GPS速度法确定飞机空速系统位置误差.docx
《GPS速度法确定飞机空速系统位置误差.docx》由会员分享，可在线阅读，更多相关《GPS速度法确定飞机空速系统位置误差.docx（8页珍藏版）》请在冰豆网上搜索。
GPS速度法确定飞机空速系统位置误差
GPS速度法确定飞机空速系统位置误差
飞行力学第18卷第2期Vo.l18No.22000年6月2000JuneFLIGHTDYNAMICS
（）文章编号:
10022085320000220062205
速度法确定飞机GPS
空速系统位置误差
张德元,陈怦,卢希荣
（）中国飞行试验研究院一所,陕西西安710089
摘要:
飞机空速系统位置误差的测定,飞行试验中有多种常规方法,但其精度只能满足常规型号空速系统的验证要求。
针对这一问题提出了速度法,叙述了该方法的原理、实施过程和数据处理方法,讨论了方GPS
法的系统精度并给出了误差估算结果。
通过对某型飞机的验证试飞,表明该方法简便易行,可满足气动补偿型空速系统的试飞验证要求。
关键词:
;速度法;位置误差GPS
+中图分类号:
217.1V文献标识码:
A
要求:
常规空速系统必须改装高精度高度表或改引言
用气动补偿型空速系统;新型号飞机必须使用高
精度的气动补偿型空速系统。
飞机空速系统总压及静压测量的准确性,是通过飞行试验验证及鉴定飞机空速系统位置飞行控制及完成战术任务的基础。
理想的空速系误差,是空速系统设计定型必不可少的环节。
在这统要求在飞机的整个飞行高度速度范围内指示的一过程中,不论采用何种试飞方法,试验测试系统空速及气压高度等于真值,但是由于飞机气动外精度应比试验结果数值高出一个数量级以上,至形、激波和机载测试仪器仪表误差的影响,指示值
少应小于结果数值的三分之一。
这是飞行验证鉴一般与真值不同,其中的主要差异,即位置误差,
定试飞的基本要求。
1也称气动激波修正量。
试飞测定飞机位置误差的方法很多,但都需以装有常规空速系统的歼击机为例,其位置
要雷达、照相经纬仪等外部测量设备和气象探空误差亚音速区域?
0101,0104,跨音速区域?
Ma设备,因其涉及多套测量系统,整体测试精度得不?
0106,0110,高度指示误差最大可达800?
Ma2到保证,难以满足新型空速系统的试飞鉴定要求。
900。
此误差可通过气动补偿或机载计算机m
下面介绍的速度法则利用了速度测量GPSGPS修正的方法来减少。
由于飞行安全及空中管制
精度高的特点,结合机载高精度温度压力测量设的需要,现阶段对
备,绕开了气象探空环节,大大提高了测试系统飞机的空速系统提出了更高的精度要求。
飞机航
精度。
某型飞机初步的验证试飞及其它多种型号线被严格限制在一定高度的范围内,飞机空速系
统的指示高度允许误差在亚音速区域内一般不得飞机试飞应用表明,该方法完全能够满足当前新
超过20。
考虑到歼击机机动飞行中的安全问m一代高精度空速系统的试飞验证要求。
题,军标对飞机空速系统的位置误差有更严格的
1试飞方法原理
收稿日期:
1999211226;修订日期:
2000203212
（）作者简介:
张德元19652,男,高级工程师,从事飞机测量确定飞机空速系统位置误差,最理想的
（）（）,与空速系统感受的大气静压相比,得013。
因此在飞行试验中充分显示了它的优越phtphbm
性,如选取高精度的气压传感器和温度传感器,即（）到飞机空速系统的静压测量误差?
p,再根据空
3可大大提高位置误差的测试精度,使速度、高度的（）（速系统感受的总压与相比,空速系统感phphb
校准精度得到了提高,试飞方法得到了简化,且）受总压的误差可以忽略。
进一步得到完整的误差
速度法在实施及数据处理上都有其明显的优GPS（）曲线,,由此可根据需要进行转换,得到?
phMa
越性,是目前其他方法所无法达到的。
,等。
这就是气压法确定位置误差基?
Ma?
h?
v
本原理。
试飞实施时由于利用探空气球测量静压
2试飞实施及数据处理,其测量精度很难保证。
pht速度法则属于一种间
接方法,它测量的是飞
利用速度法确定飞机空速系统位置误GPS机飞行的空速和所在高度的温度,经过换算得到
差,实施时其主要环节如下:
（）（）位置误差结果,或,然后进?
vhMai?
MaMai
（）1计算表马赫数。
由空速系统感受的静压、行所需的换算。
在常规方法中一般用照相经纬仪、
动压计算。
或机载相机等外部测量设备确定飞机空速,虽然qhb2315减少了气象探空环节,但试飞时要受到飞行高度、=（）1i1+012Ma-phb速度及空域限制,故主要用于低空低速飞机空速qhb（）?
0189291系统位置误差测量,很难用于歼击机空速系统的phb试飞验证。
7qMa16692hbi随着近几年的迅速发展,在飞机的GPSGPS=-12phb7Ma-1i空中定位、测高、测速方面得到了广泛的应用,利
qhb用测速精度高的特点,用它代替照相经纬GPS18929（）02>phb仪、或机载相机等外部测量设备可精确测定飞机
（）飞行速度,另外使用高精度的大气温度、压力传感2确定飞机空速。
选定典型的试验高度,根
器测量大气温度和空速系统感受的总压、静压,就据飞机飞行速度范围,选择稳定平飞的速度点
形成了试飞测定飞机位置误差的一种新方法,即（）（）,因机载记录的速度是地速,故应用vtGPSvG
速度法。
GPS正反向飞行的方法消除空中风的影响得到飞机的
其试飞方法为:
试验飞机加装包括差分GPS空速。
在内的机载测试系统,飞行时测量记录全部GPS
）（）（3vt=015vG1+vG2参数和飞机空速系统所感受的总压、静压、总温等
（）3（）计算大气静温、音速。
大气静温由机a参数。
试飞时,在试验高度上,以不同的速度点作
3（）载测试系统记录的阻滞温度Th计算,进一步计无侧滑稳定平飞,用测量飞行时的地速,消GPS
（）除风的影响后,求得空速;由大气静温确定音Th算出当地音速。
下式中为恢复系数,为一常值;N
初步计算时先用代替。
MatMai（）速后得到飞行马赫数,再由空速系统感受的Mat
3（）静压、动压计算空速系统给出的表马赫数i,MahT（）T=4h2（N1+012Ma）二者的差值即飞行中所用的基准位置误差曲线t
（）,以该曲线为基础经过换算就可得到?
MaMaia=2010463（）T5h所需要的最终结果,如,,等。
cp?
h?
v（）4（）计算真实马赫数:
Mat由于体积小,可安装在飞机上,测量结GPS
vt果可直接由机载测试系统记录,不需要时间协（）Ma=6ta调。
另一方面,测量精度高,如采用高动态GPS（）5计算:
?
Ma高更新率实时差分,其速度测量精度可达,GPS（）Ma-Ma7?
Ma=ti0103ƒ位置测量精度优于3;事后差分,速,msm通过多个稳定平飞速度点及平飞加速动作段
的数据处理,就可得到飞行试验中所用的基准位
（）置误差曲线,由此可进一步转换到所?
MaMai度测量精度为0103ƒ位置测量精度可提高到,ms
需的各种形式。
大大提高空速的测试精度。
:
在正反向稳定平飞时,给出几个具体方法是该种试飞及数据处理方法其基准测量值为
参考速度点,飞行中仅需飞行员在参考点左右保,,及。
其中,测量精度很高,不会为vtThphbqhbphbqhb持稳定,其重点是飞机高度速度的稳定,而不要求的测量带来太大的误差。
如果用测量?
MaGPS必须将速度稳定在某一具体值上。
飞行后的数据飞机的地速其精度也可以达到相当高的量级,采处理如下:
用适当的转换处理,就可以得到较为精确的飞行由正向稳定平飞,有:
空速,该方法误差主要来源于大气温度的测试精
度。
下面具体地讨论一下各个环节的误差问题。
（）（）（）?
Mai=Mat1i-Maii1
（）viG1（）=-Maiia
3误差分析（）vitw（）=-Maii+aa
由此,有:
从方法本身考虑,其系统误差源主要在两个
方面:
一是确定飞机空速时产生的误差,二是机载w（）（（））（）?
Mai=fMa=?
Mai+911ia测温误差。
下面就分别讨论一下此问题。
同样,由反向稳定平飞得到:
311空速确定误差w（）（）（）（）10?
Ma2i=f2Mai=?
Mai-a确定需要在定常风假设下进行。
假设在短vt将两条结果曲线平均一下,则有:
（时间内即飞机做动作的时间里,约为半个小时左（）（）（）?
Mai=f1Mai+f2Mai（）11）右,在飞机飞行高度上下很小的范围内,风速风
向不变,即=。
wC这种改进后,在飞机飞行稳定的条件下,空速
测试精度应该与地速测试精度相当。
在这个假设下,来讨论空速的确定及飞行的
实施问题。
312机载测温误差前面提到,可以给出飞机的地速,其精度GPS
可以达到相当高的量级。
常规的速度误差仅GPS讨论这一问题时,假设飞机动作只限于稳定
平飞,对非稳态飞行,阻滞温度传感器的特性会变
得很不稳定,误差也会增大。
15飞行,则011ƒ如飞机在5000以=0,mmsMa
（）大气静温由式4求得,如果已知,就可?
Ma相对误差为010006,但问题是如何消除风的影
以把计算的经过修正得到,进一步计算MaiMat响,得到准确的飞机空速。
在定常风的假设下,可以利用往返飞行的方出,这时求得的误差仅是测量系统的误差,ThTh法来消除风的影响。
假设飞行员以某一地标为参3如果T也有很高的精精度很高的话,得到的hTh（）考,保持空速往返飞行稳定平飞,则有:
vt3）（相当。
度绝对误差量级与Th
在飞行试验过程中,是一个需要确定的?
Mav=v-w;:
正向tG1v+w。
未知数,但由于?
Ma是一个小量,可以先用MaiG2反向:
v=t
代替求出一个近似的,虽然此误差较MatThTh（））（8vt=015vG1+vG2
大,但也可得到较准确的结果。
?
Ma这样就得到了真空速。
vt（）由此可用?
Ma计算Mat,再利用式4进行但在实际飞行中,飞行员要保持往返的空速迭代求解,多次迭代后,由i引起的误差是基本Ma相同相当困难,这也会直接影响到空速的测量精上可以消除的。
度,如这样飞行,不但要对飞行员提出很高的技术（在一定的假设下=5000,=013,hmMa要求,导致过多的起落报废,而且也很难大幅度提）（015,019,=0101,以常规速度精度取?
MaGPS高空速的测量精度。
）011mƒs和某型大气温度传感器为例,可对测温
为了避开这点,可以在数据处理方面进行改
表1温度测量及迭代误差估算结果
方法ƒMatThcƒKMat1?
Ma1?
Mas?
hsm
0131965129980100980100020158402550000
一次近似0152561127014995201009500100050212480
01925614820189850010085001001501210850
0132551674012999701000980100002010003
二次近似0152561667014999701009970100050011720
0192561810018997001009700100030215300
0102,0103之间,与该机用雷达法所得结约在由表1可以看到,采用近似计算,也可以得到
一个较为精确的结果,但是这一结果在=019Ma果相当。
正向飞行与逆向飞行结果数据相差较大,时依然有较大的误差,迭代计算后,测试系统误差（这是因为高空风速较大的原因从飞行结果可推迅速减小,由于采用引起的误差是基本上可Mai得沿航向风速大约为70ƒ与有关气象资料相,ms以消除的,的精度也可达到一个相当高的量Th
）吻合。
级。
算例中的一次迭代结果也在表1中给出。
这样,在保证空速测试精度的条件下,如果选（）2飞行高度5000,飞机作往返飞行,试m
用高精度的大气温度传感器,就能得到一个精确飞结果如图2所示。
图中结果表明,正向飞行的。
Th大约在01028,01029左右,而逆向飞行?
Ma1
大约在01008,01013左右,随着的增?
Ma2Mai
长,二者同样呈增加趋势,其拟合结果同样在313综合误差分析0102,0.03之间,与该机用雷达法所得结果相
当。
与11000处不同的是正向飞行与逆向飞行m利用误差传送公式,计算测试系统误差,其结结果数据相差较小,这是因为此高度风速较小的果见表2。
（原因从飞行结果可推得沿航向风速也与有关气（）传递误差结果=5000,=015表2hmMa）象资料相吻合。
参数MaiThMaavt?
Ma
010020100301002010060100201004相对误差
4试验结果及分析
结合某飞机定型试飞,利用飞机上加装的
系统,根据以上思路,进行了验证试飞。
试飞GPS
结果如下:
（）1飞行高度11000,飞机作往返飞行,试m图2某型飞机空速系统位置误差试飞结果1所示。
飞结果如图（）3综合两高度的试飞结果,得到的最终结
果如图3所示,图中也给出了雷达法的最终结果
和一些试验点分布情况。
图1某型飞机空速系统位置误差试飞结果
图中表明,正向飞行约在01075左?
Ma1
而逆向飞行大约在-0105左右,随着右,?
Ma2图3法与雷达法试飞结果比较GPS的增加,二者都呈增大趋势,其拟合结果大Mai
由图3可见,,可代替传统的气压法用于飞机空速系统雷达法速度法与雷达法最终结果GPS
基本上都在误差带范围内,而且两高试飞。
相当吻合
（）2该方法基本上能消除风的影响,其精度可度结果数值基本上没有差别。
与此相反,雷达法以满足新一代空速系统试飞验证要求,这一点已11000的数据与最终结果相差很大,基本上不m由验证试飞结果和后来的型号试飞应用所证明。
能使用。
前面已经提到,雷达法中由于用气球探一需要注意的是,定常风的假设在低空会引起空会带来相当大的系统误差,这就是图中雷达法（）些误差3000以下,应选择适当的高度,在m
11000有些点与最终值相去甚远的原因。
而由m天气稳定的条件下进行试验,以尽量减少由此带
得出的数据无此偏差,恰好避开了这一点。
GPS来的误差。
从图中也可以看出,得到的结果要优于雷达GPS
法的结果。
参考文献:
5结论
1.飞机飞行试验及试验结果处理巴施柯夫斯基ИМ
[.北京:
航空工业出版社,1991.M（）1速度法在实施及数据处理上都有其GPS陈启顺,译.性能理论和飞行试验技术[.etalM2明显的优越性,且不需要空地协调。
在保证测量西安:
飞行力学杂志社,1990.
精度的情况下,该方法测试系统误差要大大低于
UsingGPSsystemtodeterminetheposition
errorofpitotstaticsystem
22,,ZHANGDeyuanCHENPengLUXirong
（,,TheFirstInstituteChineseFlightTestEstablishment
）710089,Xi’anChina
Abstract:
Usually,therearemanymethodswhichmaybeusedtodeterminetheposition
.ofthepitotstaticsystemButmostofthemhavenotenoughaccuracytotestthenewtypeof
.,:
thepitotstaticsystemInordertosolvethisproblemthispaperputforwardanewmethod
.thespeedmethodusingGPSsystemTheprincipleofusingGPSsystemtodeterminethe
.,positionerrorisdescribedAfterdiscussingtheaccuracyofmethodthecourseoftestand
.thedataprocesswithsomeresultsfromflighttestisalsoprovidedBecauseofthehigh,.accuracythismethodcanbeusedtotestnewtypeofthepitotstaticsystem
:
;;KeywordsGPSmethodofspeedpositionerror
升级会员 