速飞行器，测压孔阵列数量需根据测量精度、可靠性以及结构强度综合考虑。

引气部组件设计需要考虑飞行器表面高温、气动外形、总装布局以及气密性等约束条件，部组件设计既要满足热防护的要求，还需与飞行器冷热结构匹配，能可靠安装，便于测试，满足压力测量延时小的要求。

嵌入式大气数据解算算法要满足高精度、计算量小、适应大气数据处理计算机处理速度的要求，要解决FADS的故障诊断与解算算法的重构等技术难题。

2 FADS的典型应用

2.1 哥伦比亚号航天飞机

航天飞机再入返回的飞行包线马赫数覆盖0.3～27，攻角范围为-5～45°，最高温度接近1 660 ℃，这给航天飞机大气数据的测量带来不小的挑战。航天飞机对大气数据的需求如表1所示，在再入返回过程中，制导、导航和控制系统从马赫数为3.5接入大气数据，之后利用大气数据系统的测量完成航天飞机的末端能量管理和进场着陆控制。

航天飞机主要采用的大气数据系统为可展开式空速管[4]，空速管斜置10°安装，如图1所示。

表1 航天飞机对大气数据的需求

哥伦比亚号航天飞机是NASA执行发射任务的5架航天飞机之一，20世纪80年代，NASA Langley研究中心提出了一种创新性的嵌入式大气数据系统（Shuttle Entry Air Data System，SEADS）[5]。SEADS由20个测压孔组成，其中14个总压孔（8个在对称平面内，6个沿对称平面对称布局）安装在轨道飞行器增强的C-C机头锥上，6个静压孔安装在前机身、位于机体头锥后（见图2）。SEADS为哥伦比亚号航天飞机提供攻角、侧滑角、马赫数和空速的高精度测量，即使在部分测压孔出现故障的情况下，依然不会出现大的性能下降。SEADS见图3。

经过多年的研究，NASA先后完成了SEADS详细的热、静力学和动力学分析及相关的试验考核，飞行数据分析结果显示SEADS超出了预期，其实现的3σ精度为攻角误差＜0.5°，静压＜0.5%，动压＜5%，满足航天飞机GNC系统可容忍的误差要求[6,7]。

2.2 HYFLEX飞行器

针对HYFLEX任务规划了5类测量项目，其中一项即是飞行器表面压力测量，主要用于检验高超声速飞行时FADS的能力。由于不能采用传统的大气数据测量方案，HYFLEX设计了类似SEADS的嵌入式大气数据系统，也称HADS（HYFLEX ADS）[8,9]。

HADS由9个嵌入式的测压孔组成，每个测压孔通过管路与飞行器的远程压力传感器相连，测压孔布局在飞行器C/C机头锥上，成十字形阵列，5个在对称面内，两对在侧面对称布局，如图4所示。

测压孔位置的确定由灵敏度分析决定，分析显示入射角iθ为45°时测压孔位置对于角度的变化最为敏感。由于靠近驻点位置的测压孔对于驻点压力的精确测量非常重要，因此靠外的测压孔（PS03，PS05，PS07，PS09）用于准确估计角度，靠内的测压孔（PS01，PS02，PS04，PS06，PS08）用于准确估计驻点压力。然而，在驻点附近必须安装温度传感器，因此HADS的测压点布局在入射角iθ约为15°、29°和43°的位置。表2列出了测压点的位置。

表2 HADS测压孔位置

HADS使用的压强传感器具有以下性能：绝压测量范围为0.051～130 kPa，温度适应范围为218～398 K，校准精度0.02% FS。传感器输出信号为0～5 V的TTL方波，所有的压力数据的采样频率为10 Hz/s，使用12位的脉冲编码调制系统进行编码，并遥测到地面。

1996年2月12日，HADS通过了HYFLEX飞行试验考核，由于试验主要目的是检验FADS在高超声速飞行时的能力，HADS并未接入制导控制系统，仅进行了压力数据采集。试验后的数据比对分析显示，HADS的测量精度高于惯导的惯性数据，同时也显示FADS是一个高鲁棒的大气数据系统，非常适应高超声速飞行或再入飞行使用。

2.3 X-33

X-33是美国20世纪90年代研制的以火箭发动机为动力、单级入轨、完全重复使用的航天运载器。

X-33对大气数据的需求如表3所示[10]。

表3 X-33对大气数据的需求（2.5≤M∞≤4.0）

X-33测压点数量的确定主要考虑了测量精确和成本的因素，由于需要估算当地攻角αe、当地侧滑角βe、动压qc以及静压P∞4个大气参数和1个校准参数ε，所以至少需要5个独立的测压孔。采用5个压力传感器估计大气参数等价于高阶样条拟合，使得算法对测量压力的噪声比较敏感。为提高整体性能，需要增加额外的1个测压点来减轻噪声的敏感性，增加冗余选择。X-33最终确定的测压孔布局如图5所示，5个压力测量点布局在机头锥上，第6个压力测量点布局在C-C尾裙上，这种布局使得可以采用“三点法”解算大气参数，攻角计算与侧滑角计算可以完全解耦。

X-33 FADS的这种布局对于迎角-20～45°及侧滑角-20～20°之间均具有良好的灵敏度，各压力测量点的圆周角Фi和圆锥角λi如表4所示，圆周角和圆锥角的定义见图6。

表4 X-33 FADS各测压点的圆周角和圆锥角

为确保FADS在一度故障下可提供有用的结果，X-33 FADS设计了双冗余的系统结构，对于每一个表面压力测量点，嵌入式受感器均带有2个孔，如图7所示，为抵抗驻点约1 111 K的峰值温度，参考航天飞机SEADS的设计，受感器采用C-103铌合金，其熔点温度超过4 000 ℃，最大工作温度约2 500 ℃，铌合金材料的热膨胀系数非常接近C-C的热膨胀系数，从而可避免受感器周围的热气流泄露的发生，同时还可避免在高热载情况下热应力传导到C-C机头锥上。

每一个压力受感器的2个孔均通过管路与压力传感器相连，管路采用高温钛合金制造，管路长约2 440～3 660 mm，内径5.33 mm，通过分析管路的响应，管路不会引入大的误差。

2.4 X-34

X-34是一种可重复使用的空中发射系统。与X-33类似，要解算出全部的大气参数，至少需要5个独立的压力测量点，X-34最终确定了8个测压孔的布局方案[12,13]，如图8所示，其中7个测压孔位于机头锥上，第8个测压孔位于机头锥下方。X-34的测压孔选择基于系统的可辨识度最大和压力模型雅克比矩阵的条件数最小的原则，压力模型雅克比矩阵的条件数表征了FADS可逆性的程度，以确保飞行器在0～25°攻角条件下均具有良好的灵敏度。

压力模型的雅克比矩阵为

式中 Fi，i=1,…,n为压力测量点的压力测量；qc,P∞,αe,βe为FADS解算大气参数。

位于机头锥下方的第8个测压孔仅在大攻角下使用，在小攻角情况下仅利用机头锥上的7个测压孔。各测压孔的布局角度及用途如表5所示。

表5 X-34 FADS测压孔布局角度

X-34采用的压力传感器采用的是霍尼韦尔的HPA系列产品，压力传感器提供0～121 kPa的线性压力测量，测量精度为0.03%FS，最大的误差约为0.06 kPa，适应-40～185 ℃的温度环境条件。飞行器的表面压力经由一定长度的管路传递给远程安装的数字压力传感器，并通过RS-485总线传到飞行任务管理计算机（MMC）。图9为X-34 FADS测量结构的信号流。

2.5 X-43A

X-43A是美国Hyper-X计划中的技术验证飞行器，主要目的是验证吸气式超燃冲压发动机的相关技术。由于超声速冲压发动机对于攻角α是非常敏感，为保证最佳的超声速冲压发动机的性能，需要对攻角进行精确的控制，因此在X-43A飞行器上安装了一套嵌入式大气数据系统。

X-43A的FADS共有9个测压孔用来测量飞行器表面压力值，测压孔的位置根据基本斜激波理论和工程经验确定，测压孔的布局如图10所示[14,15]。

所有的测压孔均垂直于飞行器表面，位于飞行器上表面和下表面沿中心线布局的测压孔Port 2、Port 3、Port 4、Port 5直径0.10 cm，用于实时估计攻角α，其他的测压孔直径为0.05 cm，测压孔Port 1用于飞行试验完成后估算总压，Port 6、Port 7、Port 8、Port 9用于估算侧滑角β。

X-43A表面压力敏感采用了绝压和差压混用的高精度传感器方案，见表6。

表6 X-43A FADS采用的压力传感器

3 嵌入式大气数据解算算法

经过多年的研究，目前已形成了多种嵌入式大气解算算法，公开文献研究较多的有最小二乘法、三点法、神经网络求解法以及卡尔曼滤波法等。对于典型的高超声速飞行器，其中X-33、X-34采用的是“三点法”，哥伦比亚号航天飞机、HYFLEX飞行器及X-37B采用了卡尔曼滤波的方法。研究表明基于卡尔曼滤波的解算方法不仅适于本文介绍的典型高超声速飞行器在机头锥布局测压孔的方案，同样适于非机头锥布局测压孔的方案，如图11所示的FADS测压孔布局方案，本文简要介绍这种算法。

根据文献[16]，飞行器表面的任一点可采用以下的形式描述：

式中 p∞为来流静压；q为动压；iε为第i个测压孔的表面压力系数。iε为关于马赫数Ma、攻角α和侧滑角β的函数，可以采用风洞试验得到，即：

设X=[αβP∞q ]T为估计状态量，对于FADS第i个测压孔，测量的飞行器表面压力pmi=fi(X)+ei，其中，ei表示测量噪声。对于FADS n个测压孔，有：

若测压孔数大于4，式（4）实际上是一个观测量大于状态估计量的非线性方程，对()F X进行线性化，可得：

式中0X为待估计状态的先验值；0XXX-=Δ。

定义Jacobi矩阵：

定义剩余误差：y≡P-F( X0)

从而式（6）可简化为：y=HΔ X+W

ΔX的最优线性最小方差无偏估计可以根据下式计算得到：

式中 S为观测误差协方差矩阵，定义为

式中 σ为压力测量的标准差。若测量误差无关联，则S可取单位矩阵。

在求解得到ΔX后，估计状态的先验值可重新定义：

通过迭代计算可使剩余误差y趋于零，从而使估计误差XΔ趋于真实的偏差值。

图12给出了针对图11 FADS方案的基于卡尔曼滤波算法Ma＜1.2的蒙特卡洛仿真分析结果，仿真分析结果表明该算法具有较高的精度和较强的鲁棒性，在测压孔表面压力系数iε取±10%偏差的条件下，攻角和侧滑角的精度基本优于1°，马赫数误差小于5%，动压误差小于10%。

4 结束语

本文对高超声速飞行器嵌入式大气获取技术进行研究，从FADS的关键技术、典型应用及解算算法3方面对FADS系统进行了介绍。本文着重关注高超声速飞行器FADS的方案设计，重点介绍了FADS典型方案的测压孔布局、系统部组件设计及传感器选型，深入研究了FADS的解算算法，介绍了一种适于现代高超声速飞行器工程应用的基于卡尔曼滤波的嵌入式大气数据解算算法，研究表明该算法不仅适于传统高超声速飞行器机头锥布局测压孔的FADS方案，同样适于非机头锥布局测压孔的FADS方案，通过仿真研究，还验证了该算法具有精度高、鲁棒性强和适应性广等特点。

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Research on Air Data Acquisition Technology of Hypersonic Vehicles

Huang Xi-yuan, Chen Hong-bo, Zhu Ru-yi
(R & D Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076）

Flush air data system (FADS) is the best choice of hypersonic vehicle for air data acquisition, it can provide the measurement information of atmosphere parameters, such as angle of attack, angle of sideslip, mach number, dynamic pressure etc, which can be used as the benchmark to compute guidance and control command. Comparing with the traditional probes, FADS has unique advantage of integration onto the airframe and system calibration. In this paper, the key technology of FADS is analyzed, and then FADS schemes of typical hypersonic vehicles are presented in detail, including the pressure port arrangement, FADS module design and assembly, and sensor performance, etc. Lastly, a calculation method of solving atmosphere parameters based on Kalman Filter is studied, it shows that the algorithm is with high precision and strong robustness, and is very suitable for engineering application on modern hypersonic vehicle.

Hypersonic vehicle; Flush air data system; Air data acquisition technology

TJ765.2+31

A

1004-7182(2017)03-0058-07

10.7654/j.issn.1004-7182.20170313

2016-06-11；

2016-09-10；数字出版时间：2017-04-12；数字出版网址：www.cnki.net

黄喜元（1983-），男，高级工程师，主要研究方向为重复使用运载器总体设计