熊 亮，劉義明，黃巧平

(中國(guó)航空工業(yè)集團(tuán)公司 成都凱天電子股份有限公司，四川 成都610091)

0 引 言

武裝直升機(jī)以其能夠垂直起降、空中懸停、低空或貼地飛行、全向機(jī)動(dòng)［1］及較強(qiáng)的戰(zhàn)場(chǎng)生存能力，在未來(lái)戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境、氣象環(huán)境復(fù)雜的信息化戰(zhàn)爭(zhēng)中占據(jù)有利地位［2］。隨著直升機(jī)旋翼技術(shù)、附加推力技術(shù)的發(fā)展，直升機(jī)的飛行速度將可能突破900 km/h，航程達(dá)到1 500 km［1］，武裝直升機(jī)將成為對(duì)海、對(duì)地攻擊裝備中的佼佼者。大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)是武裝直升機(jī)的重要組成部分，提供的氣壓高度、空速或三軸向速度、馬赫數(shù)、升降速度、大氣溫度、攻角和側(cè)滑角的準(zhǔn)確度影響著直升機(jī)的飛行安全與武器打擊精度，為適應(yīng)未來(lái)復(fù)雜戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境的需求，武裝直升機(jī)大氣數(shù)據(jù)傳感器技術(shù)必然會(huì)不斷的變革。

1 武裝直升機(jī)大氣數(shù)據(jù)傳感器技術(shù)發(fā)展需求

為適應(yīng)未來(lái)復(fù)雜的戰(zhàn)場(chǎng)環(huán)境，武裝直升機(jī)將向集高航速、大航程、優(yōu)越的隱身性能、高機(jī)動(dòng)性和敏捷性、長(zhǎng)生命周期一體的方向發(fā)展，使得武裝直升機(jī)大氣數(shù)據(jù)傳感器技術(shù)的發(fā)展面臨著新的挑戰(zhàn)。

1)傳統(tǒng)的外伸空速管式單軸或雙軸式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)不能滿足參數(shù)輸出的需要，武裝直升機(jī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)應(yīng)具備三軸向速度(垂直真空速、縱向真空速、橫向真空速)、攻角和側(cè)滑角輸出能力，且三軸向速度測(cè)量范圍應(yīng)為－300～900 km/h，攻角和側(cè)滑角輸出精度在±1°范圍內(nèi);

2)以氣壓為信息源的三軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)應(yīng)具有特殊外形和高度集成的特點(diǎn)，能夠集溫度傳感器、結(jié)冰探測(cè)器為一體，具有躲避雷達(dá)波隱身、紅外隱身、激光隱身和音響隱身的特性，并且體積小、質(zhì)量輕，應(yīng)比現(xiàn)役的最先進(jìn)的質(zhì)量約為7 kg 的三軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)重量更輕、體積更小;

3)基于光學(xué)測(cè)量原理的光學(xué)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)和多孔測(cè)量原理的嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)是未來(lái)武裝直升機(jī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)研究的主要方向，其隱身性能最好、受氣動(dòng)影響最小，試飛調(diào)參周期短，能夠縮短裝備的交付周期;

4)數(shù)據(jù)融合和重構(gòu)功能是未來(lái)武裝直升機(jī)大氣數(shù)據(jù)傳感器技術(shù)中必不可少的要求。當(dāng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)實(shí)體受到攻擊，其氣動(dòng)外形或自身信息源被破壞，不能保證提供的參數(shù)的精度時(shí)，可借助GPS 系統(tǒng)、慣導(dǎo)系統(tǒng)、飛控系統(tǒng)、氣象雷達(dá)等機(jī)上其它系統(tǒng)提供的信息選擇合適的數(shù)據(jù)融合方法，構(gòu)建一套虛擬的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，提供滿足飛行安全和武器打擊精度的大氣參數(shù)。

2 武裝直升機(jī)大氣數(shù)據(jù)傳感器技術(shù)研究進(jìn)展

2.1 存在的問(wèn)題

以“黑鷹”、“米—24”武裝直升機(jī)為代表的傳統(tǒng)的武裝直升機(jī)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)已得到廣泛應(yīng)用。該系統(tǒng)類似于固定翼飛機(jī)的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，利用L 型空速管感受直升機(jī)飛行過(guò)程中的總壓、靜壓，并結(jié)合攻角傳感器、側(cè)滑角傳感器及靜溫傳感器實(shí)現(xiàn)總壓、靜壓、攻角、側(cè)滑角及靜溫的直接測(cè)量［3～5］，然后利用大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)中固定的解算與校正方法，完成大氣數(shù)據(jù)的結(jié)算與修正。這種大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)存在以下問(wèn)題:

1)空速管、攻角傳感器及側(cè)滑角傳感器需要安裝在受機(jī)身擾動(dòng)小，氣流穩(wěn)定的位置，存在測(cè)量的大氣參數(shù)與真實(shí)值之間的誤差大的缺點(diǎn);

2)空速管、攻角傳感器及側(cè)滑角傳感器存在加工誤差和安裝誤差，壓力、角度測(cè)量值與理想值之間存在偏差;

3)提高大氣參數(shù)測(cè)量精度成為傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)傳感器技術(shù)的主要研究方向［5］;

4)躲避雷達(dá)波隱身、紅外隱身、激光隱身和音響隱身的特性差，主要依靠其外形達(dá)到隱身性能難度大;

5)輸出的速度參數(shù)中只有橫向真空速，沒(méi)有縱向真空速和垂直真空速，并且75 km/h 以下的低空速無(wú)法測(cè)量［3］，武器打擊需要借助其它系統(tǒng)提供的參數(shù)或者僅靠駕駛員的感覺(jué)進(jìn)行。

2.2 三軸大氣數(shù)據(jù)傳感器技術(shù)的發(fā)展與主要技術(shù)

2.2.1 發(fā)展概述

20 世紀(jì)70 年代，英、俄等發(fā)達(dá)國(guó)家在低空速測(cè)量和三向速度測(cè)量的技術(shù)上取得了突破性進(jìn)展，如英國(guó)GEC 公司的HADS、俄羅斯的CBC—Bl［3］。20 世紀(jì)90 年代，中國(guó)成為繼英、俄之后，又一個(gè)能夠研制生產(chǎn)三軸全向大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的國(guó)家。三軸全向大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)是由兩個(gè)集靜壓、總壓、攻角、側(cè)滑角一體的全向矢量傳感器和大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)兩部分組成的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，用安裝在誘導(dǎo)氣流場(chǎng)中的速度矢量傳感器測(cè)量合成氣流，經(jīng)分解可測(cè)量縱向、橫向和垂直三個(gè)空速分量和誘導(dǎo)速度，其測(cè)量范圍廣、精度高。這種大氣數(shù)據(jù)已在以AH—64D 長(zhǎng)弓阿帕奇武裝直升機(jī)、米—28N 武裝直升機(jī)、直—10 武裝直升機(jī)、直—19 武裝直升機(jī)為代表的直升機(jī)上得到成功應(yīng)用。

但由于這種三軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)具有旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，全向矢量壓力傳感器需要長(zhǎng)度適合的安裝支臂支撐在具有穩(wěn)定旋翼誘導(dǎo)氣流的流場(chǎng)中，支臂可能會(huì)很長(zhǎng)，維護(hù)較復(fù)雜，需要定期進(jìn)行維護(hù)。在21 世紀(jì)初，以美國(guó)為代表的相關(guān)機(jī)構(gòu)公布了另一種支架式直升機(jī)用大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，由集飛行氣壓感受器、結(jié)冰探測(cè)、總溫傳感器一體的支桿和數(shù)據(jù)處理裝置組成［6］。這種裝置伸出機(jī)頭安裝，能夠測(cè)量直升機(jī)飛行過(guò)程中旋翼誘導(dǎo)氣流、側(cè)滑角、垂直真空速、前向真空速、橫向真空速，后向真空速，測(cè)量受機(jī)身影響較大。以正裝備俄羅斯軍隊(duì)的卡—52 武裝直升機(jī)的新一代HADS 系統(tǒng)，改進(jìn)了壓力受感裝置，并集溫度傳感器和數(shù)據(jù)解算裝置為一體，其特殊的外形替代了旋轉(zhuǎn)機(jī)構(gòu)，系統(tǒng)質(zhì)量?jī)H7 kg、集成度高、質(zhì)量較輕、維護(hù)方便，中國(guó)的大氣數(shù)據(jù)專業(yè)廠家也在積極研究此類新型三軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)。

2.2.2 主要技術(shù)問(wèn)題

為了促進(jìn)新型三軸大氣數(shù)據(jù)傳感器技術(shù)走向成熟，需要從以下幾方面進(jìn)行深入研究。

1)CFD 仿真技術(shù)

計(jì)算流體動(dòng)力學(xué)(CFD)仿真計(jì)算在氣動(dòng)分析領(lǐng)域已得到廣泛應(yīng)用。結(jié)合旋翼的物理尺寸、轉(zhuǎn)速等相關(guān)參數(shù)和直升機(jī)的飛行包線，通過(guò)CFD 仿真技術(shù)對(duì)帶旋翼的直升機(jī)進(jìn)行氣動(dòng)分析計(jì)算，能夠選擇三軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的矢量壓力傳感器的最佳安裝位置和受感壓力孔的位置，得出三軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的矢量壓力傳感裝置上的壓力孔感受的氣壓的變化規(guī)律，并通過(guò)不斷仿真數(shù)據(jù)迭代，對(duì)三軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的外形和數(shù)學(xué)模型不斷優(yōu)化，避免了僅靠試飛數(shù)據(jù)進(jìn)行參數(shù)調(diào)整的狹隘性，能夠大幅度縮短試飛調(diào)參周期，提高輸出參數(shù)精度。

2)3D 打印技術(shù)

新型三軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)面臨著傳感器數(shù)量多、集成度高、體積小、重量輕的技術(shù)挑戰(zhàn)，新材料技術(shù)的應(yīng)用能夠大幅度減輕系統(tǒng)的重量，為了實(shí)際測(cè)量需要，新型三軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的零部件可能形狀復(fù)雜、曲率加工難度大、整體制造要求較高，普通的工藝制造技術(shù)不能滿足實(shí)際需要，3D 打印技術(shù)在新型三軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)零部件加工過(guò)程中的應(yīng)用，降低了零部件的加工難度，使得體積更小、重量更輕、隱身性能好的三軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)成為可能。

3)數(shù)據(jù)融合技術(shù)

數(shù)據(jù)融合是利用不同時(shí)間與空間的多傳感器信息資源，在一定準(zhǔn)則下進(jìn)行分析、綜合和應(yīng)用，獲得對(duì)被測(cè)對(duì)象的一致性解釋與描述，進(jìn)而實(shí)現(xiàn)相應(yīng)的決策和估計(jì)，使系統(tǒng)獲得比它的各組成部分更充分的信息［7］。若新型三軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)能夠根據(jù)飛行狀態(tài)，適當(dāng)選擇自身系統(tǒng)的壓力傳感器數(shù)量或機(jī)上GPS 系統(tǒng)、慣導(dǎo)系統(tǒng)及氣象雷達(dá)系統(tǒng)的數(shù)據(jù)，按照一定的規(guī)則計(jì)算出直升機(jī)飛行和武器打擊需要的大氣參數(shù)，那么新型三軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)在自身物理平臺(tái)受到?jīng)_擊或毀壞時(shí)，系統(tǒng)具有重新構(gòu)建的能力，在復(fù)雜的信息化戰(zhàn)爭(zhēng)環(huán)境中，系統(tǒng)的可靠性更高，戰(zhàn)場(chǎng)生存能力更強(qiáng)。

2.3 嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感器技術(shù)的發(fā)展與主要技術(shù)

2.3.1 測(cè)量原理

嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(flush air data system，F(xiàn)ADS)是一種依靠嵌入在飛行器前端(或機(jī)翼)不同位置上的壓力傳感器陣列來(lái)測(cè)量飛行器表面的壓力分布，并通過(guò)特定的參數(shù)解算模型，將壓力轉(zhuǎn)換為與壓力對(duì)應(yīng)的大氣參數(shù)。因此，F(xiàn)ADS 最基本的思想是通過(guò)壓力分布推算得到大氣參數(shù)，壓力分布與大氣狀態(tài)通過(guò)氣動(dòng)模型聯(lián)系起來(lái)進(jìn)行大氣參數(shù)的測(cè)量［8，9］。

2.3.2 發(fā)展概述

20 世紀(jì)60 年代，最初的FADS 系統(tǒng)樣機(jī)在美國(guó)X—15高超聲速飛行器上得到了應(yīng)用，成功解決了高超聲速飛行環(huán)境下大氣數(shù)據(jù)測(cè)量。隨后，由于其在隱身性能和系統(tǒng)重構(gòu)能力的優(yōu)越性，ADS 系統(tǒng)的高精度壓力傳感器、大氣參數(shù)解算算法、誤差修正算法、故障檢測(cè)與冗余管理等技術(shù)得到了快速發(fā)展，并逐步走向成熟。在美國(guó)的F—18，X—31，X—33，X—34，X—38，X—43A，日本的HYFLEX 飛行器［8，9］以及德國(guó)的“銳邊—2”(SHEFEX II)高超聲速飛行器［10～12］都得到了成功的應(yīng)用，國(guó)內(nèi)部分科研院所和高校對(duì)FADS 系統(tǒng)的原理、結(jié)構(gòu)布局、算法、故障檢測(cè)等進(jìn)行了相應(yīng)的研究［5］。目前，在包括直升機(jī)在內(nèi)的各類飛行器，針對(duì)完整意義上的FADS 技術(shù)均沒(méi)有發(fā)展到工程應(yīng)用階段。

2.3.3 主要技術(shù)問(wèn)題

1)CFD 仿真技術(shù)

由于CFD 軟件能夠廉價(jià)快速獲取直升機(jī)模型在大氣環(huán)境中飛行時(shí)的壓力分布數(shù)據(jù)，并且仿真數(shù)據(jù)與試驗(yàn)數(shù)據(jù)有很高的吻合度，與風(fēng)洞試驗(yàn)相比，成本更低、使用范圍更廣。因此，CFD 仿真技術(shù)為FADS 技術(shù)研究提供了新的研究和試驗(yàn)手段。如日本國(guó)家航空宇航試驗(yàn)室與空間發(fā)展機(jī)構(gòu)在極超聲速飛行試驗(yàn)項(xiàng)目中便是采用CFD 軟件輔助進(jìn)行設(shè)計(jì)的，并取得良好的試驗(yàn)效果［5］。同時(shí)，通過(guò)CFD 可以為開(kāi)孔位置的選擇提供理論依據(jù)，并通過(guò)不斷優(yōu)化迭代，對(duì)數(shù)學(xué)模型進(jìn)行不斷驗(yàn)證，并找到適當(dāng)?shù)男拚椒ā?/p>

2)光纖壓力傳感器技術(shù)

傳統(tǒng)的氣體壓力傳感器受氣動(dòng)延時(shí)影響，存在測(cè)量遲滯誤差，影響系統(tǒng)的實(shí)時(shí)性。光纖壓力傳感器體積小、質(zhì)量輕、隱身性能好、信號(hào)轉(zhuǎn)換路徑短、光信號(hào)傳播速度快，能夠大幅度縮短或消除采用氣路傳輸遲滯誤差。

3)數(shù)據(jù)融合技術(shù)

雖然通過(guò)純慣導(dǎo)系統(tǒng)推算的大氣參數(shù)誤差大，但是慣導(dǎo)系統(tǒng)對(duì)機(jī)動(dòng)敏感性強(qiáng)，采用貝葉斯估計(jì)算法、加權(quán)平均算法、極大似然估計(jì)算法、D－S 證據(jù)理論算法、卡爾曼濾波算法、聚類分析算法、模糊邏輯算法、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法、最小二乘算法將FADS 系統(tǒng)的數(shù)據(jù)和慣導(dǎo)的數(shù)據(jù)進(jìn)行數(shù)據(jù)互補(bǔ)融合，能夠增強(qiáng)系統(tǒng)重構(gòu)能力和有效降低系統(tǒng)的延時(shí)誤差。

2.4 光學(xué)大氣數(shù)據(jù)傳感器技術(shù)的研究進(jìn)展

無(wú)論是單軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，還是暫時(shí)占據(jù)優(yōu)勢(shì)的三軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，還是得到飛速發(fā)展的嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，所測(cè)的大氣參數(shù)均為受直升機(jī)旋翼擾動(dòng)后大氣參數(shù)，在飛行控制系統(tǒng)和武器打擊系統(tǒng)使用前，均要進(jìn)行參數(shù)校準(zhǔn)，校準(zhǔn)周期長(zhǎng)，增加了裝備交付周期。在光學(xué)技術(shù)發(fā)展的推動(dòng)下，1981 年美國(guó)Philip L Rogers 首次提出了利用光學(xué)技術(shù)進(jìn)行大氣參數(shù)測(cè)量的思想［13］。根據(jù)激光遇到大氣氣溶膠(固體/液體微粒)后發(fā)生米氏散射效應(yīng)，利用接收到的后向散射激光信號(hào)所產(chǎn)生的多普勒頻移實(shí)現(xiàn)大氣空速的測(cè)量，通過(guò)測(cè)量機(jī)體三個(gè)軸向的速度進(jìn)而得到攻角和側(cè)滑角的光學(xué)大氣數(shù)據(jù)測(cè)量方法;另外，他還針對(duì)激光遇到空氣分子后發(fā)生熒光散射效應(yīng)來(lái)對(duì)大氣密度、溫度、壓力等參數(shù)的測(cè)量方法進(jìn)行了研究［5］。

自1985 年，美國(guó)NASA 與Ophir 公司開(kāi)始致力于光學(xué)大氣數(shù)據(jù)傳感器技術(shù)的研究工作，基于氣溶膠瑞利散射的光學(xué)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(optical air data system，OADS)和分子光學(xué)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(molecular optical air data system，MOADS)相繼得到了驗(yàn)證性研究［14］。有效解決了空速、攻角、側(cè)滑角等大氣參數(shù)的測(cè)量。

基于光學(xué)的測(cè)量的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)消除了安裝位置限制和氣流擾動(dòng)的影響，系統(tǒng)校準(zhǔn)周期短，縮短了武裝直升機(jī)裝備交付周期，同時(shí)，采用埋入式安裝方式方法，增強(qiáng)了隱身性能，其無(wú)法比擬的優(yōu)點(diǎn)和應(yīng)用潛力已成為大氣數(shù)據(jù)研究人員關(guān)注的熱點(diǎn)［15］。

2.5 虛擬大氣數(shù)據(jù)傳感器技術(shù)的研究進(jìn)展

在20 世紀(jì)80 年代，美國(guó)Stiphen A Whitmore 等人將慣導(dǎo)信息和氣象預(yù)報(bào)信息通過(guò)線性卡爾曼濾波的方法進(jìn)行融合，成功解決了再入式航天飛機(jī)大氣參數(shù)測(cè)量問(wèn)題［16］，美國(guó)Kevin A Wise 等人將慣導(dǎo)系統(tǒng)和飛行控制系統(tǒng)參數(shù)通過(guò)擴(kuò)展卡爾曼濾波算法進(jìn)行融合，實(shí)現(xiàn)了X—45A 無(wú)人戰(zhàn)斗機(jī)飛行攻角、側(cè)滑角的精確估計(jì)［17］，提高攻角、側(cè)滑角測(cè)量的可靠性和容錯(cuò)性。意大利等國(guó)，為解決再入式飛行器大氣參數(shù)測(cè)量問(wèn)題，也相繼提出了VADS 的概念，并對(duì)VADS 的可行性進(jìn)行了驗(yàn)證性研究［18］。本世紀(jì)初期，我國(guó)部分高校學(xué)者對(duì)利用INS/GPS 信息估計(jì)攻角、側(cè)滑角的方法進(jìn)行過(guò)探討性研究［19］，但缺乏對(duì)虛擬大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)及其應(yīng)用方面的深入研究。

虛擬大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(virtual air data system，VADS)有效利用了現(xiàn)有機(jī)載信息，不需要安裝大氣數(shù)據(jù)測(cè)量裝置，消除了安裝位置限制和氣流擾動(dòng)的影響，隱身性好。同時(shí)減少了系統(tǒng)構(gòu)件，減輕了整體重量，降低了成本，減少了氣流擾動(dòng)的影響，提高了系統(tǒng)的可靠性與容錯(cuò)性以及對(duì)惡劣飛行環(huán)境的適應(yīng)性，在武裝直升機(jī)上具有廣泛的應(yīng)用前景。

3 結(jié)束語(yǔ)

隨著探測(cè)技術(shù)和高端武器的發(fā)展，在新型材料、高精密加工、電子高度集成、仿真分析與設(shè)計(jì)、信息融合等技術(shù)的推動(dòng)下，武裝直升機(jī)為了能夠在惡劣的信息化戰(zhàn)爭(zhēng)環(huán)境中長(zhǎng)時(shí)間生存和對(duì)敵方進(jìn)行有效打擊，新型三軸大氣數(shù)據(jù)傳感器技術(shù)將得到完善，取代傳統(tǒng)的單軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，新型三軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)將是FADS 的衍生物，F(xiàn)ADS 與VADS 在武裝直升機(jī)上的應(yīng)用都將會(huì)得到飛速發(fā)展。

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