本發(fā)明涉及故障處理技術(shù)領(lǐng)域，尤其涉及一種超聲速飛行器表面壓力測量故障的軟冗余方法。

背景技術(shù)：

傳統(tǒng)測量技術(shù)一般采用探出式測量方案(如，探出式空速管和角度傳感器組合)實(shí)現(xiàn)對飛行來流馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角等大氣參數(shù)的測量。但是，隨著航空航天技術(shù)的發(fā)展，探出式測量方案的局限性愈加明顯。例如，當(dāng)飛行器處于較高馬赫數(shù)飛行狀態(tài)時(shí)，其前端突出的測量裝置難以適應(yīng)頭部極高溫度，并且其與周圍大氣相互作用形成的激波干擾將影響飛行器的氣動(dòng)性能；另外，飛行器在大攻角飛行狀態(tài)下，前端突出的測量裝置將可能成為引起頭部渦流及側(cè)向不穩(wěn)定的主要因素，導(dǎo)致飛行器控制品質(zhì)下降。

然而，大氣層內(nèi)超聲速/高超聲速飛行器的吸氣式動(dòng)力系統(tǒng)工作控制、氣動(dòng)熱管理與控制、高精度飛行控制等領(lǐng)域均對高精度飛行來流參數(shù)均有迫切需求。故，嵌入式大氣數(shù)據(jù)測量裝置(Flush Air Data System，F(xiàn)ADS)逐漸被應(yīng)用，F(xiàn)ADS通過直接測量飛行器表面壓力，對飛行器表面壓力進(jìn)行解算，得到飛行來流馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角等大氣參數(shù)，具有精度高且能滿足超/高超聲速飛行條件的特點(diǎn)。

由上可知，在現(xiàn)有的FADS測量方案中，飛行器表面壓力場(多個(gè)壓力點(diǎn))數(shù)據(jù)的可靠測量是FADS解算大氣數(shù)據(jù)的基礎(chǔ)，目前，通常是通過對壓力測量進(jìn)行硬件冗余的方式來提高FADS測量數(shù)據(jù)的可靠性，確保解算得到的大氣數(shù)據(jù)的準(zhǔn)確性。然而，硬件冗余的處理方式需要增加大量額外的硬件設(shè)備，結(jié)構(gòu)復(fù)雜，成本較高。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的技術(shù)解決問題：克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提供一種超聲速飛行器表面壓力測量故障的軟冗余方法，在實(shí)現(xiàn)壓力測量故障的判別和修復(fù)以及提高FADS測量數(shù)據(jù)可靠性的同時(shí)降低了成本。

為了解決上述技術(shù)問題，本發(fā)明公開了一種超聲速飛行器表面壓力測量故障的軟冗余方法，所述方法包括：

分別獲取通過慣性測量裝置測量得到的第一飛行參數(shù)和獲取通過嵌入式大氣數(shù)據(jù)測量裝置FADS測量得到第二飛行參數(shù)；其中，所述第一飛行參數(shù)包括：H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins；H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins分別表示通過慣性測量裝置測量得到的飛行高度、馬赫數(shù)、攻角和側(cè)滑角；所述第二飛行參數(shù)包括：Ma_∞、α_∞、β_∞和P_∞；其中，所述Ma_∞、α_∞、β_∞和P_∞分別表示通過FADS測量得到馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角和靜壓；

根據(jù)所述第一飛行參數(shù)確定參考五路壓力值P_ic；以及，根據(jù)所述第二飛行參數(shù)確定實(shí)測五路壓力值P_i；其中，i＝1、2、3、4、5；

根據(jù)所述參考五路壓力值P_ic與所述實(shí)測五路壓力值P_i的比較結(jié)果，確定故障的壓力測點(diǎn)；

根據(jù)第一飛行參數(shù)和第二飛行參數(shù)之間的風(fēng)場修正關(guān)系，對確定故障的壓力測點(diǎn)進(jìn)行壓力修復(fù)。

在上述超聲速飛行器表面壓力測量故障的軟冗余方法中，根據(jù)所述第一飛行參數(shù)確定參考五路壓力值P_ic，包括：

獲取標(biāo)準(zhǔn)五路壓力值P_iz和標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力H～p_∞；其中，H表示海拔高度，p_∞表示海拔高度H對應(yīng)的大氣壓力；

用所述第一飛行參數(shù)線性插值所述標(biāo)準(zhǔn)五路壓力值P_iz和標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力，得到所述參考五路壓力值P_ic。

在上述超聲速飛行器表面壓力測量故障的軟冗余方法中，所述方法還包括：

通過對典型飛行來流狀態(tài)參數(shù)進(jìn)行仿真處理，得到所述標(biāo)準(zhǔn)五路壓力值P_iz。

在上述超聲速飛行器表面壓力測量故障的軟冗余方法中，所述第二飛行參數(shù)與所述實(shí)測五路壓力值P_i滿足如下對應(yīng)關(guān)系：

在上述超聲速飛行器表面壓力測量故障的軟冗余方法中，所述第一飛行參數(shù)和所述第二飛行參數(shù)滿足如下風(fēng)場修正關(guān)系：

其中，C、D和F分別為修正系數(shù)矩陣。

在上述超聲速飛行器表面壓力測量故障的軟冗余方法中，根據(jù)第一飛行參數(shù)和第二飛行參數(shù)之間的風(fēng)場修正關(guān)系，對確定故障的壓力測點(diǎn)進(jìn)行數(shù)據(jù)恢復(fù)，包括：

當(dāng)p₅對應(yīng)的壓力測點(diǎn)正常、p₁、p₂、p₃和p₄對應(yīng)的壓力測點(diǎn)有一路故障時(shí)，根據(jù)公式(1)、(2)和(3)，可以確定壓力修復(fù)公式如下：

其中，

當(dāng)p₁、p₂、p₃和p₄對應(yīng)的壓力測點(diǎn)正常、p₅對應(yīng)的壓力測點(diǎn)故障時(shí)，根據(jù)公式(1)、(2)和(3)，可以確定壓力修復(fù)公式如下：

其中，f₅(Ma_ins)＝f₁(Ma_ins)+f₂(Ma_ins)；

使用通過軟冗余修復(fù)得到的壓力P_i'替換故障壓力測點(diǎn)的壓力P_i。

在上述超聲速飛行器表面壓力測量故障的軟冗余方法中，根據(jù)所述參考五路壓力值P_ic與所述實(shí)測五路壓力值P_i的比較結(jié)果，確定故障的壓力測點(diǎn)，包括：

根據(jù)如下公式確定實(shí)測五路壓力值P_i與參考五路壓力值P_ic的比值Δ_i：

Δ_i＝|(P_i-P_ic)/P_ic|*100％

當(dāng)Δ_i小于等于設(shè)定閾值時(shí)，確定第i個(gè)壓力測點(diǎn)正常，否則，確定第i個(gè)壓力測點(diǎn)故障。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點(diǎn)在于：

通過本發(fā)明實(shí)現(xiàn)了壓力測量的軟冗余，可以對壓力測量過程中的故障進(jìn)行判別和修復(fù)、提高了FADS測量數(shù)據(jù)的可靠性；且，不需要增加額外的硬件設(shè)備，簡化了設(shè)備結(jié)構(gòu)，降低了設(shè)備成本。

附圖說明

圖1是本發(fā)明實(shí)施例中一種超聲速飛行器表面壓力測量故障的軟冗余方法的步驟流程圖；

圖2是本發(fā)明實(shí)施例中一種基于飛行器頭錐的五點(diǎn)式測壓孔布局示意圖；

圖3是本發(fā)明實(shí)施例中一種FADS裝置的工作流程示意圖。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合附圖對本發(fā)明公共的實(shí)施方式作進(jìn)一步詳細(xì)描述。

參照圖1，示出了本發(fā)明實(shí)施例中一種超聲速飛行器表面壓力測量故障的軟冗余方法的步驟流程圖。在本實(shí)施例中，所述超聲速飛行器表面壓力測量故障的軟冗余方法包括：

步驟101，分別獲取通過慣性測量裝置測量得到的第一飛行參數(shù)和獲取通過嵌入式大氣數(shù)據(jù)測量裝置FADS測量得到第二飛行參數(shù)。

在本實(shí)施例中，安裝在飛行器上的慣性測量裝置可以對飛行器的飛行高度、馬赫數(shù)、攻角和側(cè)滑角等飛行參數(shù)進(jìn)行測量。優(yōu)選的，所述第一飛行參數(shù)至少可以包括：H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins；其中，H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins分別表示通過慣性測量裝置測量得到的飛行高度、馬赫數(shù)、攻角和側(cè)滑角。安裝在飛行器上的FADS可以對飛行器的馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角和(大氣)靜壓等飛行參數(shù)進(jìn)行測量。優(yōu)選的，所述第二飛行參數(shù)至少可以包括：Ma_∞、α_∞、β_∞和P_∞；其中，所述Ma_∞、α_∞、β_∞和P_∞分別表示通過FADS測量得到馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角和靜壓。

其中，需要說明的是，某一時(shí)刻飛行來流參數(shù)(Ma_∞，α_∞，β_∞，P_∞)與五路分布?jí)毫χ祊₁、p₂、p₃、p₄和p₅之間具有一一對應(yīng)關(guān)系是FADS測量的理論基礎(chǔ)。也即，所述第二飛行參數(shù)與所述實(shí)測五路壓力值P_i滿足如下對應(yīng)關(guān)系：

步驟102，根據(jù)所述第一飛行參數(shù)確定參考五路壓力值P_ic；以及，根據(jù)所述第二飛行參數(shù)確定實(shí)測五路壓力值P_i。

在本實(shí)施例中，i的取值可以如下：i＝1、2、3、4、5。

在上述超聲速飛行器表面壓力測量故障的軟冗余方法中，優(yōu)選的，參考五路壓力值P_ic的可以通過如下方式確定：

子步驟S1，獲取標(biāo)準(zhǔn)五路壓力值P_iz和標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力H～p_∞；其中，H表示海拔高度，p_∞表示海拔高度H對應(yīng)的大氣壓力。

在本實(shí)施例中，可以通過對典型飛行來流狀態(tài)參數(shù)進(jìn)行仿真處理，得到所述標(biāo)準(zhǔn)五路壓力值P_iz。優(yōu)選的，可以通過CFD(Computational Fluid Dynamics，計(jì)算流體動(dòng)力學(xué))仿真計(jì)算獲得典型飛行來流狀態(tài)對應(yīng)的五路壓力值：P_1z、P_2z、P_3z、P_4z和P_5z，P_1z、P_2z、P_3z、P_4z和P_5z即為標(biāo)準(zhǔn)五路壓力值P_iz。

子步驟S2，用所述第一飛行參數(shù)線性插值所述標(biāo)準(zhǔn)五路壓力值P_iz和標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力，得到所述參考五路壓力值P_ic。

在本實(shí)施例中，用慣性測量裝置測量得到的H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins插值標(biāo)準(zhǔn)五路壓力值和標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力，可獲得五路壓力的參考值：參考五路壓力值P_ic。

在上述超聲速飛行器表面壓力測量故障的軟冗余方法中，如前所述，第二飛行參數(shù)與所述實(shí)測五路壓力值P_i滿足如下對應(yīng)關(guān)系：根據(jù)此公式可以確定實(shí)測五路壓力值P_i。

步驟103，根據(jù)所述參考五路壓力值P_ic與所述實(shí)測五路壓力值P_i的比較結(jié)果，確定故障的壓力測點(diǎn)。

在本實(shí)施例中，如前所述，用飛行器上的慣性測量裝置測量得到的H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins插值標(biāo)準(zhǔn)五路壓力值和標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力可獲得五路壓力的參考值。然而慣性測量裝置測量的H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins因其不能實(shí)時(shí)感知大氣風(fēng)場(如，大氣氣壓、氣溫、風(fēng)速、風(fēng)向等)，與實(shí)際飛行來流參數(shù)Ma_∞、α_∞、β_∞和P_∞存在一定差異。因此，通過慣性測量裝置測量第一飛行參數(shù)插值標(biāo)準(zhǔn)五路壓力值和標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力獲得的參考五路壓力值與通過CFD測量確定的實(shí)際五路壓力值存在差異，將此種壓力差異進(jìn)行無量綱處理，可用Δ_i表示：Δ_i＝|(P_i-P_ic)/P_ic|*100％。

在本實(shí)施例中，優(yōu)選的，可以根據(jù)Δ_i＝|(P_i-P_ic)/P_ic|*100％確定實(shí)測五路壓力值P_i與參考五路壓力值P_ic的比值Δ_i；當(dāng)Δ_i小于等于設(shè)定閾值時(shí)，確定第i個(gè)壓力測點(diǎn)正常，否則，確定第i個(gè)壓力測點(diǎn)故障。優(yōu)選的，所述設(shè)定閾值可以是20％。

步驟104，根據(jù)第一飛行參數(shù)和第二飛行參數(shù)之間的風(fēng)場修正關(guān)系，對確定故障的壓力測點(diǎn)進(jìn)行壓力修復(fù)。

在本實(shí)施例中，考慮大氣風(fēng)場的因素及實(shí)際測點(diǎn)位置壓力關(guān)系，第一飛行參數(shù)與第二飛行參數(shù)存在風(fēng)場修正關(guān)系，可簡化表示為：

其中，C、D和F分別為修正系數(shù)矩陣，可以通過標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)及風(fēng)洞試驗(yàn)提前進(jìn)行標(biāo)定。

優(yōu)選的，在本實(shí)施例中，所述根據(jù)第一飛行參數(shù)和第二飛行參數(shù)之間的風(fēng)場修正關(guān)系，對確定故障的壓力測點(diǎn)進(jìn)行數(shù)據(jù)恢復(fù)，具體可以包括：

當(dāng)p₅對應(yīng)的壓力測點(diǎn)正常、p₁、p₂、p₃和p₄對應(yīng)的壓力測點(diǎn)有一路故障時(shí)，根據(jù)公式(1)、(2)和(3)，可以確定壓力修復(fù)公式如下：

其中，

當(dāng)p₁、p₂、p₃和p₄對應(yīng)的壓力測點(diǎn)正常、p₅對應(yīng)的壓力測點(diǎn)故障時(shí)，根據(jù)公式(1)、(2)和(3)，可以確定壓力修復(fù)公式如下：

其中，f₅(Ma_ins)＝f₁(Ma_ins)+f₂(Ma_ins)；

在本實(shí)施例中，可以使用通過軟冗余修復(fù)得到的壓力P_i'替換故障壓力測點(diǎn)的壓力P_i。對五路壓力中僅有一路壓力測點(diǎn)故障情況下，故障壓力測點(diǎn)的壓力可以直接通過上述方案進(jìn)行軟冗余修復(fù)，無需增加壓力測量硬件進(jìn)行硬件冗余。

在上述實(shí)施例的基礎(chǔ)上，下面結(jié)合一個(gè)實(shí)例對所述超聲速飛行器表面壓力測量故障的軟冗余方法進(jìn)行進(jìn)一步說明。

參照圖2，示出了本發(fā)明實(shí)施例中一種基于飛行器頭錐的五點(diǎn)式測壓孔布局示意圖。其中，飛行器頭錐包括5個(gè)測壓孔：測壓孔5位于頭錐尖端，用于測量超聲速來流激波后總壓；測壓孔1、2、3、4嚴(yán)格位于錐面同一截面四個(gè)象限線上，用于測量錐面靜壓。

在上述圖2的基礎(chǔ)上，結(jié)合圖3，示出了本發(fā)明實(shí)施例中一種FADS裝置的工作流程示意圖。在本實(shí)施例中，所述FADS裝置可以用于執(zhí)行所述超聲速飛行器表面壓力測量故障的軟冗余方法，具體的，工作流程如下：

①提前裝訂數(shù)據(jù)：

首先，通過CFD進(jìn)行仿真計(jì)算，獲取典型狀態(tài)飛行器表面壓力P_1z,P_2z,P_3z,P_4z,P_5z。其中，一組優(yōu)選的典型狀態(tài)如下：馬赫數(shù)Ma2.0～Ma4.0(間隔0.25)；攻角范圍-12°～+12°(間隔2°)；側(cè)滑角范圍-6°～+6°(間隔2°)；查閱標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)獲取標(biāo)準(zhǔn)大氣壓力：H～p_∞(海拔高度－大氣靜壓數(shù)據(jù))；其中，H范圍0～30km，H間隔100m。

然后，將P_1z,P_2z,P_3z,P_4z,P_5z和H～p_∞裝訂到FADS存儲(chǔ)器上。

②將飛行器內(nèi)部慣性測量裝置測量到的飛行高度、馬赫數(shù)、攻角、側(cè)滑角數(shù)據(jù)(H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins)引入FADS解算器中。

③FADS解算器從存儲(chǔ)器中獲?、僦刑崆把b訂的數(shù)據(jù)，基于引入的H_ins、Ma_ins、α_ins和β_ins對①中提前裝訂的數(shù)據(jù)進(jìn)行線性插值，獲得參考五路壓力值P_1c,P_2c,P_3c,P_4c,P_5c。

④壓力判斷模塊將FADS實(shí)測的實(shí)測五路壓力值(P_i，i＝1、2、3、4、5)與參考五路壓力值(P_ic，i＝1、2、3、4、5)比較Δ_i：Δ_i＝|(P_i-P_ic)/P_ic|*100％，如果Δ_i≤20％，則第i個(gè)壓力測點(diǎn)正常，否則，第i個(gè)壓力測點(diǎn)故障。

⑤修復(fù)模塊可以基于如下方式進(jìn)行故障壓力修復(fù)：

當(dāng)p₅對應(yīng)的壓力測點(diǎn)正常、p₁、p₂、p₃和p₄對應(yīng)的壓力測點(diǎn)有一路故障時(shí),壓力修復(fù)公式如下：

其中

當(dāng)p₁、p₂、p₃和p₄對應(yīng)的壓力測點(diǎn)正常、p₅對應(yīng)的壓力測點(diǎn)故障時(shí)，壓力修復(fù)公式如下：

其中，f₅(Ma_ins)＝f₁(Ma_ins)+f₂(Ma_ins)。

C、D、F為系數(shù)矩陣，通過標(biāo)準(zhǔn)數(shù)據(jù)及風(fēng)洞試驗(yàn)提前進(jìn)行標(biāo)定。使用通過軟冗余恢復(fù)的壓力P₅'替換實(shí)測故障壓力P_i，使用處理后的五路壓力P₅'繼續(xù)進(jìn)行后續(xù)的大氣數(shù)據(jù)解算。

⑥解算模塊根據(jù)各測點(diǎn)的壓力進(jìn)行大氣參數(shù)解算。

⑦輸出模塊輸出⑥的計(jì)算結(jié)果。

綜上所述，本發(fā)明實(shí)施例所述的超聲速飛行器表面壓力測量故障的軟冗余方法,實(shí)現(xiàn)了壓力測量的軟冗余，可以對壓力測量過程中的故障進(jìn)行判別和修復(fù)、提高了FADS測量數(shù)據(jù)的可靠性；且，不需要增加額外的硬件設(shè)備，簡化了設(shè)備結(jié)構(gòu)，降低了設(shè)備成本。

本說明中的各個(gè)實(shí)施例均采用遞進(jìn)的方式描述，每個(gè)實(shí)施例重點(diǎn)說明的都是與其他實(shí)施例的不同之處，各個(gè)實(shí)施例之間相同相似的部分互相參見即可。

以上所述，僅為本發(fā)明最佳的具體實(shí)施方式，但本發(fā)明的保護(hù)范圍并不局限于此，任何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護(hù)范圍之內(nèi)。

本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。