CN113342053A - 一种飞机空速校准的方法 - Google Patents

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赵艳平
肖良华
陈瑶
陈蕊
徐良
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    • G05D1/10—Simultaneous control of position or course in three dimensions
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Abstract

本发明公开了一种飞机空速校准的方法，涉及飞机空速检测技术领域，包括以下步骤：步骤一：拟定去程航线为航点a至航点b，拟定返程航线为航点b至航点a；步骤二：确定去程航线的空速大小为Va1，返程航线的空速大小为Va2，且保证空速大小不变；步骤三：获取去程航线中空速和地速之间的夹角θ1、返程航线中空速和地速之间的夹角θ2；步骤四：求出空速的大小Va；步骤五：将求得的Va与空速传感器实际测得的Va1、Va2作比较，分别求出差量，差量值即为空速修正值，依据该空速修正值对空速传感器进行校准，本发明具有简单方便、快速准确、通用化强等优点，只需获取极少飞行参数，即可对空速进行校准，可操纵性强。

Description

一种飞机空速校准的方法
技术领域
本发明涉及飞机空速检测技术领域，具体涉及一种飞机空速校准的方法。
背景技术
空速是飞机受到气动力大小的衡量，是飞机必须获取的气动参数，一般地通过空速传感器测量总压和静压可以求得。空速传感器一般安装在机头位置，其感受到的流动受机头扰动较大，测量结果存在一定误差，使用中常通过标准空速管来校准。标准空速管校准方法需要通过大量的试飞来支撑，成本高昂；另一方面，标准空速管本身依然存在机头扰动带来的误差，无法从根本上完全消除该误差。
根据飞行动力学，飞机在空中飞行时，飞机质心的航迹速度
Figure BDA0003136794020000011
(即对地速度，简称地速)，飞行速度
Figure BDA0003136794020000012
(即对空速度，简称空速，本发明所提及空速均指真空速)与风速
Figure BDA0003136794020000013
三者之间的关系见公式为：
Figure BDA0003136794020000014
式中，地速
Figure BDA0003136794020000015
是已知量，可由GPS等传感器获取，精度较高。由于往返时间短，可认为风速大小、方向均保持不变，因此，利用上述公式可以从理论上获得高精度空速值。
目前，工程实际中应用往返等速平飞校准空速时，常常认为空速和风速方向重合，即两者的矢量夹角为0°或180°，飞机处于顺风或逆风状态，这样利用简单求标量和的方法，即可求解出真空速。但实际上要满足以上条件，必须调整飞机航线，使得空速与风速方向重合，增加了试飞规划的难度与复杂性；或者不调整航线，任由飞机飞行时空速与风速方向不重合，但在校准计算时认为两者方向重合，则会带来误差，而大部分飞行情况下，风速与空速方向并不重合，即飞机处于侧风中。因此需要提出一种飞机空速校准的方法，无需关注风速与空速方向是否重合，均可高精度地求解出真空速，从而对空速传感器进行校准。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明提供一种飞机空速校准的方法，以达到无需关注风速与空速方向是否重合，均可高精度地求解出真空速，从而对空速传感器进行校准的作用。
为解决上述的技术问题，本发明采用以下技术方案：
一种飞机空速校准的方法，包括以下步骤：
步骤一：拟定去程航线为航点a至航点b，拟定返程航线为航点b至航点a；
步骤二：确定去程航线的空速大小为Va1，返程航线的空速大小为Va2，且保证空速大小不变，即
Figure BDA0003136794020000021
步骤三：获取去程航线中空速和地速之间的夹角θ1、返程航线中空速和地速之间的夹角θ2；
步骤四：求出空速的大小Va：
根据公式
Figure BDA0003136794020000022
有：
Figure BDA0003136794020000023
公式(1)中两式作差可消除风速，得：
Figure BDA0003136794020000024
对式(2)的等式两边求平方可得：
Figure BDA0003136794020000031
式中，
Figure BDA0003136794020000032
为去程航线的地速，
Figure BDA0003136794020000033
为返程航线的地速；
步骤五：将式(3)求得的Va与空速传感器实际测得的Va1、Va2作比较，分别求出差量：
ΔV1＝Va-Va1，ΔV2＝Va-Va2 (4)
式(4)中的ΔV1和ΔV2即为空速修正值，依据该空速修正值对空速传感器进行校准。
优选地，在步骤一中，航点a和航点b之间的距离小于或等于10km。
优选地，在步骤二中，去程航线的空速Va1和返程航线的空速Va2均由空速传感器获取。
优选地，在步骤三中，θ1、θ2可由偏航角、航向角、侧滑角求出，关系式如下：
θ1＝ψ1+ψa1+β1，θ2＝ψ2+ψa2+β2 (5)
式中，ψ1为去程航线的偏航角，ψa1为去程航线的航向角，β1为去程航线的侧滑角，ψ2为返程航线的偏航角，ψa2为返程航线的航向角，β2为返程航线的侧滑角。
优选地，偏航角由陀螺仪获取，航向角由规划航线确定，侧滑角由侧滑角传感器获取。
优选地，在步骤四中，去程航线的地速
Figure BDA0003136794020000034
和返程航线的地速
Figure BDA0003136794020000035
均由GPS传感器获取。
优选地，在步骤四中，当空速方向与地速方向重合或接近于重合，即空速方向与风速方向也重合或接近于重合时，θ1+θ2很小，cos(θ1+θ2)≈1，则式(3)简化为：
Figure BDA0003136794020000041
本发明的有益效果体现在：
1、通过本发明方法，飞机在试飞规划时只需设计对飞航线，而无需关注风速与空速方向是否重合，均可求解出真空速，降低了试飞规划的难度与复杂性；且本发明方法没有引入新的误差，相比现有空速校准方法，提高了空速校准的精度；该设计方法具有简单方便、快速准确、通用化强等特点，只需获取极少飞行参数，即可对空速进行校准，可操纵性强。
2、对空速进行校准时，通过式(3)即可精确求出空速，式(3)中的
Figure BDA0003136794020000042
和
Figure BDA0003136794020000043
均由GPS传感器直接获取，因此只需求出θ1、θ2即可，而θ1、θ2可由偏航角、航向角和侧滑角求出，其中偏航角可由陀螺仪直接获取，航向角则由规划航线确定，侧滑角由侧滑角传感器获取，求出Va后，最后得到式(4)中的空速修正值ΔV1和ΔV2，依据该空速修正值即可对空速传感器进行校准，从而实现降低试飞规划的难度与复杂性，并提高了空速校准的精度。
附图说明
为了更清楚地说明本发明具体实施方式或现有技术中的技术方案，下面将对具体实施方式或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍。在所有附图中，类似的元件或部分一般由类似的附图标记标识。附图中，各元件或部分并不一定按照实际的比例绘制。
图1为本发明提供的往返等速平飞示意图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。
因此，以下对在附图中提供的本发明的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本发明的范围，而是仅仅表示本发明的选定实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。
本发明涉及的参数因子及说明如下：
Figure BDA0003136794020000051
实施例
如图1所示，本实施例提供一种飞机空速校准的方法，包括以下步骤：
步骤一：拟定去程航线为航点a至航点b，拟定返程航线为航点b至航点a；这个过程称为一次往返等速平飞；
步骤二：确定去程航线的空速大小为Va1，返程航线的空速大小为Va2，且保证空速大小不变，即
Figure BDA0003136794020000052
往返等速平飞时，飞机保证地速与航迹重合；
步骤三：获取去程航线中空速和地速之间的夹角θ1、返程航线中空速和地速之间的夹角θ2；
步骤四：求出空速的大小Va：
由于往返时间短，可认为风速保持大小、方向均不变，即风速均为
Figure BDA0003136794020000061
这时根据公式
Figure BDA0003136794020000062
有：
Figure BDA0003136794020000063
公式(1)中两式作差可消除风速，得：
Figure BDA0003136794020000064
对式(2)等式两边求平方可得：
Figure BDA0003136794020000065
式中，
Figure BDA0003136794020000066
为去程航线的地速，
Figure BDA0003136794020000067
为返程航线的地速；
根据式(3)，执行一次往返等速平飞，即可求得空速的大小Va，空速方向可由θ1、θ2表示；
步骤五：将式(3)求得的Va与空速传感器实际测得的Va1、Va2作比较，分别求出差量：
ΔV1＝Va-Va1，ΔV2＝Va-Va2 (4)
式(4)中的ΔV1和ΔV2即为空速修正值，依据该空速修正值对空速传感器进行校准。
通过本方法，飞机在试飞规划时只需设计对飞航线，而无需关注风速与空速方向是否重合，均可求解出真空速，降低了试飞规划的难度与复杂性；且本方法没有引入新的误差，相比现有空速校准方法，提高了空速校准的精度；该设计方法具有简单方便、快速准确、通用化强等特点，只需获取极少飞行参数，即可对空速进行校准，可操纵性强。
具体地，在所述步骤一中，航点a和航点b之间的距离小于或等于10km，合理控制试飞距离，降低难度，并提高校准精度。
具体地，在所述步骤二中，去程航线的空速Va1和返程航线的空速Va2均由空速传感器获取，即Va1和Va2为已知值。
具体地，在所述步骤三中，θ1、θ2可由偏航角、航向角、侧滑角求出，关系式如下：
θ1＝ψ1+ψa1+β1，θ2＝ψ2+ψa2+β2 (5)
式中，ψ1为去程航线的偏航角，ψa1为去程航线的航向角，β1为去程航线的侧滑角，ψ2为返程航线的偏航角，ψa2为返程航线的航向角，β2为返程航线的侧滑角。
需要说明的是，上述偏航角、航向角和侧滑角的定义在航空飞行器飞行动力学中有明确记载，这里不再赘述，其中针对侧滑角，一般地，横航向静稳定飞机在空中通常为消侧滑飞行，则不需要求出侧滑角。
具体地，偏航角由陀螺仪获取，航向角由规划航线确定，侧滑角由侧滑角传感器获取，获取方式简单高效，且可保证精度。
具体地，在所述步骤四中，去程航线的地速
Figure BDA0003136794020000072
和返程航线的地速
Figure BDA0003136794020000073
均由GPS传感器获取，获取方式简单高效。
具体地，在所述步骤四中，当空速方向与地速方向重合或接近于重合，即空速方向与风速方向也重合或接近于重合时，θ1+θ2很小，cos(θ1+θ2)≈1，则式(3)简化为：
Figure BDA0003136794020000071
这里式(6)为式(3)的特殊例。
通过本发明，在应用式(3)时无需关注风速与空速方向是否重合，均可求解出真空速，由于飞机地速、偏航角可分别由GPS传感器、陀螺仪直接获取，航向角则由规划航线确定，精度高，故由式(3)求得的空速精度更高，将其作为依据，即可实现飞机空速传感器的校准。
最后应说明的是：以上各实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述各实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分或者全部技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的范围，其均应涵盖在本发明的权利要求和说明书的范围当中。

Claims (7)

1.一种飞机空速校准的方法，其特征在于，包括以下步骤：
步骤一：拟定去程航线为航点a至航点b，拟定返程航线为航点b至航点a；
步骤二：确定去程航线的空速大小为Va1，返程航线的空速大小为Va2，且保证空速大小不变，即
Figure FDA0003136794010000011
步骤三：获取去程航线中空速和地速之间的夹角θ1、返程航线中空速和地速之间的夹角θ2；
步骤四：求出空速的大小Va：
根据公式
Figure FDA0003136794010000012
有：
Figure FDA0003136794010000013
公式(1)中两式作差可消除风速，得：
Figure FDA0003136794010000014
对式(2)等式两边求平方可得：
Figure FDA0003136794010000015
Figure FDA0003136794010000016
Figure FDA0003136794010000017
式中，
Figure FDA0003136794010000018
为去程航线的地速，
Figure FDA0003136794010000019
为返程航线的地速；
步骤五：将式(3)求得的Va与空速传感器实际测得的Va1、Va2作比较，分别求出差量：
ΔV1＝Va-Va1，ΔV2＝Va-Va2 (4)
式(4)中的ΔV1和ΔV2即为空速修正值，依据该空速修正值对空速传感器进行校准。
2.根据权利要求1所述的一种飞机空速校准的方法，其特征在于，在步骤一中，航点a和航点b之间的距离小于或等于10km。
3.根据权利要求1所述的一种飞机空速校准的方法，其特征在于，在步骤二中，去程航线的空速Va1和返程航线的空速Va2均由空速传感器获取。
4.根据权利要求1所述的一种飞机空速校准的方法，其特征在于，在步骤三中，θ1、θ2可由偏航角、航向角、侧滑角求出，关系式如下：
θ1＝ψ1+ψa1+β1，θ2＝ψ2+ψa2+β2 (5)
式中，ψ1为去程航线的偏航角，ψa1为去程航线的航向角，β1为去程航线的侧滑角，ψ2为返程航线的偏航角，ψa2为返程航线的航向角，β2为返程航线的侧滑角。
5.根据权利要求4所述的一种飞机空速校准的方法，其特征在于，所述偏航角由陀螺仪获取，所述航向角由规划航线确定，所述侧滑角由侧滑角传感器获取。
6.根据权利要求1所述的一种飞机空速校准的方法，其特征在于，在步骤四中，去程航线的地速
Figure FDA0003136794010000021
和返程航线的地速
Figure FDA0003136794010000022
均由GPS传感器获取。
7.根据权利要求1所述的一种飞机空速校准的方法，其特征在于，在所述步骤四中，当空速方向与地速方向重合或接近于重合，即空速方向与风速方向也重合或接近于重合时，θ1+θ2很小，cos(θ1+θ2)≈1，则式(3)简化为：
Figure FDA0003136794010000023
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