專利名稱：應(yīng)用于低速無人機上總靜壓受感器位置誤差的修正方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及一種應(yīng)用于低速無人機上總靜壓受感器位置誤差的修正方法，屬于航空飛行 器氣動技術(shù)領(lǐng)域。
技術(shù)背景總靜壓受感器(也稱空速管)是飛行器上的常用設(shè)備，用于感知飛行器飛行時所受到的 來流總壓和大氣靜壓。在低速無人機上，通常利用總靜壓受感器感受到的大氣靜壓，來解算出飛機的飛行高度；利用來流總壓和大氣靜壓之差，來解算出飛機的飛行速度。但是總靜壓 受感器通常安裝在機頭位置，如圖l所示，在低速無人機上，由于機頭對前方來流的擾動， 導(dǎo)致總靜壓受感器的指示出現(xiàn)誤差，無法正確顯示實際的來流總壓和大氣靜壓。這種誤差是 由于總靜壓受感器的安裝位置所引起，因此稱之為總靜壓受感器的位置誤差。出現(xiàn)位置誤差 一方面不能滿足無人機精確控制和保持航線的需要，另一方面還可能在某些情況下引發(fā)預(yù)期 以外的飛機失速或飛行高度過低，危害飛行安全。通常消除位置誤差的方法有兩種 一是增加總靜壓受感器的長度，使其伸出機頭對來流的干擾區(qū)，伹是這不但增加了重量，同時在飛行中也會加劇振動，而不得不對安裝位置的結(jié)構(gòu)進行加強；二是將總靜壓受感器的安裝位置移到其它干擾較小的位置，但是這也會引起重 量增加和飛機內(nèi)部管線、設(shè)備布置的困難。 發(fā)明內(nèi) 容本發(fā)明的目的是提出一種應(yīng)用于低速無人機上總靜壓受感器位置誤差的修正方法，應(yīng)用 簡單的修正公式，在飛行控制軟件中對無人機飛行速度和大氣靜壓數(shù)據(jù)進行修正，對于無人機通常的飛行狀態(tài)可以具有較髙的修正精度。具體修正方法分為以下步驟步驟一、在風(fēng)洞中設(shè)置兩套總靜壓受感器，分別測量并解算出無人機在不同飛行速度和 姿態(tài)的一系列飛行速度、高度和大氣靜壓數(shù)據(jù)。步驟二、將步驟一中得到的一系列飛行速度、高度和大氣靜壓數(shù)據(jù)做差，繪制AV Vs、 △H~Vs、 ACp Vs曲線，分析誤差隨飛行速度的變化規(guī)律。步驟三、根據(jù)步驟二中的變化規(guī)律，以最小二乘法擬合出指示空速Vs和指示靜壓Cps 的參數(shù)化修正公式。步驟四、對位置誤差進行修正，得到修正后的飛行速度和大氣靜壓。 本發(fā)明的優(yōu)點在于(1) 無需更改總靜壓受感器的設(shè)計和飛機的總體布置；(2) 修正公式表述簡單、明確，無需對大氣數(shù)據(jù)計算機內(nèi)部算法進行修改，可以在飛行 控制軟件中對數(shù)據(jù)自行進行修正。(3) 對于通常的飛行狀態(tài)有較高的修正精度。


圖1是總靜壓受感器在無人機上的位置示意圖； 圖2是本發(fā)明修正方法的步驟流程圖；圖3是修正前的總靜壓受感器速度誤差A(yù)V隨指示空速Vs的變化曲線； 圖4是修正前的總靜壓受感器靜壓誤差A(yù)Cp隨指示空速Vs的變化曲線； 圖5是修正前的飛機高度與實際高度的誤差A(yù)H隨指示空速Vs的變化曲線； 圖6是釆用本發(fā)明的修正方法后的速度誤差A(yù)V^隨飛行速度V^勺變化曲線； 圖7是采用本發(fā)明的修正方法后的高度誤差MT隨飛行高度H1勺變化曲線。
具體實施方式
下面將結(jié)合附圖和實施例對本發(fā)明作進一步的詳細(xì)說明。本發(fā)明提供一種應(yīng)用于低速無人機上總靜壓受感器位置誤差的修正方法，如圖2所示步 驟流程圖，具體步驟如下步驟一、在風(fēng)洞中設(shè)置兩套總靜壓受感器，分別測量并解箅出無人機在不同飛行速度和 姿態(tài)(指飛機的迎角和側(cè)滑角)的一系列飛行速度、高度和大氣靜壓數(shù)據(jù)。將需要修正誤差的總靜壓受感器(這里稱之為實用總靜壓受感器)安裝在機頭上，對兩 者的結(jié)合體進行風(fēng)洞試驗。在風(fēng)洞中不受干擾的位置安裝另一總靜壓受感器(稱為基準(zhǔn)總靜 壓受感器)，風(fēng)洞試驗中兩套總靜壓受感器同時釆集數(shù)據(jù)，并通過各自的大氣數(shù)據(jù)計算機，解 算并輸出無人機在不同飛行速度和姿態(tài)的一系列飛行速度、高度和大氣靜壓。基準(zhǔn)總靜壓受 感器解箅出的飛行速度Vt、高度Ht和大氣靜壓Cpt看作為實際空速、實際高度和實際靜壓， 實用總靜壓受感器解算出的飛行速度Vs、髙度Hs和大氣靜壓Cps看作為指示空速、指示髙度和指示靜壓。步驟二、將步驟一中得到的一系列飛行速度、高度和大氣靜壓數(shù)據(jù)做差，繪制AV Vs、 AH Vs、 ACp Vs曲線，分析誤差隨飛行速度Vs的變化規(guī)律。將實際數(shù)據(jù)Vt、 Ht、 Cpt與指示數(shù)據(jù)Vs、 Hs、 Cps分別相減得到差值A(chǔ)V、 AH、 ACp，即實用總靜壓受感器的位置誤差 △V=Vt-Vs △H-Ht-Hs △Cp=Cpt-Cps繪制AV Vs、 AH Vs、 ACp Vs曲線，分析位置誤差隨飛行速度Vs的變化規(guī)律，通常 可得(a) 隨著飛行速度Vs的增大，AV絕對值增加，表明總靜壓受感器的位置誤差增大， 并且大致與飛行速度Vs呈線性關(guān)系；(b) ACp隨飛行速度Vs基本保持不變；(c) AH隨飛行速度Vs的變化規(guī)律較為復(fù)雜，難以用簡單的公式表出。(d) 飛機姿態(tài)的變化對位置誤差有一定影響，但是沒有飛行速度Vs的影響大。 步驟三、根據(jù)步驟二中得到的無人機位置誤差隨飛行速度Vs的變化規(guī)律，以最小二乘法擬合出飛行速度Vs和大氣靜壓Cps的參數(shù)化修正公式。根據(jù)步驟二中的四個規(guī)律，確定修正方法選取最重要的飛行狀態(tài)(飛機姿態(tài)和速度)， 以最小二乘法擬合出指示空速Vs和指示靜壓Cps的參數(shù)化修正公式。其中指示空速Vs按 照線性擬合，指示靜壓Cps按照常數(shù)擬合。擬合公式的一般形式為△V*=AVs+B△Cp*=D其中，AV+是飛行速度Vs修正量，ACp^是大氣靜壓Cps修正量，A、 B、 D是常數(shù)。 步驟四、對實用總靜壓受感器位置誤差進行修正，得到修正后的飛行速度V^和大氣靜壓 Cp*:V*=Vs+AV* Cp*=Cps+ACp*其中Vw可直接輸出，Cp^5大氣數(shù)據(jù)計算機解算后，可輸出修正后的飛行高度H、^可以精確的確定無人機的飛行狀態(tài)。 下面以一個具體的實施例來說明本發(fā)明所述的總靜壓受感器誤差修正方法。 將本發(fā)明提供的總靜壓受感器位置誤差修正方法應(yīng)用于某低速無人機上。按如圖1所示 的方式將總靜壓受感器1安裝在機頭2的前方，該低速無人機的機頭2有一個大的鼓包3， 鼓包3對氣流的干擾較大，總靜壓受感器1安裝在機頭前方。選取無人機典型的飛行狀態(tài)為 速度V二40m/s，迎角a-2 4。。修正前，各種迎角下總靜壓受感器速度誤差A(yù)V隨指示空速Vs的變化曲線如圖3所示； 圖4是總靜壓受感器靜壓誤差A(yù)Cp隨指示空速Vs的變化曲線；飛機高度與實際高度的誤差 AH隨指示空速Vs的變化曲線如圖5所示。從圖3、圖4、圖5中可以看出，總靜壓受感器 的位置誤差較大，在典型飛行狀態(tài)下，即速度V-40m/s，迎角a-2 4。狀態(tài)下，速度誤差 AV約7m/s，誤差達(dá)到18%，靜壓誤差A(yù)Cp沒有明顯變化，高度誤差A(yù)H達(dá)到30m。使用本修正方法對位置誤差進行修正后，圖6是修正后的速度誤差A(yù)V^隨飛行速度V1勺 變化曲線，圖7是修正后的高度誤差A(yù)H+隨飛行高度H^的變化曲線。從圖6、圖7中可以看 出修正后的飛行速度和高度誤差大幅減小，在典型飛行狀態(tài)下，即速度V-40m/s,迎角a=2 4°狀態(tài)下，速度誤差A(yù)VM又為不到0.5m/s，高度誤差M^不到2m。很好地滿足了精確控 制和飛行安全的需要。
權(quán)利要求
1、一種應(yīng)用于低速無人機上總靜壓受感器位置誤差的修正方法，其特征在于包括如下的步驟步驟一、在風(fēng)洞中設(shè)置兩套總靜壓受感器，分別測量并解算出無人機在不同飛行速度和姿態(tài)的一系列飛行速度、高度和大氣靜壓數(shù)據(jù)；步驟二、將步驟一中得到的一系列飛行速度、高度和大氣靜壓數(shù)據(jù)做差，繪制ΔV～Vs、ΔH～Vs、ΔCp～Vs曲線，分析誤差隨飛行速度Vs的變化規(guī)律；步驟三、根據(jù)步驟二中的變化規(guī)律，以最小二乘法擬合出飛行速度Vs和大氣靜壓Cps的參數(shù)化修正公式；步驟四、對位置誤差進行修正，得到修正后的飛行速度V＊和大氣靜壓Cp＊。
2、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的應(yīng)用于低速無人機上總靜壓受感器位置誤差的修正方法，其特征在于步驟三中所述的修正公式的一般形式為 AV*=AVs+B △Cp*=D其中，么￥*是飛行速度修正量，Vs是指示空速，ACp^是大氣靜壓修正量，A、 B、 D是 常數(shù)。
3、 根據(jù)權(quán)利要求1所述的應(yīng)用于低速無人機上總靜壓受感器位置誤差的修正方法，其特征 在于步驟四中得到的修正后的飛行速度V^和大氣靜壓0口*為<formula>formula see original document page 2</formula>
全文摘要
本發(fā)明公開了一種應(yīng)用于低速無人機上的總靜壓受感器位置誤差的修正方法。該方法利用風(fēng)洞實驗，獲得簡單的修正公式，對無人機飛行速度和大氣靜壓數(shù)據(jù)進行修正。應(yīng)用本發(fā)明提供的修正方法，無需更改總靜壓受感器的設(shè)計和飛機的總體布置；而且所提供的修正公式表述簡單、明確，無需對大氣數(shù)據(jù)計算機內(nèi)部算法進行修改，可以在飛行控制軟件中對數(shù)據(jù)自行進行修正；對于典型的飛行狀態(tài)有較高的修正精度。
文檔編號G01M9/02GK101246078SQ200810102149
公開日2008年8月20日 申請日期2008年3月18日 優(yōu)先權(quán)日2008年3月18日
發(fā)明者朔 張, 張云飛, 王金提, 馬東立, 馬鐵林 申請人:北京航空航天大學(xué)