GPS速度法确定飞机空速系统位置误差.docx

1、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V o .l 18 N o. 2 2000 年 6 月 2000J une FL IGH T D YN AM IC S () 文章编号: 100220853 20000220062205 速 度 法 确 定飞 机GP S 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

2、的原理、实施过程和数据处理方法, 讨论了方 GP S 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GP S + 中图分类号: 217. 1 V 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

3、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?M a 设备, 因其涉及多套测量系统, 整体测试精度得不 ? 0

4、106, 0110, 高度指示误差最大可达 800?M a 2 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 GP S GP S 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

5、 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 p h t p h b m 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

6、度, 使速度、高度的 () ( 速系统感受的总压 与 相比, 空速系统感 p h p hb 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 GP S () 曲线 , 由此可根据需要进行转换, 得到? p h M a 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?M a ? 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。 p h t 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 GP S 机飞

7、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 ? v h M a i ?M a M a i ( ) 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 q hb2 315 减少了气象探空环节, 但试飞时要受到飞行高度、 =() 1 i 1 + 012M a - p hb 速度及空域限制, 故主要用于低空低速飞机空速 qh b ()? 01892 91 系统位置误差测量, 很难用于歼击机空速系统的 p hb 试飞验证。7 qM a 16 6

8、92h b i 随着近几年 的迅速发展, 在飞机的 GP S GP S = -1 2 p hb 7M a - 1 i 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 GP S 1892 9 ()02 p hb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 v t GP

9、 S v G 速度法。GP S 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 GP S空速。 在内的机载测试系统, 飞行时测量记录全部 GP S)()( 3 v t = 015 v G 1 + v G 2 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 T h 计算, 进一步计无侧滑稳定平飞, 用 测量飞行时的地速, 消 GP S () 除风的影响后, 求得空速; 由大气静温 确定音T h 算出当地音速。下式中为恢复系数,

10、 为一常值; N 初步计算时先用代替。M a t M a i () 速后得到飞行马赫数 , 再由空速系统感受的M a t 3 () 静压、动压计算空速系统给出的表马赫数 i , M a h T ()T = 4 h 2( N 1 + 012M a ) 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 ?M a M a i a = 201046 3 ()T 5 h所需要的最终结果, 如 , , 等。cp ? h ? v ()4 () 计算真实马赫数 : M a t 由于 体积小, 可安装在飞机上, 测量结 GP S v t果可直接由机载测试系统记录, 不需要时间

11、协 ()M a = 6 t a 调。 另一方面, 测量精度高, 如采用高动态 GP S ()5 计算 :?M a 高更新率 实时差分, 其速度测量精度可达, GP S ()M a - M a 7 ?M a = t i 0103 位置测量精度优于 3 ; 事后差分, 速, m sm 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 ?M a M a i 度测量精度为 0103 位置测量精度可提高到, m s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

12、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v t T h p hb qhbp hb qhb 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 ?M a GP S 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。 ( ) ( )( ) ?M a i=M a t1 i- M a i i1 (

13、) v iG 1 ( ) = -M a ii a 3 误差分析( )v it w ( ) = - M a i i+a a 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 ( ) ( ( ) ) ()?M a i =f M a = ?M a i +9 1 1 i a 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 ?M a 2 i= f 2 M a i = ?M a i- a 确定 需要在定常风假设下进行。假设在短 v t 将两条结果曲线平均一下, 则有: (

14、时间内 即飞机做动作的时间里, 约为半个小时左 ( ) () ()?M a i= f 1 M a i + f 2 M a i ()11 ) 右, 在飞机飞行高度上下很小的范围内, 风速风 向不变, 即= 。w C 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 GP S 可以达到相当高的量级。常规 的速度误差仅GP S 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

15、, 则 011 如飞机在 5 000 以= 0, m m sM a () 大气静温由式4求得, 如果 已知, 就可 ?M a 相对误差为 01000 6, 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 M a i M a t 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,T h T h 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h T h () 考, 保持空速 往返飞行 稳定平飞, 则有:v t 3 ) (相当。度绝对误差量级与 T h在飞行试验过程中,

16、是一个需要确定的?M a v = v - w ; :正向t G 1 v + w 。未知数, 但由于 ?M a 是一个小量, 可以先用M a iG 2 反向: v =t 代替求出一个近似的 , 虽然此 误差较M a t T h T h ()(8 v t = 015 v G 1 + v G 2 大, 但也可得到较准确的结果 。?M a 这样就得到了真空速 。v t ( ) 由此可用 ?M a 计算M a t , 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M a 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

17、样飞行, 不但要对飞行员提出很高的技术 ( 在 一定的假设下 = 5 000 , = 013,h m M a 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?M a GP S 高空速的测量精度。 ) 011 m s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M a t T hc K M a t1 ?M a1?M as?h s m 013 1965 1299 80 1009 80 1000 20 1584 0 2550000一次近似015 2561127 0

18、1499 52 01009 50 01000 50 21248 0 019 2561482 01898 50 01008 50 01001 50 121085 0 013 2551674 01299 97 01000 98 01000 02 01000 3 二次近似015 2561667 01499 97 01009 97 01000 50 01172 0 019 2561810 01899 70 01009 70 01000 30 21530 0 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=

19、019 M a 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 M a i 得沿航向风速大约为 70 与有关气象资料相, m s 以消除的, 的精度也可达到一个相当高的量 T h )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 5 000 , 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 。T h 大约在 010

20、28, 01029 左右, 而逆向飞行?M a 1 大约在 01008, 01013 左右, 随着的增?M a 2 M a i 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 11 000 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 = 5 000 , = 015 表 2h m M a )象资料相吻合。 参 数M a i T h M a a v t ?M

21、 a 01002 01003 01002 01006 01002 01004 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 GP S 结果如下: ( )1 飞行高度 11 000 , 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 ?M a 1 而逆向飞行 大约在-0105 左右, 随

22、着 右,?M a 2 图 3 法与雷达法试飞结果比较 GP S 的增加, 二者都呈增大趋势, 其拟合结果大 M a i 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 GP S , 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 11 000 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

23、带来相当大的系统误差, 这就是图中雷达法() 些误差 3 000 以下, 应选择适当的高度, 在 m 11 000 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。 GP S 来的误差。从图中也可以看出,得到的结果要优于雷达 GP S 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. 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 GP S 陈启顺, 译. 性能理论和飞行试验技术.e t a l M 2 明显的优越性, 且不需要空地协调。在保证测量 西安:

24、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 U s in g GPS sy stem to de term in e the po s it ion error of p ito t sta t ic sy stem 22, , ZHA N G D eyu an CH EN P en gL U X iro n g(, ,T h e F irs t I n s t itu teC h in ese F l ig h t T es t E s ta bl ishm en t )710089, X ia n C h in a A bstra c t: U su a l

25、ly, th e re a re m an y m e tho d s w h ich m ay b e u sed to de te rm in e th e po sit io n . o f th e p ito t sta t ic sy stemB u t m o st o f th em h ave no t eno u gh accu racy to te st th e n ew typ e o f . , : th e p ito t sta t ic sy stemIn o rde r to so lve th is p ro b lem th is p ap e r p

26、u t fo rw a rd a n ew m e tho d. th e sp eed m e tho d u sin g GP S sy stemT h e p r in c ip le o f u sin g GP S sy stem to de te rm in e th e . , po sit io n e r ro r is de sc r ib edA f te r d iscu ssin g th e accu racy o f m e tho dth e co u r se o f te st an d . th e da ta p ro ce ss w ith som e re su lt s f rom f ligh t te st is a lso p ro v idedB ecau se o f th e h igh , .accu racyth is m e tho d can b e u sed to te st n ew typ e o f th e p ito t sta t ic sy stem : ; ; Key word sGP Sm e tho d o f sp eedpo sit io n e r ro r