岳亞洲，李彬，雷宏杰

（1 中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛行自動(dòng)控制研究所，西安 710065）

（2 飛行器控制一體化技術(shù)國防科技重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室，西安 710065）

0 引言

機(jī)載大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)［1-2］用于測(cè)量飛機(jī)飛行中大氣總壓、靜壓、總溫、攻角等參數(shù)，輸出影響飛行安全及性能的重要大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)，如真空速、攻角（也稱迎角）、側(cè)滑角、氣壓高度、指示空速、馬赫數(shù)等，是現(xiàn)代飛機(jī)航電系統(tǒng)不可或缺的組成部分，在飛機(jī)控制中扮演著重要角色，表現(xiàn)在：1）它是飛行控制系統(tǒng)的重要信息源，如真空速、迎角、側(cè)滑角等是實(shí)現(xiàn)飛行控制系統(tǒng)閉環(huán)控制的重要參數(shù)；2）它是機(jī)載導(dǎo)航系統(tǒng)的重要信息源，如氣壓高度是重要的導(dǎo)航參數(shù)，另外它可與GPS、慣導(dǎo)及氣象雷達(dá)系統(tǒng)的數(shù)據(jù)互補(bǔ)融合，增強(qiáng)導(dǎo)航信息重構(gòu)能力；3）它為飛行員提供重要的指示信息，在起飛和降落模式下，真空速、迎角等參數(shù)為飛行員提供避免飛行器失速的重要數(shù)據(jù)，在巡航模式下，指示空速、馬赫數(shù)為飛行員提供精準(zhǔn)的飛行狀態(tài)數(shù)據(jù)。

傳統(tǒng)機(jī)載大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)基于空氣動(dòng)力學(xué)原理，以皮托管（或稱總靜壓管、空速管）測(cè)量大氣的靜壓和總壓，結(jié)合溫度、攻角等傳感器感受飛機(jī)飛行時(shí)的大氣總溫、大氣靜壓、攻角等信息，經(jīng)過源誤差修正后按標(biāo)準(zhǔn)大氣數(shù)據(jù)方程解算出真空速、指示空速、馬赫數(shù)、氣壓髙度、大氣密度比、大氣總溫、真實(shí)攻角等大氣參數(shù)。但由于其機(jī)械式及非線性的測(cè)量原理，使得其存在一些固有缺陷，表現(xiàn)在：1）低速、大機(jī)動(dòng)時(shí)測(cè)量失靈；2）氣動(dòng)延時(shí)明顯，響應(yīng)慢，控制帶寬??；3）跨音速區(qū)空速測(cè)量誤差大；4）需要復(fù)雜的補(bǔ)償校準(zhǔn)，試飛周期長，校準(zhǔn)及維護(hù)費(fèi)用高；5）測(cè)量氣流受機(jī)體或旋翼干擾，測(cè)量誤差大；6）空速管易結(jié)冰堵塞；7）空速管產(chǎn)生一定的雷達(dá)散射截面和氣動(dòng)阻力，降低飛機(jī)隱身性和氣動(dòng)特性。

20 世紀(jì)70年代開始，歐美等多家研究機(jī)構(gòu)開展激光方法測(cè)量大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)［3-7］。該方法利用光學(xué)多普勒測(cè)量原理，具有以下優(yōu)點(diǎn)：1）測(cè)量靈敏度及精度高；2）無氣動(dòng)延時(shí)，響應(yīng)快，控制帶寬大；3）可避開機(jī)體或旋翼影響，測(cè)量準(zhǔn)確度高；4）全速度范圍內(nèi)測(cè)量線性，測(cè)量范圍大、誤差??；5）內(nèi)埋式安裝，無結(jié)冰風(fēng)險(xiǎn)、隱身性及氣動(dòng)特性好。

本文介紹了激光方法測(cè)量大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)的基本原理以及目前主流的兩種實(shí)現(xiàn)方案，重點(diǎn)綜述了近年來激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)在大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)精確測(cè)量、傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)飛行校準(zhǔn)以及飛機(jī)前方風(fēng)切變、湍流探測(cè)應(yīng)用的發(fā)展情況，并對(duì)激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)的發(fā)展趨勢(shì)進(jìn)行了展望，旨在為從事大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)和應(yīng)用技術(shù)研究的人員提供有益的參考和新的思路，推進(jìn)激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)在航空領(lǐng)域的深入應(yīng)用。

1 激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)原理與方案

1.1 測(cè)量原理

利用激光方法測(cè)量大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)的基本原理是：向空氣中發(fā)射多束相互獨(dú)立的激光，如圖1 所示，發(fā)射激光與空氣中的粒子（氣溶膠、大氣分子等）作用后，由于多普勒效應(yīng)，與發(fā)射激光相比，散射激光信號(hào)的頻率產(chǎn)生一定的變化量，稱為多普勒頻移，收集后向散射信號(hào)，探測(cè)并解算出該多普勒頻移，根據(jù)式（1）可計(jì)算出激光的視線方向速度。

圖1 激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量示意圖Fig.1 Schematic diagram of laser measurement method for air motion parameters

式中，V為激光視線方向的相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度；λ為發(fā)射激光的波長。通過測(cè)量多普勒頻移Δf，可以得到沿激光視線方向的相對(duì)運(yùn)動(dòng)速度。

測(cè)量多個(gè)激光視線方向速度后，按照以下方法反演三軸真空速［8-9］。首先建立光學(xué)天線坐標(biāo)系，如圖2所示，z為激光發(fā)射的法線方向，x和y為垂直于法線方向的平面內(nèi)的兩個(gè)正交軸，則可定義激光束與z軸夾角為仰角θ，激光束在x-y平面上投影與x正半軸夾角定義為方位角φ。因?yàn)橐暰€速度為三軸真空速Vx、Vy、Vz在視線方向上的投影，因此，視線速度V表示為

圖2 多波束測(cè)量空速反演坐標(biāo)系Fig.2 Inversion coordinate system with multi-laser beam for air speed measurement

式中，N束激光測(cè)量，其視線速度與三軸真空速的關(guān)系可表示為

為了獲得三軸真空速，需要測(cè)量至少3 個(gè)獨(dú)立不相關(guān)的視線速度V。對(duì)（3）進(jìn)行矩陣運(yùn)算，可解算出光學(xué)天線坐標(biāo)系下的三軸真空速。通過測(cè)量光學(xué)天線相對(duì)于飛機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系的安裝姿態(tài)角，可進(jìn)一步計(jì)算出飛機(jī)機(jī)體坐標(biāo)系下的三軸真空速Vx0、Vy0、Vz0。

反演出機(jī)體坐標(biāo)系下的三軸真空速后，可由式（4）解算出真空速VTAS，攻角α、側(cè)滑角β。

針對(duì)激光方法測(cè)量大氣參數(shù)的技術(shù)名稱，文獻(xiàn)有多種不同表述［3-7］，包括激光多普勒測(cè)速儀、激光風(fēng)速計(jì)、光學(xué)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)等。1987年，KRISTENSEN L［10］創(chuàng)造了“激光大氣運(yùn)動(dòng)傳感器”的名詞，隨后KEELER R［11］使用“一種機(jī)載激光大氣運(yùn)動(dòng)傳感系統(tǒng)”的名稱?？紤]到實(shí)際測(cè)量參數(shù)是與飛機(jī)運(yùn)動(dòng)狀態(tài)相關(guān)的大氣參數(shù)，本文統(tǒng)一將該類技術(shù)稱為激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)。

1.2 測(cè)量方案

根據(jù)與激光作用的大氣粒子的不同以及對(duì)多普勒頻移Δf解算方案的不同，可將激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)分為直接探測(cè)和相干探測(cè)兩種。

直接探測(cè)方案探測(cè)大氣分子的散射光信號(hào)，采用光學(xué)鑒頻器將多普勒頻移量轉(zhuǎn)換成光強(qiáng)度變化量，探測(cè)光強(qiáng)度變化可得多普勒頻移量，進(jìn)而解算出激光視線方向的速度，若能測(cè)量出至少三個(gè)非相關(guān)激光方向的視線速度，可反演出三軸真空速，進(jìn)而計(jì)算出迎角和側(cè)滑角。除了以上參數(shù)測(cè)量，直接探測(cè)方案還可以通過測(cè)量回波信號(hào)的光譜譜線寬度、強(qiáng)度等變化解算出大氣溫度、大氣密度等參數(shù)，進(jìn)而解算出全部的大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)。為了獲得較強(qiáng)的激光散射信號(hào)，同時(shí)減小天空背景輻射的干擾，直接探測(cè)方案通常選用短波長的激光，典型的激光波長有532 nm、355 nm、266 nm。采用的光學(xué)鑒頻器有FP 標(biāo)準(zhǔn)具、原子或分子濾波器、光纖濾波器等。常用的鑒頻方案有邊緣檢測(cè)法、條紋檢測(cè)法等。

圖3 所示的直接探測(cè)方案，通過將Nd：YAG 固體激光器三倍頻后，得到355 nm 紫外激光并發(fā)射到空氣中，激光與空氣分子作用后，一部分的后向散射信號(hào)重新進(jìn)入系統(tǒng)，通過分光系統(tǒng)分別進(jìn)入光學(xué)鑒頻器，采用光電倍增管（Photomultiplier Tube，PMT）探測(cè)鑒頻器輸出，通過分析光電倍增管的輸出，可以得到真空速、大氣溫度、大氣密度等大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)。

圖3 直接探測(cè)原理圖Fig.3 The schematic of direct detection

相干探測(cè)方案探測(cè)大氣氣溶膠粒子的散射光信號(hào)，采用數(shù)字鑒頻方法，通過高速模數(shù)轉(zhuǎn)換器（Analog to Digital Converter，ADC）采集中頻信號(hào)，對(duì)采集的數(shù)字中頻信號(hào)通過快速傅立葉變換（Fast Fourier Transform，F(xiàn)FT）得到信號(hào)的頻譜信息，對(duì)信號(hào)頻譜進(jìn)行估計(jì)解算出多普勒頻移量，進(jìn)而得到激光視線速度。同樣若能測(cè)量出至少三個(gè)非相關(guān)激光視線速度，可反演出三軸真空速，進(jìn)而計(jì)算出迎角和側(cè)滑角。相干探測(cè)方案的典型激光波長有2 μm 和1.5 μm，常用的頻譜估計(jì)算法有質(zhì)心法、高斯擬合法、極大似然估計(jì)法等。表1 對(duì)比了直接與相干探測(cè)方案的優(yōu)缺點(diǎn)。

表1 直接和相干探測(cè)方案優(yōu)缺點(diǎn)對(duì)比Table 1 Advantages and disadvantages comparison of direct and coherent detection schemes

圖4 所示的相干探測(cè)方案，種子激光器發(fā)射激光通過光纖耦合器分成兩束，一束作為本振光另一束作為信號(hào)光用于探測(cè)。信號(hào)光經(jīng)過頻移、調(diào)制、放大等處理后，通過光學(xué)天線發(fā)射到空氣中。信號(hào)激光與大氣中的氣溶膠粒子作用后，一部分的后向散射信號(hào)重新被光學(xué)天線接收而進(jìn)入系統(tǒng)，與本振光進(jìn)行外差干涉。干涉后的中頻信號(hào)被平衡探測(cè)器探測(cè)后轉(zhuǎn)換為中頻電信號(hào)，通過ADC 將其變換為數(shù)字信號(hào)，數(shù)字信號(hào)經(jīng)FFT 變換得到信號(hào)的頻譜，對(duì)頻譜進(jìn)行估計(jì)可得激光視線速度，進(jìn)一步反演數(shù)據(jù)可得三軸真空速、迎角及側(cè)滑角。

圖4 相干探測(cè)原理圖Fig.4 The schematic of coherent detection

2 激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)的應(yīng)用

自激光技術(shù)應(yīng)用于大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量之日起，人們就有意將其應(yīng)用于機(jī)載大氣參數(shù)的精確測(cè)量，替代傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)或與其共用，以獲得穩(wěn)定可靠且高精度的大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)，提高飛行安全性及可靠性。此外，由于激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)在全飛行包線內(nèi)具有高精度、誤差小的測(cè)量優(yōu)勢(shì)以及可避開直升機(jī)旋翼下洗流影響、無需復(fù)雜校準(zhǔn)、安裝維護(hù)方便等特點(diǎn)，將其應(yīng)用于校準(zhǔn)傳統(tǒng)的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，具有校準(zhǔn)操作簡單、周期短、成本低、精度高的優(yōu)點(diǎn)。隨著航空技術(shù)的發(fā)展，飛行安全性及舒適性得到了不斷關(guān)注，人們開始研究將激光大氣參數(shù)測(cè)量技術(shù)應(yīng)用于風(fēng)切變、湍流等的探測(cè)，以提高飛行安全性、經(jīng)濟(jì)性及舒適性。本節(jié)重點(diǎn)綜述激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)在上述三個(gè)領(lǐng)域的應(yīng)用。

2.1 高精度大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量

傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)存在空速管結(jié)冰或異物堵塞、迎角及側(cè)滑角傳感器失靈等風(fēng)險(xiǎn)。盡管機(jī)載大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)采用了多通道的冗余配置，但多起有重大影響的空難仍與傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測(cè)量失效有關(guān)。如2009年，法航447 空難，原因是空速管遭遇暴風(fēng)雨凍結(jié)，空速信息錯(cuò)誤，造成飛機(jī)失速墜毀；2015年英國一架Flybe航班起飛后又返航，原因是密封卡住了空速管；2018年，俄航一架安?148 飛機(jī)墜毀，原因也是空速管結(jié)冰導(dǎo)致速度信息錯(cuò)誤；2018年和2019年，印尼獅航和埃塞俄比亞航空的兩架波音737 max 先后墜機(jī)，直接原因是迎角傳感器故障。圖5 為空速管結(jié)冰實(shí)物圖。

圖5 空速管結(jié)冰圖Fig.5 Actual drawing of pitot tube icing

雖然飛機(jī)上采用多套大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的冗余設(shè)計(jì)，但并未很好地達(dá)到預(yù)期的設(shè)計(jì)與安全目標(biāo)。這既與多通道冗余大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的具體實(shí)現(xiàn)有關(guān)，也與冗余設(shè)備工作原理相同、環(huán)境適應(yīng)性相似、存在共性隱患有關(guān)。因此，面向未來飛機(jī)更加安全、舒適和經(jīng)濟(jì)的設(shè)計(jì)目標(biāo)，有必要在當(dāng)前的多通道冗余設(shè)計(jì)的基礎(chǔ)上，進(jìn)一步增加與當(dāng)前測(cè)量原理不同、信息源獨(dú)立的大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)，與傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)互補(bǔ)應(yīng)用，構(gòu)成非相似冗余設(shè)計(jì)，從根源上提高大氣參數(shù)測(cè)量的可靠性和準(zhǔn)確性。激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)正是所需的系統(tǒng)。

1971年，Honeywell 公司在CV990 飛機(jī)上進(jìn)行空速測(cè)量試驗(yàn)［7］，試驗(yàn)裝置如圖6 所示，使用0.6 μm 連續(xù)激光實(shí)現(xiàn)飛機(jī)外20 m 處的空速測(cè)量，在世界范圍內(nèi)首次飛行驗(yàn)證了激光測(cè)量空速方案的可行性。隨后在1994年［8］，其報(bào)道了基于二極管泵浦的1.064 μm 激光的緊湊型激光多普勒光學(xué)大氣系統(tǒng)方案，探測(cè)飛機(jī)前方20 m 處風(fēng)場(chǎng)，同時(shí)指出該系統(tǒng)可作為多功能傳感器用于探測(cè)飛機(jī)前方大氣湍流、風(fēng)切變。1993年，NASA［12］使用波長為10.59 μm 激光器研制三軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，光束聚焦距機(jī)身20 m 處，該系統(tǒng)在F-16 上進(jìn)行飛行試驗(yàn)，最高飛行高度15 200 m，最大飛行速度1 018 km/h，空速測(cè)量誤差小于1 m/s，同時(shí)對(duì)攻角和側(cè)滑角進(jìn)行了測(cè)量。2012年美國OADS 公司［13］光學(xué)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)在休伊直升機(jī)上進(jìn)行了飛行試驗(yàn)。隨后，該公司對(duì)系統(tǒng)進(jìn)行了升級(jí)，并于2014年在空客公司的“海豚”（Dauphin）直升機(jī)上完成了飛行試驗(yàn)驗(yàn)證，驗(yàn)證了空速、迎角、側(cè)滑角等參數(shù)高精度測(cè)量性能。針對(duì)此次飛行試驗(yàn)，空客公司指出激光方法測(cè)量大氣參數(shù)具有空速管所不具備的三軸、低速、甚至負(fù)速下高精度測(cè)量優(yōu)點(diǎn)，具有很強(qiáng)的應(yīng)用潛力，同時(shí)認(rèn)為激光大氣參數(shù)測(cè)量技術(shù)的高精度和實(shí)時(shí)性的優(yōu)點(diǎn)，未來將極大地改變直升機(jī)設(shè)計(jì)方案和操縱方式。目前OADS 公司正與空客公司聯(lián)合開展產(chǎn)品適航認(rèn)證，預(yù)計(jì)2022年左右將在直升機(jī)上裝備應(yīng)用，圖7 為OADS 公司的產(chǎn)品。受歐盟“未來大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)模塊化評(píng)估”（FAME）計(jì)劃資助，2020年德國DLR 開始研制激光大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，旨在補(bǔ)充或取代現(xiàn)有的大氣數(shù)據(jù)傳感器，以提高飛行可靠性，減少校準(zhǔn)傳感器的工作量。方案采用了三種不同的激光測(cè)量技術(shù)：激光多普勒風(fēng)速計(jì)，用來測(cè)量相對(duì)風(fēng)速；紫外瑞利散射法，獲得空氣溫度；激光吸收光譜法，測(cè)定氣壓從而確定飛行高度。該系統(tǒng)計(jì)劃2022年在“獵鷹”20 測(cè)試平臺(tái)上完成首飛。

圖6 CV990 上的空速測(cè)量系統(tǒng)Fig.6 Airspeed measurement system on CV990

圖7 OADS 公 司W(wǎng)indSceptor 產(chǎn) 品Fig.7 WindSceptor product of OADS Corporation

與上述方案不同，美國Ophir 公司和密歇根航宇公司（Michigan Aerospace Corporation，M.A.Corp.）一直致力于直接探測(cè)方案的激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)研究。Ophir 公司研制始于20 世紀(jì)80年代，分析其公開的專利［14-17］，方案采用253.7 nm 激光探測(cè)以及蒸汽濾波器邊緣檢測(cè)鑒頻方案，專利展示了激光發(fā)射和接收光路方案、鑒頻方案以及多普勒頻移的計(jì)算方法，討論了空速、迎角、側(cè)滑角、大氣溫度、大氣壓力等計(jì)算方法，還針對(duì)風(fēng)能選址評(píng)估、風(fēng)力渦輪機(jī)控制、氣象監(jiān)測(cè)、交通安全、機(jī)場(chǎng)安全等應(yīng)用進(jìn)行了討論。據(jù)報(bào)道，Ophir 公司正與UTC聯(lián)合開發(fā)下一代激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)，計(jì)劃將其與傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)協(xié)同工作，構(gòu)成智能大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，提高飛行安全、效率和自主控制能力。圖8 為Ophir 公司網(wǎng)站上公開的激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)。2001年，M.A.Corp.［18-20］報(bào)道了其研制的直接探測(cè)系統(tǒng)原型機(jī)方案，系統(tǒng)采用266 nm 激光以及FP 標(biāo)準(zhǔn)具的條紋檢測(cè)鑒頻方案實(shí)現(xiàn)空速測(cè)量。2003年，開展了風(fēng)洞試驗(yàn)，與空速管數(shù)據(jù)吻合，偏差小于2 m/s，并指出該系統(tǒng)還可以用于飛機(jī)前方風(fēng)切變、晴空湍流等探測(cè)。2004年，在原型機(jī)基礎(chǔ)上，改進(jìn)設(shè)計(jì)了原型機(jī)II，并進(jìn)行了地面風(fēng)洞測(cè)試以及振動(dòng)性能測(cè)試。圖9 為原型機(jī)II 的干涉儀系統(tǒng)和光學(xué)頭。

圖8 Ophir 公司激光大氣系統(tǒng)Fig.8 Laser measurement system for air motion parameters

圖9 密歇根航宇公司原型機(jī)IIFig.9 Prototype II of Michigan Aerospace Corporation

國內(nèi)針對(duì)激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)的研究尚處于起步階段，主要研究機(jī)構(gòu)有航空工業(yè)凱天公司（AVIC Chengdu CAIC Electronics Co.，Ltd.，AVIC CAIC）和航空工業(yè)自控所（AVIC Xi′an Flight Automatic Control Research Institute，AVIC FACRI）。2015年，凱天公司完成基于米氏散射的激光空速測(cè)量原理樣機(jī)，外型如圖10 所示［21］，在實(shí)驗(yàn)室測(cè)量圓盤線速度，測(cè)速精度0.75%。2016年，該樣機(jī)完成標(biāo)準(zhǔn)風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證，系統(tǒng)測(cè)風(fēng)精度為0.22 m/s［22］。2018年，完成三軸激光空速測(cè)量原理樣機(jī)，如圖11 所示［23］，該系統(tǒng)使用1.5 μm 激光器，測(cè)量飛機(jī)外30 m 區(qū)域空氣，其最大測(cè)量速度達(dá)450 km/h，真空速探測(cè)精度優(yōu)于±1 km/h，利用搭建的三軸激光空速樣機(jī)進(jìn)行地面跑車試驗(yàn)，并與傳統(tǒng)的空速管數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，驗(yàn)證了該系統(tǒng)的有效性和可靠性。自控所2017年開始跟蹤調(diào)研光學(xué)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，2020年對(duì)光學(xué)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)數(shù)據(jù)反演精度進(jìn)行了仿真分析，并利用其實(shí)驗(yàn)室樣機(jī)對(duì)仿真結(jié)果進(jìn)行了驗(yàn)證［9］，實(shí)驗(yàn)室樣機(jī)如圖12 所示。目前已完成了三軸激光空速測(cè)量技術(shù)的原理樣機(jī)研制、跑車試驗(yàn)驗(yàn)證等工作，樣機(jī)測(cè)量結(jié)果與校準(zhǔn)用空速管的數(shù)據(jù)吻合度很高，空速測(cè)量精度小于0.5 m/s，如圖13 所示。此外，為了提高系統(tǒng)信噪比，對(duì)相干探測(cè)系統(tǒng)最佳本振光功率測(cè)量方法進(jìn)行了研究［24］。

圖10 凱天實(shí)驗(yàn)室樣機(jī)Fig.10 Experimental prototype of AVIC CAIC

圖11 凱天三軸空速測(cè)量樣機(jī)Fig.11 Airspeed measurement prototype of AVIC CAIC

圖12 自控所的實(shí)驗(yàn)室樣機(jī)Fig.12 Experimental prototype of AVIC FACRI

圖13 自控所的三軸空速測(cè)量樣機(jī)Fig.13 Airspeed measurement prototype of AVIC FACRI

2.2 傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的飛行校準(zhǔn)

傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)由于其非線性測(cè)量原理以及測(cè)量區(qū)域受到飛機(jī)機(jī)體或旋翼干擾，導(dǎo)致其空速、迎角、側(cè)滑角等測(cè)量誤差大，通常要經(jīng)過復(fù)雜且漫長的飛行校準(zhǔn)才能正常使用?？账傩?zhǔn)［25］常用的方法有拖錐法、雷達(dá)法、總靜壓支桿法、飛越塔臺(tái)法、標(biāo)準(zhǔn)機(jī)伴飛法等。圖14 為采用拖錐法校準(zhǔn)空速。迎角及側(cè)滑角校準(zhǔn)［26］通常有定常水平直線法、定常側(cè)滑法、航向航跡法、靜壓差值法等。上述方法均具有操作過程復(fù)雜、試驗(yàn)周期長、飛行架次多、成本高、誤差大等缺點(diǎn)。

圖14 拖錐法校準(zhǔn)空速Fig.14 Drag cone method for airspeed calibration

激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)能夠提供高精度真空速、迎角、側(cè)滑角等大氣數(shù)據(jù)，可用于全飛行包線內(nèi)校準(zhǔn)傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)空速、迎角、側(cè)滑角等參數(shù)的測(cè)量性能。美國、歐洲等已開展用于飛行校準(zhǔn)傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)樣機(jī)研制與飛行試驗(yàn)，表明激光大氣參數(shù)系統(tǒng)可完全滿足對(duì)傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的飛行校準(zhǔn)的需求，具有校準(zhǔn)操作簡單、周期短、成本低、精度高的優(yōu)點(diǎn)。1995年，Boeing 公司［27］研制基于1.064 μm 的Nd：YAG 固體激光器的單軸大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，用于大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)的校準(zhǔn)，激光功率0.5 W，測(cè)量飛機(jī)外1～2 m 區(qū)域大氣，測(cè)速范圍10～400 m/s，并在DC-8 上進(jìn)行飛行試驗(yàn)，如圖15 所示，最高飛行高度12 000 m，最大飛行速度926 km/h，空速測(cè)量精度1 m/s，同時(shí)對(duì)攻角和側(cè)滑角進(jìn)行了測(cè)量。1979年，法國Crouzet 公司［28-29］開始機(jī)載激光測(cè)速儀ALEV-1 的研究，利用10.6 μm 激光實(shí)現(xiàn)40 m 處空速測(cè)量，先后在美洲豹（Puma）直升機(jī)、小帆船（Caravelle）運(yùn)輸機(jī)、幻影（Mirage）III 戰(zhàn)斗機(jī)上開展飛行測(cè)試，驗(yàn)證了其各飛行狀態(tài)下的空速測(cè)量性能。隨后ALEV-1 升級(jí)為ALEV-3，具備三軸測(cè)速能力，可同時(shí)獲取三軸真空速、迎角和側(cè)滑角。1991年起，ALEV3 在A320 原型機(jī)上開始測(cè)試，在A340 飛機(jī)首次完成對(duì)傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的校準(zhǔn)。自此以后，有超過10 種新飛機(jī)型號(hào)通過該系統(tǒng)進(jìn)行校準(zhǔn)。截至2004年已累計(jì)進(jìn)行超過1 000 h 的飛行測(cè)試。相比較傳統(tǒng)的拖錐法、飛越塔臺(tái)法、飛機(jī)伴飛法等校準(zhǔn)方法，ALEV3 系統(tǒng)被證實(shí)具有很高的測(cè)量精度，僅需較少的飛行小時(shí)，可帶來大幅的成本降低。從1991年開始，法國Thales 公司［28，30］先后開展了多個(gè)激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量的項(xiàng)目研制。其最早研制基于10.6 μm 激光的大氣數(shù)據(jù)校準(zhǔn)系統(tǒng)，并成功在空客A340飛機(jī)上進(jìn)行空速測(cè)量，測(cè)量范圍10～400 m/s，空速精度0.25 m/s，數(shù)據(jù)更新率2～8 Hz。隨后，受歐盟FP7 項(xiàng)目（2007～2013）的資助，在NESLIE 子項(xiàng)目中研制激光測(cè)速儀，系統(tǒng)采用1.5 μm 激光波長，同時(shí)測(cè)量三軸真空速、迎角及側(cè)滑角，并與NLR 聯(lián)合開展飛行試驗(yàn)，驗(yàn)證了該系統(tǒng)在不同大氣狀態(tài)、氣象條件下的性能，圖16 為飛行試驗(yàn)裝置。在DANIELA 子項(xiàng)目中對(duì)上述系統(tǒng)進(jìn)行了升級(jí)，2011年，聯(lián)合NLR 進(jìn)行了29架次的試飛，軌跡覆蓋了從赤道到北極的16 個(gè)國家，旨在驗(yàn)證一切使用條件下的性能。受歐盟AIM2項(xiàng)目資助，2016年法國ONERA［31］在比亞喬P180 飛機(jī)成功完成了1.5 μm 激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)的飛行試驗(yàn)，試驗(yàn)測(cè)量了三軸真空速、攻角和側(cè)滑角，并與機(jī)載飛行測(cè)試儀數(shù)據(jù)進(jìn)行對(duì)比，真空速誤差小于1 m/s，攻角及側(cè)滑角誤差小于1°，圖17 為飛行試驗(yàn)時(shí)的裝置，該系統(tǒng)計(jì)劃用于傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的飛行校準(zhǔn)。

圖15 DC-8 飛機(jī)及其實(shí)驗(yàn)吊艙Fig.15 DC-8 aircraft and its pod

圖16 泰雷茲公司的飛行試驗(yàn)裝置Fig.16 Apparatus for flight test of Thales

圖17 ONERA 的飛行試驗(yàn)裝置Fig.17 Apparatus for flight test of ONERA

此外，中國飛行試驗(yàn)研究院［26，28，32-33］在國內(nèi)率先開展了激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)應(yīng)用于傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)飛行校準(zhǔn)的理論以及試驗(yàn)研究，同時(shí)開展了該技術(shù)對(duì)民機(jī)適航的影響研究，取得了一定的成果。

2.3 飛機(jī)前方風(fēng)切變、湍流的探測(cè)

低空風(fēng)切變、大氣湍流等非定常大氣擾動(dòng)現(xiàn)象嚴(yán)重影響了飛機(jī)飛行品質(zhì)、乘坐品質(zhì)和飛行安全。據(jù)中國民航局統(tǒng)計(jì)［34］，1949～2005年，由于大氣擾動(dòng)及伴隨的惡劣天氣造成的飛行事故占總事故的30%以上。據(jù)美國聯(lián)邦航空局（FAA）統(tǒng)計(jì)，在1960～2000年，由大氣擾動(dòng)直接導(dǎo)致或間接影響的飛行事故比例為41%。此外，飛機(jī)起飛離場(chǎng)和進(jìn)場(chǎng)著陸時(shí)間雖只占總飛行時(shí)間的5%，但有48%的飛行事故發(fā)生在該階段。這其中，由于低空風(fēng)切變?cè)斐蓹C(jī)組情境意識(shí)缺失及判斷操作失誤的約占該階段事故的66%。風(fēng)切變示意圖見圖18。

圖18 風(fēng)切變示意圖Fig.18 Diagram of wind shear

風(fēng)切變常發(fā)生在起飛和降落階段，持續(xù)時(shí)間短，難以捕捉，檢測(cè)方式一般分為前視式及反應(yīng)式兩種。前視式風(fēng)切變探測(cè)利用氣象雷達(dá)對(duì)前方航路上的風(fēng)切變進(jìn)行探測(cè)，可以提前30～70 s告警，提示飛行員繞飛規(guī)避。反應(yīng)式風(fēng)切變通常利用飛機(jī)機(jī)載近地警告系統(tǒng)（Ground Proximity Warning System，GPWS）、地形感知告警系統(tǒng)（Terrain Awareness and Warning System，TAWS）或飛行增穩(wěn)計(jì)算機(jī)（Flight Augmentation Computer，F(xiàn)AC）進(jìn)行檢測(cè)和判斷，能夠在飛機(jī)進(jìn)入風(fēng)切變風(fēng)場(chǎng)時(shí)提供適當(dāng)?shù)母婢崾撅w行員進(jìn)行改出或逃離操縱。而在人工操縱改出方面，雖然經(jīng)過多年的研究，且FAA［35］推薦了Pitch-Guidance、Dive-Guidance、Altitude-Guidance 3 種典型的縱向改出策略，但并不是每次穿越風(fēng)切變飛行都能成功改出。隨著飛機(jī)對(duì)自身的安全性和自動(dòng)化程度的需求不斷提高，可以通過設(shè)計(jì)高可靠性的自動(dòng)控制系統(tǒng)取代機(jī)組人工改出操作，降低人工操縱的復(fù)雜度和操作負(fù)荷。然而，通常的判斷反應(yīng)式風(fēng)切變方法是在飛機(jī)已經(jīng)處于風(fēng)切變風(fēng)場(chǎng)中，利用飛機(jī)運(yùn)動(dòng)參數(shù)（如高度、指示空速、對(duì)地速度、俯仰角、航向角等）的變化程度判斷飛機(jī)是否進(jìn)入風(fēng)切變區(qū)域，該方法是粗略的且滯后的被動(dòng)式探測(cè)，其改出策略有明顯的延遲，嚴(yán)重影響改出成功率和控制品質(zhì)。激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)可以測(cè)量飛機(jī)前方30～120 m 左右區(qū)域的風(fēng)速及風(fēng)向，通過一定的算法可以分析出飛機(jī)前方是否存在風(fēng)切變等，是精確的、超前的主動(dòng)式探測(cè)，可據(jù)此設(shè)計(jì)前饋控制策略，實(shí)現(xiàn)反應(yīng)式風(fēng)切變的自動(dòng)安全改出。此外該技術(shù)還可探測(cè)大氣湍流，用于前饋控制，主動(dòng)抵消湍流的影響，提高飛行及乘坐品質(zhì)。

目前國外針對(duì)大氣湍流、風(fēng)切變探測(cè)等已開展了多個(gè)研制項(xiàng)目，并取得了一定的成果。2011年，美國NCAR［36］在“灣流”V 型公務(wù)機(jī)上成功試驗(yàn)了其研制的基于1.5 μm 激光的大氣運(yùn)動(dòng)傳感器，激光探測(cè)飛機(jī)前方30 m 區(qū)域，飛行最大時(shí)速720 km/h，在飛行速度小于200 m/s 時(shí)實(shí)現(xiàn)空速測(cè)量精度小于1 m/s，且對(duì)單個(gè)機(jī)翼吊艙向外發(fā)射多角度光束的三維風(fēng)速測(cè)量方法進(jìn)行了設(shè)計(jì)和討論，該系統(tǒng)計(jì)劃用于大氣湍流的研究，圖19 為試驗(yàn)的原理樣機(jī)。OADS 公司經(jīng)過多次產(chǎn)品升級(jí)及試飛測(cè)試，已形成可商用的產(chǎn)品WindSceptor，該產(chǎn)品可用于飛機(jī)前方大氣湍流探測(cè)。受歐盟FP5 AWIATOR 項(xiàng)目資助，EADS 創(chuàng)新工廠［37-38］研制用于探測(cè)飛機(jī)前方陣風(fēng)、湍流的短脈沖紫外激光測(cè)量系統(tǒng)，該系統(tǒng)采用355 nm 激光，采用基于FP 標(biāo)準(zhǔn)具的條紋檢測(cè)方案進(jìn)行鑒頻，用于探測(cè)飛機(jī)前方35～50 m 的大氣湍流等。2007年，報(bào)道了其第一階段研究成果，其研制的機(jī)載湍流傳感器在DLR 的ATTAS 飛機(jī)上成功完成了多架次的飛行試驗(yàn)，飛行高度7 315 m，最大飛行速度240 節(jié)（444 km/h），風(fēng)速測(cè)量精度小于1.6 m/s，并試驗(yàn)了雨、密云、晴空等多種氣象條件下的測(cè)量性能。2010年，在原有系統(tǒng)上增加了針對(duì)飛機(jī)前方湍流的自動(dòng)前饋控制功能，并成功在A340-300 飛機(jī)上完成了測(cè)試，圖20 是飛行試驗(yàn)時(shí)的其原理樣機(jī)。受歐盟FP7 項(xiàng)目（DELICAT 子項(xiàng)目）的資助，2016年，DLR［39］研制基于355 nm 紫外激光的風(fēng)速計(jì)，用于測(cè)量飛機(jī)前方大氣的晴空湍流，并與NLR 聯(lián)合開展了飛行試驗(yàn)，圖21 為飛行試驗(yàn)裝置。

圖19 美國國家大氣中心的試驗(yàn)樣機(jī)Fig.19 The experimental prototype of NCAR

圖20 EADS 紫外湍流傳感器樣機(jī)Fig.20 Ultraviolet turbulence sensor prototype of EADS

圖21 DLR 紫外激光風(fēng)速計(jì)Fig.21 Ultraviolet anemometer of DLR

表2 對(duì)比了上述各研究機(jī)構(gòu)的激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)的部分性能指標(biāo)。

表2 已報(bào)道的激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)部分性能指標(biāo)Table 2 Partial performance of reported laser systems for air motion parameters

3 展望

隨著激光技術(shù)的快速發(fā)展以及機(jī)載應(yīng)用的迫切需求，近年來，激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)也得到了較快的發(fā)展。本文綜述了激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)的原理、實(shí)現(xiàn)方案以及近年來的相關(guān)應(yīng)用情況。從國外發(fā)展來看，激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)發(fā)展相對(duì)成熟，已開發(fā)出多種樣機(jī)或產(chǎn)品，并經(jīng)歷了很多次飛行試驗(yàn)，積累了大量試驗(yàn)數(shù)據(jù)及研制經(jīng)驗(yàn)。而反觀國內(nèi)，該項(xiàng)技術(shù)仍處于跟蹤研究階段，技術(shù)方案、技術(shù)成熟度以及應(yīng)用領(lǐng)域仍有很大的提升空間。

面向未來的機(jī)載應(yīng)用，激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)正向小型化、輕重量、低功耗方向發(fā)展。相比直接探測(cè)方案，相干探測(cè)方案具有體積及功耗小、成本低、測(cè)量精度高等優(yōu)點(diǎn)，符合機(jī)載對(duì)體積、重量及功耗（Size Weight and Power，SWaP）的要求，一直是國內(nèi)外研究的熱點(diǎn)技術(shù)。相干探測(cè)方案目前仍存在兩大技術(shù)短板：1）在高空時(shí)由于氣溶膠濃度降低，使得探測(cè)性能和可靠性變差；2）不能實(shí)現(xiàn)大氣溫度、大氣密度等參數(shù)測(cè)量。隨著激光放大技術(shù)以及信號(hào)處理技術(shù)的進(jìn)步［40］，有望實(shí)現(xiàn)高空下氣溶膠濃度低的情況下的大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)的穩(wěn)定可靠探測(cè)。而大氣溫度及密度的探測(cè)需借助其他激光測(cè)量手段實(shí)現(xiàn)，如轉(zhuǎn)動(dòng)拉曼測(cè)溫技術(shù)［41］、瑞利散射測(cè)溫技術(shù)等。由于1.5 μm 相比2 μm 激光的人眼安全閾值高一個(gè)數(shù)量級(jí)，且1.5 μm 易實(shí)現(xiàn)全光纖方案從而提高光路連接可靠性和調(diào)整靈活性，因此1.5 μm 激光的全光纖光路相干探測(cè)方案將成為主流研制方案。而對(duì)于直接探測(cè)方案，由于所采用的激光器、光學(xué)收發(fā)鏡頭、鑒頻器等體積、重量及功耗均較大，使得采用直接探測(cè)方案的系統(tǒng)體積、重量、功耗較機(jī)載應(yīng)用要求還有很大差距。因此，直接探測(cè)方案短期難以實(shí)現(xiàn)機(jī)載應(yīng)用，應(yīng)針對(duì)機(jī)載應(yīng)用開展低SWaP 設(shè)計(jì)。此外，為實(shí)現(xiàn)激光頻率鎖定、更陡峭的透射邊緣以達(dá)到更高的測(cè)量精度及靈敏度，對(duì)光學(xué)鑒頻器的穩(wěn)定性和精細(xì)度等提出了很高的要求。而目前鑒頻器的技術(shù)復(fù)雜、實(shí)現(xiàn)難度大且成本高、環(huán)境適應(yīng)性差，未來機(jī)載應(yīng)用應(yīng)著重解決該問題。

無論是直接探測(cè)方案還是相干探測(cè)方案，均存在濃霧、揚(yáng)塵、大雨、大雪等極端天氣對(duì)光信號(hào)的強(qiáng)烈衰減而導(dǎo)致接收到的散射信號(hào)微弱，進(jìn)而造成大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)無法準(zhǔn)確可靠測(cè)量的問題。因此，如何進(jìn)一步提高系統(tǒng)探測(cè)信噪比和靈敏度，實(shí)現(xiàn)高可靠且持續(xù)穩(wěn)定的數(shù)據(jù)測(cè)量，是未來機(jī)載應(yīng)用面臨的一大難題。美國國防高級(jí)研究計(jì)劃局（Defense Advanced Research Projects Agency，DARPA）指出［42］光子探測(cè)性能進(jìn)一步提升只能依靠增加其量子態(tài)的調(diào)控，從而增大單光子比特的信息量，通過對(duì)調(diào)制的量子態(tài)的檢測(cè)，可極大地壓制背景噪聲及系統(tǒng)基底噪聲，突破量子噪聲極限，提高微弱光子探測(cè)的靈敏度。因此實(shí)現(xiàn)云霧沙塵等復(fù)雜氣象條件下的大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)高可靠探測(cè)，必須采用光量子探測(cè)技術(shù)。目前，已有多篇文獻(xiàn)報(bào)道將光量子技術(shù)應(yīng)用于量子激光雷達(dá)的試驗(yàn)中，并獲得了低于量子噪聲極限的測(cè)量靈敏度［42-48］。激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)可借鑒單光子探測(cè)、干涉式量子雷達(dá)、接收端量子增強(qiáng)雷達(dá)以及量子照明雷達(dá)相關(guān)技術(shù)，提高微弱信號(hào)的超靈敏檢測(cè)能力。其中單光子探測(cè)技術(shù)具有單光子級(jí)探測(cè)靈敏度，可極大的提高極微弱信號(hào)的探測(cè)能力，與現(xiàn)有方案兼容性較好且技術(shù)較成熟，未來應(yīng)用潛力巨大。基于壓縮態(tài)的接收端量子增強(qiáng)技術(shù)可在現(xiàn)有方案的基礎(chǔ)上，采用量子技術(shù)改造其接收端，達(dá)到低于量子噪聲極限的探測(cè)靈敏度，同時(shí)避免了大氣傳輸對(duì)量子態(tài)的退化作用，具有較好的可實(shí)現(xiàn)性及應(yīng)用前景，值得深入研究。

美國OADS 公司、Ophir 公司等經(jīng)過多年的發(fā)展，已基本形成可裝備應(yīng)用的激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)產(chǎn)品。歐盟通過FAME、FP5、FP7、AIM2 等項(xiàng)目的實(shí)施，有力推動(dòng)了歐洲激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)的發(fā)展，并形成了以Thales、ONERA、DLR、NLR 為中心的聯(lián)合研究機(jī)構(gòu)，具有豐富的數(shù)據(jù)積累和應(yīng)用經(jīng)驗(yàn)。鑒于我國在激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)研制與應(yīng)用方面與歐美國家存在一定距離，提出我國開展該類工作的幾點(diǎn)建議：1）健壯產(chǎn)品產(chǎn)業(yè)鏈，研究針對(duì)機(jī)載應(yīng)用的高能量激光器技術(shù)、光放大技術(shù)以及提高系統(tǒng)SWaP 性能的技術(shù)和器件，同時(shí)應(yīng)注重降低成本；2）提早布局開展文中所述的高精度大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量、傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的飛行校準(zhǔn)以及飛機(jī)前方風(fēng)切變、湍流探測(cè)的應(yīng)用研究；3）開展該類技術(shù)在民用領(lǐng)域的適航技術(shù)研究；4）加強(qiáng)合作交流，加大人員、資金投入，國家應(yīng)適時(shí)予以立項(xiàng)支持。

4 結(jié)論

隨著技術(shù)的進(jìn)步以及產(chǎn)品或樣機(jī)技術(shù)成熟度的提高，激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量系統(tǒng)有望裝備應(yīng)用于飛機(jī)大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)精確測(cè)量、傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)飛行校準(zhǔn)、飛機(jī)前方風(fēng)切變、湍流等探測(cè)領(lǐng)域。本文期望通過進(jìn)一步明晰激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)的原理、應(yīng)用現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢(shì)，為從事激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量和應(yīng)用研究的相關(guān)技術(shù)人員提供有益的參考，推動(dòng)激光大氣運(yùn)動(dòng)參數(shù)測(cè)量技術(shù)的研究及產(chǎn)品工程化應(yīng)用。