直升机大气数据系统及其误差校正.pdf

-49-CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Apr.2024中国科技信息 2024 年第 8 期航空航天直升机大气数据系统是飞行员和地面指挥人员、试飞测试人员掌握飞行器的飞行状态和飞行环境的重要数据来源。其主要测量总压、静压、大气静温、大气总温等，并基于部分大气模型假设、理论原理，以获取直升机的指示空速、爬升速度、气压高度、大气温度等重要状态参数。大气模型基于国际标准大气（ISA），见图 1 和理想气体假设见图 2。国际标准大气是指：在离地高度 50km 以下，采用 ISA 模型；在离地 50 70km 空间大气，采用临界标准大气（Interim Standard Atmosphere）。基于 ISA 模型及理想气体假设，即得标准气压高度模型，见图 2。直升机大气数据系统基于以上原理进行测量，本文就其测量方法及误差进行分析，并给直升机试飞时大气数据系统校准的建议。数据测量方法高度测量根据 1 节的气压高度模型，通过测量直升机所处位置的大气压力（静压），就可得到飞机飞行的气压高度。在实际情况下，飞行员看到的指示高度是由测量的环境压力和基准气压面共同决定的，即使在同一个物理高度，若所选择的基准气压面不同，所看到的高度也不同。高度测量的目的在于确保飞机相对地面以及飞机之间的相对余度。为此，通过高度表压力调定旋钮可以选择不同的基准气压调定值。直升机起飞前，通常会根据塔台气象数据，装订本场场压，利于飞行。事实上，当基准气压面压力调定为 1 013.25hPa 标准值时，真实高度很少与指示高度相等，这主要是由于海平面的压力（QNH）通常不是 1 013.25hPa，及/或温度不等于 ISA。在 ISA 温 度 条 件，以 及 标 准 气 压 调 定 值（1 013.25hPa）下，若已知当地的真实 QNH，则飞机的真实高度可以从指示高度获得：TA=IA+8.534 4（QNH-1 013.25）其中 TA 为真实高度，IA 为指示高度。在给定的指示高度飞行时，真实高度随温度增加而增加（图 3）。真实高度和指示高度之间的关系可以用下面的公式近似表示：其中 T=实际温度（开氏），TISA=标准温度（开氏）。行业曲线开放度创新度生态度互交度持续度可替代度影响力可实现度行业关联度真实度直升机大气数据系统及其误差校正马 阔 魏 立马 阔 魏 立中国直升机设计研究所马阔（1991），河北衡水，硕士，研究方向：旋翼飞行器设计。中国科技信息 2024 年第 8 期CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Apr.2024-50-航空航天图 4 皮托管-静压系统测试原理图 5 静压孔位置示意图图 3 高度误差修正表图 2 大气压力与高度模型图 1 标准大气模型在温度很低的条件下执行离场或者进场程序时，温度修正是必要的，一般会提供一个温度修正表如图 3。速度测量对流速的测量最早于 1732 年，法国人 Henri Pitot 将一根 L 行微孔管放入塞纳河中，用于测量河水流速，这就是最早期的皮托管（Pitot tube）。时至今日，皮托管仍是应用最广泛的流速测量工具。其主要测量原理如图 4。其中图 4 为皮托管和静压孔分开测量的形式，主要在运输机，民机及直升机中用到，优点是皮托管只测驻点总压，长度较短，可靠性好，但需要不断试验以确定静压的误差最小的位置。图 5 为皮托管和静压集中在一根皮托-静压测量探头上，并给出了静压测量的最佳位置，此种形式主要用在战斗机上，通常安装在机头或者机翼上以减少干扰流。皮托-静压探头直接测量的是驻点处的总压和飞机所处位置的静压，然后通过计算或机械转换为飞行员可读的速度和高度。然而在计算中需用到一些空气动力学假设以便快速计算流速以给飞行员提供实时的数据，其中主要涉及低速不可压流，-51-CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Apr.2024中国科技信息 2024 年第 8 期航空航天亚音速可压流以及超声速可压流，流动假设均是无粘的，本文只介绍与直升机相关的前两种流动。1）低速不可压流（M0.3）对于低速不可压流动，其流动方程为伯努利方程：即总压等于静压和动压之和，则可得流速为：2）亚音速可压流对于实际测量中，为了提高计算精度，一般考虑来流的压缩性，可得一维等熵绝热流公式：又 M=v/a，声速，可求解流速（即真空速，True AirSpeed）为：速度指示空速是基于海平面环境下进行计算和指示的，即静压 P=P0=101 325hPa，密度=0=1.225kg/m3，则指示空速（Indicator AirSpeed）：其中 P，P分别为皮托-静压探头的测量值。如果测量的总压和静压正好等于的来流的总压和静压，那么测得的指示空速为准确的，即校准空速（Calibration AirSpeed）：此外，由于动压与飞机的飞行载荷相关，一般定义一个等效于标准海平面的速度，即等效空速（Equivalent AirSpeed）。此时空气密度应为海平面大气密度 0。一般地，EAS与CAS是不同的，尤其在马赫数大于0.6，或者飞行高度大于 10 000ft 时，此差异不可忽略。但由于在高度 10 000ft（3 000m），速度 200kts（360km/h）时，EAS 与 CAS 相差只有 0.4%，因此通常在直升机试飞过程中经常忽略此差异，亦即：EAS=CAS，由此可得：温度测量温度测量通过类似于皮托管的空气探头进行，假设气流完全阻滞，根据可压缩气体的伯努利方程，可得测量总温为：亦即：Tp=T（1+0.2M2）其中 T 为大气静温；为总温恢复系数，可通过实测值确定，设计精良的探头值一般在0.98到1之间，实际使用中，可认为=1。对于理想气体，=1.4，R=277 J/kgK，将 M 转化为速度，则：Tp=T+0.000 5V2对于飞行速度在 300km/h 的直升机，此时测量的总温和静温误差为 3.5K，而在一般飞行状态中，飞行速度在200km/h 时，温度误差在 1.5K 左右，因此对于直升机来说，一般测量的总温和静温相差不大，在试飞数据处理中，一般应注意区分这两个温度，但有时只有总温而没有静温通道，这时在工程上可认为总温约等于静温，以完成试飞任务。测量误差及其修正误差来源分析大气数据系统主要测量速度，高度和温度，主要的误差包括仪表误差，温度误差，位置误差以及显示迟滞/中断。仪表误差是指由于制造的差异型，环境温度改变，摩擦以及可动部件的惯性引起的误差。这些误差一般会在出厂前进行测试和校正。显示迟滞是由于当外界大气压力改变时，一般在减小时，会导致探针内气体流速减慢，以及气体惯性和黏性的存在，不能及时传递压力新号而导致显示迟滞，一般发生在上升/下降，加减速过程中；而在电子传感器中，还会因为计算机数据处理和数据过滤而产生一定的迟滞。位置误差即由于皮托管和静压孔安装位置的不同带来的测量速度，测量高度和真实值之间的误差。总压误差主要由于旋翼下洗流和总压孔入流角度变化引起，静压误差主要受到测量位置附近气流的流动情况影响。引起误差的主要原因如下：重量重心位置的改变；功率及旋翼转速；有无地效；侧滑/侧风；爬升、下降、转弯、平飞过程中的入流角；构型影响，例如武器外挂，起落架，外调挂设备等。其中重量的变化会引需用功率改变，从而导致下洗流发生变化，机身流场改变，最典型的现象发生在悬停状态，此时下洗流垂直向下，会直接导致动压增大，静压降低，高度表和速度表均不能正确读数，因此在低速状态下，高度和速度以无线电高度和地速为准。在 AH64A 试飞中，试飞人员在旋翼上方安置了两个皮托管测量总压，由于摆脱了旋翼下洗流影响，此设备实现了对低速状态的速度，高度以及侧滑角和风速的测量。由于入流角度增大导致总压测量不准或出现跳变现象，一些皮托管的总压孔会偏离机身轴线安装，以便部分补偿侧滑和攻角的影响。现代直升机一般使用旋转式三轴大气机或者左右分布式大气机来补偿直升机侧滑和攻角变化引起的测量误差，而在飞行测试中，还会用到带三向风标的长皮托管来测量直升机的姿态角，为避免下洗流和机身影响，一般布置在机身前端。研究认为侧滑和攻角之和在 15以下，其测量误差可以忽略。总之，需用功率的改变引起的下洗流变化，直升机姿态中国科技信息 2024 年第 8 期CHINA SCIENCE AND TECHNOLOGY INFORMATION Apr.2024-52-航空航天引起的入流变化和构型对机身扰流的改变都是引起总压和静压测量误差的三大因素。因此在严格的飞行测试中，这三类影响因素的影响都要通过试飞来减小到最低。误差修正方法总压和静压的位置误差可以同时修正或者各自独立修正。其中总压误差和指示空速相关，静压误差和指示空速，高度两者相关。早期的校正方法是从固定翼飞机中转化过来的，由于固定翼飞机来流稳定，皮托管在风洞中校正过后不再进行试飞校正，即假设总压误差为零，只单独校准静压误差。但由于直升机旋翼下洗流影响，总压误差不可忽略，因此还需要对总压进行校准。经典的校正方法是“塔台法”和“速度航程法”结合起来进行，其中“塔台法”只校正静压误差，“速度航程法”校正总压误差。另外一类方法是通过一架已经校正完毕，精度可靠的飞机与试飞直升机编队飞机，通过保持高度和速度一致进行校正（Formation method），类似的方法还有尾部拖曳法，将校正完毕，精度可靠的标准皮托-静压系统安装在直升机尾部，通过绳索拖曳的方式避开旋翼气流影响（Trailing pitot-static method）。随着卫星定位技术的发展和计算机技术的普及，基于GPS 的试飞方法被广泛应用于空速管的位置误差校正中，主要以 GPS 往返法和 GPS 三边法为主。其中 GPS 往返飞主要以不同速度点沿同一航向进行往返平飞，通过保持一定时间的平飞速度，获取试飞速度点。另外一种是 GPS 三边法。早在 1970s，美国空军试飞中心（AFTTC）根据德国的试飞文献和 NACA 测试飞艇的方法提出了三边测试法（又称 Cloverleaf method），每边成 120进行往返试飞；随后出现了两边成 180，第三边垂直于前两条边的“马蹄形”方法；最后由 Gray Doug 统一了三边法，提出三条试飞路线可以成任意角度，并给出了解析解。由于三边法可以算出风速风向（假设试飞中风速风向恒定），提高了校正的准确性，是 FAA 推荐的方法之一。某直升机分别通过以上两种方法进行了空速校准试飞，试飞时空中风速较小，气象稳定，起飞重量和构型一致，大气条件相似。从图 7 的试飞结果可以看出，在风速较小且较为稳定的情况下，通过 GPS 往返飞法和通过 GPS 三边法的试飞得到的空速校准结果相差较小。结语在直升机飞行的状态参数中，飞行速度，大气温度和外界大气压是通过大气数据系统获得的，通过对动压静压的掌控，飞行员和地面人员可以知道直升机所受的气动力和力矩，以及马赫数和雷诺数，从而判断和分析直升机的飞行性能和品质，因此掌握大气数据系统测量原理和误差修正方法，是试飞测试工作的基本要求。本文首先回顾了 ISA 大气的概念和历史，首先介绍了 ISA 大气模型假设，然后对皮托管-静压测量系统的原理进行了简要介绍和理论推导，建立了直升机测量速度，高度和温度的主要方法；最后，分析了测量中在的误差，并介绍了空速管位置误差的校正方法，通过GPS 往返法和 GPS 三边法的试飞结果对比，表明在风速较小的情况下，GPS 往返法和 GPS 三边法的校准结果相差较小，在工程上两种方法均可用于空速管的位置误差校正。图 7 往返法空速校准和 GPS 三边法空速校准结果对比图 6 皮托管入流角