一种基于嵌入式大气数据系统的侧风估算方法与流程

1.本发明属于飞行动力技术领域，具体涉及一种基于嵌入式大气数据系统的侧风估算方法。


背景技术：

2.子母炸弹包括母弹和装载在母弹内的多个子弹，子母炸弹主要用于攻击集群装甲车辆、技术兵器阵地、指挥通讯中心、机场跑道、停机坪、公路铁路交通枢纽、大型电力设施、港口、桥梁、油库、重型装备工厂等面目标。
3.子母炸弹的作动过程如下：1.子母炸弹由载机内埋携带飞行至预定作战空域；2.母弹发射离机后，母弹的组合导航系统融合惯导系统和卫星定位信息，实时测量弹体位置、速度、姿态等信息，母弹的制导计算机结合装订的目标点参数进行制导律解算，控制舵机带动舵面偏转产生气动力，使子母炸弹按预定导引规律精确飞向目标；3.在接近目标，母弹开舱之前，为了扩大毁伤面积，母弹会通过偏转舵偏，使母弹旋转（也称起旋）。母弹起旋之前处于一个无滚转、迎角基本为零的制导飞行状态即平飞状态。在平飞状态，通过母弹上器件测量并预估开舱点区域风场，应用风修正技术（wcmd）对开舱点位置进行修正，来提高命中精度；4.满足开舱条件后，母弹的组合导航系统给出开舱抛撒指令，抛撒系统将子弹抛撒出舱，子弹出舱后按照预定的时序动作，对目标进行毁伤。
4.为了保证子弹的落点精度，除了需要高精度的组合导航系统，还必须考虑子弹下落过程中侧风的干扰。如果在母弹到达投放点前没有合理地考虑侧风的干扰，那么子弹的投放精度将大大下降，甚至偏离预定目标点，因此需要大力发展侧风修正技术，而准确测量侧风是侧风修正技术的基础。
5.当前，母弹上的传统大气数据系统是采用的基于皮托管原理制成的外露式“空速管 风标”，在此基础上发展了多种侧风修正技术。但是，由于“空速管 风标”所占体积较大且结构较为复杂，已经无法满足新一代飞行器对隐身和高精度的性能需求，需要寻求一种新型的嵌入式大气数据系统（fads系统），并在嵌入式大气数据系统的基础上发展侧风估算方法，为侧风修正技术提供基础数据。


技术实现要素：

6.本发明所要解决的技术问题是提供一种基于嵌入式大气数据系统的侧风估算方法。
7.本发明的基于嵌入式大气数据系统的侧风估算方法用于具有惯导系统的母弹，侧风估算方法基于安装在母弹上的嵌入式大气数据系统，嵌入式大气数据系统由布置在母弹头部左右两侧的多个测压点组成；所述的侧风估算方法，包括以下步骤：a.在母弹模型上，布置测压点
a1.确定母弹头部的水平对称面；a2.确定水平对称面与母弹头部的交线，即母弹的左边线l0、右边线r0；a3.沿母弹中心轴线，从前至后，在母弹头部确定一系列垂直于中心轴线的竖直截面，并绘制截面线s1、s2、
……
、sn，左边线l0与截面线的交点依次为l01、l02、
……
、l0n，右边线r0与截面线的交点依次为r01、r02、
……
、r0n，3≤n≤6；a4.在截面线s1上，依据经验，在l01的上方确定l11，l01的下方确定l21，得到一组l11、l01、l21，同样的方法，得到l12、l02、l22，
……
，l1n、l0n、l2n；a5.在截面线s1上，依据经验，r01的上方确定r11，r01的下方确定r21，得到一组r11、r01、r21，同样的方法，得到r12、r02、r22，
……
，r1n、r0n、r2n；a6.在母弹模型上按照步骤a4、a5的标记点布置测压点；b.在母弹模型上，遴选测压点b1.确定母弹的平飞状态参数，包括飞行速度v
e
、飞行高度h，以及飞行速度v
e
的台阶量δv
e
、迎角α的台阶量δα、侧滑角β的台阶量δβ；b2.确定飞行速度序列：v
e
‑
δv
e
、v
e
、v
e
δv
e
；确定迎角序列：
‑
2δα，
‑
δα、0
°
、δα、2δα；确定侧滑角序列：
‑
2δβ，
‑
δβ、0
°
、δβ、2δβ；b3.通过风洞试验或者数值模拟获得步骤a4、a5的各点在步骤b2的各参数序列下的压力值；b4.计算步骤b2的各参数序列下，母弹每条截面线上左侧的各测压点的压力p
l
、对应的右侧的各测压点的压力p
r
，通过下式计算各自对应的侧滑角压力系数kβ：b5.在同一飞行速度v
e
、飞行高度h和迎角α下绘制kβ
‑
β数据曲线，并采用最小二乘法线性拟合kβ
‑
β数据曲线；b6.按照kβ对飞行速度v
e
、迎角α变化不敏感，即kβ的均方根小，kβ
‑
β数据曲线的线性度好的原则，在步骤a4、a5的各点中选出至少一组左侧的测压点和至少一组右侧的测压点，作为嵌入式大气数据系统的测压点；c.构建母弹侧滑角β与测压点压力的数学模型c1.在母弹上按照母弹模型确定的嵌入式大气数据系统的测压点位置安装压力传感器，同时，在母弹的组合导航系统中增加侧滑角计算模块；c2.在侧滑角计算模块引入以下公式，计算母弹的侧滑角β：式中，k为比例系数，k的倒数为kβ相对于β的导数，嵌入式大气数据系统的测压点确定后，从测压点的线性拟合kβ
‑
β数据曲线即可获得所选测压点的k值和b值；b为截距，对于左右对称的母弹外型，b=0；d.计算母弹侧滑角β在母弹开舱前的平飞阶段，侧滑角计算模块采集压力传感器在δt时间段内的压
力值，以左侧的压力传感器的压力均值为p
l
，右侧的压力传感器的压力均值为p
r
；侧滑角计算模块按照式（2）计算得到侧滑角β；e.获取惯导系统测出的母弹平飞期间飞行参数利用母弹的惯导系统获得地速v
e
，偏航角ψ，弹道偏角ψ
v
；f.计算侧风速度利用母弹的组合导航系统的制导计算机计算侧风；在地面坐标系下，x0为地面坐标系基准方向，取母弹在地面的投影与投弹目标点连线为弹目方向；x
b
为弹体轴向；v
e
为母弹相对地面的飞行速度即地速，v
a
为母弹相对空气的运动速度即空速，v
w
为平面风的风速；ψ为偏航角，ψ
v
为弹道偏角；母弹的惯导系统给出母弹相对地面的飞行速度v
e
、偏航角ψ、弹道偏角ψ
v
，若母弹沿弹目方向飞行，则弹道偏角ψ
v
=0；母弹的组合导航系统给出如下计算结果：地速v
e
在侧向的分量为v
ez
=
│
v
e
│
sin(ψ
v
)；空速v
a
在侧向的分量为
│
v
a
│
sin(ψ
‑
β)；v
a
=v
e
‑ꢀ
v
w
，由于风速v
w
相对地速v
e
较小，近似地，
│
v
a
│
=
│
v
e
│
，则空速v
a
在侧向的分量为v
az
=
│
v
e
│
sin(ψ
‑
β) ；风速v
w =v
e
‑ꢀ
v
a
，风速v
w
在侧向的分量，即侧风大小为：。
8.本发明的基于嵌入式大气数据系统的侧风估算方法在具有惯导系统的母弹硬件基础上，在母弹表面左右位置各安装一个或几个压力传感器组成嵌入式大气数据系统，通过嵌入式大气数据系统测压来计算母弹的侧滑角。在获得母弹的侧滑角后，结合惯导系统提供的母弹相对地面运动速度、偏航角及弹道偏角，估算得到当地侧风的风速、风向，为侧风修正技术提供基础数据。
9.本发明的基于嵌入式大气数据系统的侧风估算方法选取的测压点压力随侧滑角变化敏感，线性度好，随飞行速度、迎角关联度小，物理表征比较直观，确保了计算得到侧滑角具有较高精度。
10.本发明的基于嵌入式大气数据系统的侧风估算方法适应新一代飞行器对隐身和高精度的性能需求，能够获得较高精度的侧滑角，能够更加准确的估算当地侧风的风速、风向，具有工程推广价值。
附图说明
11.图1为本发明的基于嵌入式大气数据系统的侧风估算方法的流程图；图2为本发明的基于嵌入式大气数据系统的侧风估算方法的测压点分布示意图（左侧）；图3为实施例1的kβ~β曲线；图4为水平面内各速度矢量关系图。
具体实施方式
12.下面结合附图和实施例详细说明本发明。
13.本发明的基于嵌入式大气数据系统的侧风估算方法用于具有惯导系统的母弹，侧风估算方法基于安装在母弹上的嵌入式大气数据系统，嵌入式大气数据系统由布置在母弹头部左右两侧的多个测压点组成；所述的侧风估算方法，包括以下步骤：a.在母弹模型上，布置测压点a1.确定母弹头部的水平对称面；a2.确定水平对称面与母弹头部的交线，即母弹的左边线l0、右边线r0；a3.沿母弹中心轴线，从前至后，在母弹头部确定一系列垂直于中心轴线的竖直截面，并绘制截面线s1、s2、
……
、sn，左边线l0与截面线的交点依次为l01、l02、
……
、l0n，右边线r0与截面线的交点依次为r01、r02、
……
、r0n，3≤n≤6；a4.在截面线s1上，依据经验，在l01的上方确定l11，l01的下方确定l21，得到一组l11、l01、l21，同样的方法，得到l12、l02、l22，
……
，l1n、l0n、l2n；a5.在截面线s1上，依据经验，r01的上方确定r11，r01的下方确定r21，得到一组r11、r01、r21，同样的方法，得到r12、r02、r22，
……
，r1n、r0n、r2n；a6.在母弹模型上按照步骤a4、a5的标记点布置测压点；b.在母弹模型上，遴选测压点b1.确定母弹的平飞状态参数，包括飞行速度v
e
、飞行高度h，以及飞行速度v
e
的台阶量δv
e
、迎角α的台阶量δα、侧滑角β的台阶量δβ；b2.确定飞行速度序列：v
e
‑
δv
e
、v
e
、v
e
δv
e
；确定迎角序列：
‑
2δα，
‑
δα、0
°
、δα、2δα；确定侧滑角序列：
‑
2δβ，
‑
δβ、0
°
、δβ、2δβ；b3.通过风洞试验或者数值模拟获得步骤a4、a5的各点在步骤b2的各参数序列下的压力值；b4.计算步骤b2的各参数序列下，母弹每条截面线上左侧的各测压点的压力p
l
、对应的右侧的各测压点的压力p
r
，通过下式计算各自对应的侧滑角压力系数kβ：b5.在同一飞行速度v
e
、飞行高度h和迎角α下绘制kβ
‑
β数据曲线，并采用最小二乘法线性拟合kβ
‑
β数据曲线；b6.按照kβ对飞行速度v
e
、迎角α变化不敏感，即kβ的均方根小，kβ
‑
β数据曲线的线性度好的原则，在步骤a4、a5的各点中选出至少一组左侧的测压点和至少一组右侧的测压点，作为嵌入式大气数据系统的测压点；c.构建母弹侧滑角β与测压点压力的数学模型c1.在母弹上按照母弹模型确定的嵌入式大气数据系统的测压点位置安装压力传感器，同时，在母弹的组合导航系统中增加侧滑角计算模块；c2.在侧滑角计算模块引入以下公式，计算母弹的侧滑角β：式中，k为比例系数，k的倒数为kβ相对于β的导数，嵌入式大气数据系统的测压点
确定后，从测压点的线性拟合kβ
‑
β数据曲线即可获得所选测压点的k值和b值；b为截距，对于左右对称的母弹外型，b=0；d.计算母弹侧滑角β在母弹开舱前的平飞阶段，侧滑角计算模块采集压力传感器在δt时间段内的压力值，以左侧的压力传感器的压力均值为p
l
，右侧的压力传感器的压力均值为p
r
；侧滑角计算模块按照式（2）计算得到侧滑角β；e.获取惯导系统测出的母弹平飞期间飞行参数利用母弹的惯导系统获得地速v
e
，偏航角ψ，弹道偏角ψ
v
；f.计算侧风速度利用母弹的组合导航系统的制导计算机计算侧风；在地面坐标系下，x0为地面坐标系基准方向，取母弹在地面的投影与投弹目标点连线为弹目方向；x
b
为弹体轴向；v
e
为母弹相对地面的飞行速度即地速，v
a
为母弹相对空气的运动速度即空速，v
w
为平面风的风速；ψ为偏航角，ψ
v
为弹道偏角；母弹的惯导系统给出母弹相对地面的飞行速度v
e
、偏航角ψ、弹道偏角ψ
v
，若母弹沿弹目方向飞行，则弹道偏角ψ
v
=0；母弹的组合导航系统给出如下计算结果：地速v
e
在侧向的分量为v
ez
=
│
v
e
│
sin(ψ
v
)；空速v
a
在侧向的分量为
│
v
a
│
sin(ψ
‑
β)；v
a
=v
e
‑ꢀ
v
w
，由于风速v
w
相对地速v
e
较小，近似地，
│
v
a
│
=
│
v
e
│
，则空速v
a
在侧向的分量为v
az
=
│
v
e
│
sin(ψ
‑
β) ；风速v
w =v
e
‑ꢀ
v
a
，风速v
w
在侧向的分量，即侧风大小为：。
14.实施例1本实施例的基于嵌入式大气数据系统的侧风估算方法的流程图见图1。母弹外型左右对称，取b=0，n=5，δα=2
°
，δβ=2
°
。本实施例的实施过程如下：1.在母弹模型表面遴选测压点位置在母弹模型表面绘制如图2所示的测压点位置；取平飞参数为：飞行速度v为270m/s、285m/s、300 m/s，高度h=1000米，迎角α为
‑4°
、
‑2°
、0
°
、2
°
、4
°
，侧滑角β为0
°
、2
°
、4
°
，通过风洞试验获得测压点的压力；计算左侧点的平均压力p
l
、左侧点的平均压力p
r
，通过下式计算各平飞参数下的侧滑角压力系数kβ：通过比较，选择s2截面的l12、l02、l22和r12、r02、r22作为嵌入式大气数据系统的测压点，压力值见表1；s2截面的测压点在侧滑角β为0
°
、2
°
、4
°
时，kβ值为
‑
5e
‑
6、6.75e
‑
2、1.324e
‑
1，线性拟合kβ
‑
β数据曲线见图3，线性拟合表达式为kβ=0.0331β 0.0004，相关系数r2=0.9999，接近1，说明拟合度良好，kβ随侧滑角变化线性度良好；kβ在侧滑0
°
、2
°
、4
°
均方根值分别为5e
‑
6、8e
‑
4，2.3e
‑
3，均方根值远小于带侧滑时的kβ值，说明kβ值随飞行、迎角变化不敏感，符合构建嵌入式大气数据系统的标准；2.构建母弹侧滑角β与测压点压力的数学模型
以飞行速度v=285m/s，迎角α=0，获得侧滑角β为0
°
、2
°
、4
°
时的测压点压力，将l12、l02、l22的压力均值作为p
l
，r12、r02、r22的压力均值作为p
r
；计算kβ，通过β、kβ的最小二乘法线性拟合得到k；通过以下公式计算母弹侧滑角β：式中，比例系数k的倒数为kβ相对于β的导数，kβ相对于β的导数值为0.0331，比例系数k=1/0.0331=30.2，b=0；本实施例的侧滑角与测点压力的数学模型如下：3.计算母弹侧滑角β测量母弹平飞时左右测压点的压力数据，本实施例的p
r
=84000pa、p
l
=88000 pa，按照式（4）计算得到侧滑角β=0.7
°
；4.获取惯导系统测出的母弹平飞期间飞行参数本实施例利用惯导系统测得的地速v
e
=280m/s，偏航角ψ=0.1
°
，弹道偏角ψ
v
=1.5
°
。
15.5.计算侧风速度利用公式（3）计算得到的侧风速度为：v
wz
=v
ez
‑ꢀ
v
az
=
│
v
e
│
sin(ψ
v
)
‑│
v
e
│
sin(ψ
‑
β)=3.4m/s坐标轴系见图4，v
wz
方向为从左往右（母弹后视）。