运载火箭嵌入式大气数据测量系统.pdf

第 卷 第 期 年 月气 体 物 理 .:./.运载火箭嵌入式大气数据测量系统程 川 刘 阳(北京跟踪与通信技术研究所 北京)()摘 要:针对运载火箭主动飞行段 设计一种适用于球头双锥整流罩的嵌入式大气数据测量系统()并进行运载火箭 实施方案和求解精度研究 采用风洞试验手段对迎角误差、侧滑角误差以及形压系数进行标定 结果表明:在飞行 数.范围内能够较为准确辨识出实时风场参数变化 攻角、侧滑角测量绝对误差小于.数测量绝对误差小于.静压相对误差小于 嵌入式大气数据测量技术在运载火箭风场实时修正、飞行控制和主动减载等专业领域具有广泛的应用前景关键词:嵌入式大气数据测量系统 测量方案 解算精度 风洞试验 中图分类号:文献标志码:().:收稿日期:修回日期:第一作者简介:程川()男 博士 工程师 主要研究运载火箭总体和气动设计:.引用格式:程川 刘阳.运载火箭嵌入式大气数据测量系统.气体物理 ():.:.():.引 言运载火箭的飞行载荷取决于飞行攻角 而飞行状态实时攻角由弹道设计中的程序攻角和大气环境中风干扰产生的攻角两部分组成 一般采用惯性导航系统()获取飞行位置和速度信息 即程序攻角 由于大气风场等扰动和大气模型的不确定性 采用惯性导航技术测量的大气参数和飞行姿态难以满足高精度的要求 对于风干扰攻角一般采用大气数据测量系统 而嵌入式大气数据系统()通过分布在飞行器前端的压力传感器阵列来测量飞行器表面的压力分布 并按照一定的算法解算 间接获得飞行攻角、侧滑角、数、动压等大气参数信息 为了使运载火箭在跨声速段和最大动压区以较小的飞行攻角穿越稠密大气层 将飞行中受到的气动载荷减少到最小 获取火箭在飞行状态中的当地实时姿态角和风场参数十分重要 系统是由美国 于 世纪 年代提出的在飞机头部布置大量压力传感器 通过测量压力来推算大气数据的技术 即嵌入式大气数据测量技术 世纪 年代 研究中心开展了 系统在航天飞机上的应用研究 并在哥伦比亚航天飞机上完成了首次飞行试验 世纪 年代末至 年代 美国将 应用于、/等高性能战斗机 验证了 可适应于大攻角测量和实时解算能力 世纪 年代后期 开始应用于、和 等高超声速试验飞行器 验证了 系统一系列气 体 物 理 年 第 卷关键技术 覆盖亚跨超声速飞行范围 获取的 数、攻角、侧滑角等大气数据达到了较高的精度取得了大量的研究成果 截至目前 技术已成功应用于高超声速飞行器、空天往返飞行器、高性能战斗机等各种型号的飞行器中 甚至应用于火星探测项目中火星大气数据测量任务中 国内对 系统的研究也在逐步开展 主要集中在 系统的工作原理、测压孔布局、解算算法和 系统风洞试验标等研究方面 相关技术研究尚未达到工程应用阶段 还有很多技术细节和工程问题亟须解决基于以往研究工作 钝头外形的 气动模型已经被证明非常可靠 在飞行器平稳飞行或者中等机动条件下可以达到较高的测量精度 对于运载火箭而言 通常整流罩头部呈现为轴对称球头型 飞行攻角一般在 以内 姿态控制平稳无较大尺度机动 头部尺度大 局部流场稳定 重点关注在跨声速段全箭飞行姿态和 以内大气风场条件 理论上较为适合采用 系统进行大气参数测量 为了验证在运载火箭整流罩上采用 系统进行飞行攻角等大气数据测量的可行性 本文开展了运载火箭 系统方案设计 并进行了火箭缩比模型风洞标定试验研究 完成了 系统算法精度分析 气动模型本文中运载火箭头部整流罩为球头双锥外形如图 所示为典型的钝头旋成体构形 依据文献中描述 钝头体气动模型在不可压缩速度段时服从位势流理论 在可压缩速度段时服从修正后的 流理论 利用形压系数 结合两种气动模型 可以得到钝头体表面测压孔 的压力满足如下()()式中()为第 个测压孔的压力值 为动压为静压 为第 点的入射角(该点的曲面法线方向与来流速度矢量的夹角)为形压系数 用于修正实际模型与气动模型的差异 由几何关系可知第 点的入射角由下式确定式中 和 分别为当地迎角和当地侧滑角 和 分别为该点的圆周角和圆锥角 形压系数 综合考虑了气流的压缩效应、气动外形、系统误差等参数 根据上述气动模型及公式 采用“三点法”结合本实验中选取的十字形测压孔布局 对当地迎角或侧滑角进行解算 来流的迎角 和侧滑角 与孔位压力值之间存在一定的函数关系 可通过风洞校准试验或者飞行试验手段得到对应的函数关系曲线图 钝头体气动模型示意图.动静压之比与 数之间的关系根据一维等熵流体力学关系可得到(.).().()测压孔配置方案测压孔位布局选择目前应用广泛、简单高效的十字形布局 为考核整流罩上对压力感知较为敏感的区域 如图 所示 布局了 种不同孔位组合方案 中心孔为“”其余孔位以“”形式排布“”表示圆周角方位 其中、以及 方案在整流罩的球头面上、以及 方案布置在整流罩第一锥面上 方案布置在整流罩第二锥面上 在运载火箭实际飞行中 整流罩呈现为两瓣合拢状态 在某一高度时通过控制指令进行整流罩分离抛罩 因两半罩合拢状态之间仍然会存在对分离界面处有一定尺度的安装缝隙 故总压驻点无法布置在整流罩的球头面前缘尖点处 需要对总压驻点进行偏置布置(见图中 测点)考核前缘总压孔偏置对 系统解算的影响 因涉及超声速段测量 在静压测点布置时须考虑头部激波的影响 为了尽可能准确测量波后静压 静压孔位需布置在整流罩的柱段上靠后位置(见图中、测点)第 期程川 等:运载火箭嵌入式大气数据测量系统()()图 运载火箭 系统测压孔位布置示意图.试验模型及设备试验在南京航空航天大学 和 风洞中完成 风洞是一座暂冲式直流下吹型亚/跨/超三声速风洞 试验 数范围为.试验段尺寸为.试验 数范围为.流场 数分布均方根偏差 不大于.模型区平均气流偏角不大于.风洞变攻角机构角度范围为 变侧滑角机构可使模型最大侧滑角达到 其中攻角满量程最大误差不大于.侧滑角满量程最大误差不大于.风洞是一座采用高压下吹真空吸气运行方式和金属板蓄热式加热器加热方式的高超声速风洞 试验 数为、试验段出口直径为.运行稳定时间 试验 数范围为.流场 数分布均方根偏差 不大于.模型区平均气流偏角不大于.风洞变攻角机构角度范围为 攻角满量程最大误差不大于.试验模型在风洞中安装见图 试验状态见表 在校准过程中 分别对迎角和侧滑角状态独立进行试验研究 只考虑迎角的影响将模型的侧滑角调至 同理 在只考虑侧滑角的影响时将模型的迎角调至 既有侧滑角又有迎角的耦合工况 将根据角度大小取权重进行 数修正()()图 试验模型在 和 风洞中安装情况.表 试验测试状态表 ./()/().、.、.、.、.、.、.、.、.、.、.、.、.、.、.、对模型表面压力测量采用 公司的 电子压力扫描阀 该系统由主机及多个电子压力扫描模块组成 为同时满足总压及表面压力测点的测量范围及测量精度 采用多种传感器量程的气 体 物 理 年 第 卷电子压力扫描模块 量程分别为、(.)采样频率为 测量精度为.试验结果与分析采用试验手段进行运载火箭 系统测量标定时 须考虑模型表面测压孔的安装误差、风洞流场的气流偏角误差等 同时受限于风洞试验模拟的飞行高度和 数条件 须进行相应的试验设计 本文通过采用模型正反装来获取模型制造偏角和风洞气流偏角 对攻角和侧滑角分别独立进行校准试验等.角度解算方法角度解算基于各孔位布局方案正视图呈十字形分布 中心名义总压孔为 号孔 其余孔位以标记起始 顺时针分别为、孔 不同孔位布局方案只是在模型上轴向位置不同 通过利用这 个孔位以及远端静压孔的测量值 进行攻角和侧滑角标校 通过线性拟合的方法求解角度校准公式 攻角系数、侧滑角系数 为 以正装情况下 孔位布局方案为例 .条件下攻角及侧滑角解算曲线如图 所示决定系数()是反映解算模型拟合优劣程度的重要统计量 为回归平方和与总平方和之比 取值在 到 之间 且无单位 其数值大小反映了回归贡献的相对程度 是最常用于评价回归模型优劣程度的指标 越接近于 所拟合的回归方程越优()()图 .攻角及侧滑角解算曲线.数及动压解算方法在可压缩速度段 来流总压 与来流静压 的关系式如下 可知 取决于总压 与来流静压 之间的比值关系式 为求解总压 和静压 拟定总压修正系数 和动压修正系数 为 式中 为风洞运行给出的标准总压 为风洞给出的标准静压 为名义静压值 即解算攻角时 ()/侧滑角解算时 ()/对总压 和静压 之间关系式进一步等效变换 可得动压 因此 只需得到总压修正系数 和动压修正系数 以及各孔压力值 即可求解出 数 易发现 和 与角度呈一定的函数关系 以 .解算数据为例 如图 所示当计算得到角度数据后 即可根据此该式解算得到总压修正系数 和动压修正系数 由定义 可知总压 和静压 分别为()第 期程川 等:运载火箭嵌入式大气数据测量系统随后 可以求解得到动压 和 ()()图 .工况下 和 拟合曲线.精度分析运载火箭 系统各方案的优劣取决于其解算精度及工程实用性 据资料 系统的误差主要来源于算法系统误差、传感器测量误差、气动导管延时误差、初始压力孔位置误差等 在实际飞行过程中 由于气动环境干扰及设备误差等因素 解算角度的误差会有所放大 在风洞标校实验分析中 定义角度测试偏差为标准误差的 倍 即当.时 视作该方案对迎角、侧滑角的解算满足要求 通过上述解算方案对风洞标校试验得到的数据进行处理 最终各 数下、各孔位布局方案解算得到的角度误差汇总见表 和表 红色框线内为满足高精度要求的解算结果表 迎角测试偏差()数据汇总表 ()./表 侧滑角测试偏差()数据汇总表 ()././.方案的选取首先是精度合乎要求 其次尽量取在头部以减少管路长度 从而减小管路损失并提升动态特性 同时考虑头部激波干扰的影响 基于上表 可以看出满足精度条件(攻角、侧滑角测量绝对误差小于.数测量绝对误差小于.静压相对误差小于)的只有方案、以及方案 以攻角解算为例选用、和 这 个测压孔求解 由式()可知攻角系数 为角度敏感系数 反映了 和 两孔位压力差对角度变化的敏感程度对比图 中曲线表明 方案 至 曲线斜率逐渐增加 斜率越平缓 则单位迎角的变化引起气 体 物 理 年 第 卷的攻角系数 的变化越宽 即该方案 和 压差变化更大 对于相同分辨率的传感器 更大的压差意味着传感器可以分辨更细微的角度变化 对于不同 数 均表现出这一规律 越靠近箭体头部的方案越敏感 对角度变化的感知精度越高相比方案 方案 精度更好 且管路短、动态特性好 其中 方案 对应的 数和静压解算误差如表 所示 解算精度优于上述指标条件图 .工况下不同孔位布局方案的 曲线对比.表 方案 对应的 数和静压解算误差 .在实际飞行中 对越靠近头部顶点的方案 高速飞行时的气动热效应越剧烈 传感器的生存特性越差 同时 从传感器的引压管路、供电及线路传输等角度考虑 引压管路越长 气动导管延时误差越大 对应的搭载测量系统质量越大 因此 最终测压孔选择方案为:方案 作为优选方案 方案 作为冗余方案.总压驻点偏置影响分析以.工况 模型正装攻角解算为例 分别对总压驻点 和偏置总压驻点 压力数据进行攻角解算 计算结果如图、图 和表、表 所示图 模型正装变攻角状态解算结果.图 模型正装(总压孔偏置)变攻角状态解算结果.表 模型正装攻角方向解算标准偏差 .第 期程川 等:运载火箭嵌入式大气数据测量系统表 模型正装(总压孔偏置)攻角方向解算标准偏差 .对比不同测点布局方案 以总压驻点偏置测量结果进行求解 对角度解算精度影响比较大 使得求解精度变差 测试误差均提高了 倍左右 原因是偏置总压驻点 所测得的实际压力值要小于总压驻点 的测量值 由角度解算方法中的攻角系数 和侧滑角系数 计算公式可知 总压驻点压力值的大小()直接影响角度系数值 并与之成反比 攻角系数 和侧滑角系数 越大 则各孔位角度方向对压力变化越敏感 即相同的压力变化值导致的角度变化值越大 进而使得解算误差变大 因此 在本文解算方法中 采用驻点总压值求解获取的角度解算精度比偏置总压状态更优 同时也给 技术在运载火箭飞行应用中提出了建议 因整个整流罩尺度非常大(一般直径在.及以上)在各方案测点布置时须尽量都布置在整流罩球头上 合理紧凑地利用空间 需注意的是总压驻点 虽不能直接布置在实际尖点处 但尽可能地布置在靠近整流罩球头顶点处 减少总压测点偏置导致的求解误差 结论本文论证嵌入式大气数据系统在运载火箭主动段飞行中应用的可行性 完成了运载火箭 系统方案设计 研究了运载火箭 气动模型、测压孔布置方案、解算方法和精度分析 并进行了风洞标定试验 得出以下结论:)测压孔布局方案中越靠近运载火箭整流罩头部的方案对角度变化引起的压差越敏感 对应的角度解算精度越高)测压孔布局方案中总压驻点偏置对角度解算精度影响比较大 使得角度求解精度变差 在工程应用中总压驻点应尽可能地布置在靠近整流罩球头顶点处)提出的运载火箭 测量方案合理、可行 精度指标等满足工程测量需求 为后续 系统在运载火箭上的应用提供了技术参考参考文献().().().().().().丁智坚 周欢 吴东升 等.嵌入式大气数据测量系统技术研究进展.宇航学报 ():.():().宋秀毅陆宇平.嵌入式大气数据传感系统压力传感器设计研究.计测技术 ():.():().秦永明 张春 董金刚.嵌入式大气数据传感系统风洞标定试验研究.空气动力学学报 ():.气 体 物 理 年 第 卷 .():().陈广强 刘吴月 豆修鑫.吸气式空空导弹 设计.中国科学 ():.():().陈广强 王贵东 陈冰雁 等.低成本飞行试验平台 技术研究.宇航学报 ():.():().陈广强 刘吴月 豆修鑫 等.超声速飞行器 系统实时解算设计与验证.空气动力学学报():.():().王鹏 金鑫 张卫民.系统在尖楔前体高超声速飞行器中的应用.中国科学 ():.():.()王鹏 金鑫 张卫民.嵌入式大气数据传感系统的测压孔配置.力学与实践 ():.():().赵磊 陆宇平.基于 神经网络的 系统及其算法研究.飞机设计 ():.():().