何梓君, 闞夢(mèng)怡, 程鑒皓, 李榮冰*

(1.空裝駐南京地區(qū)第四軍事代表室,江蘇 南京 210022; 2.南京航空航天大學(xué) 自動(dòng)化學(xué)院,江蘇 南京 211106)

先進(jìn)飛行器的發(fā)展水平在一定程度上表征了國(guó)家的科學(xué)發(fā)展水平與國(guó)防能力,各國(guó)致力于不斷研制高性能先進(jìn)飛行器,以適應(yīng)當(dāng)前不斷變化的作戰(zhàn)環(huán)境。在戰(zhàn)爭(zhēng)實(shí)戰(zhàn)經(jīng)驗(yàn)下,戰(zhàn)斗機(jī)的發(fā)展經(jīng)歷了從第一代機(jī)、第二代機(jī)對(duì)飛行速度和高度的追求,到第三代機(jī)對(duì)機(jī)動(dòng)性能的重視;21世紀(jì)以來(lái),隨著雷達(dá)、航電等現(xiàn)代化科學(xué)技術(shù)的發(fā)展,隱身、超視距攻擊等技術(shù)的出現(xiàn)給第四代戰(zhàn)斗機(jī)指明了新的發(fā)展方向,超聲速飛行能力和大迎角機(jī)動(dòng)性顯著提高[1];對(duì)于第五代戰(zhàn)斗機(jī),國(guó)際上的劃分依據(jù)為是否具備“4S”能力,即隱形(Stealth)、超聲速巡航能力(Super Sonic Cruise)、超機(jī)動(dòng)能力(Super Maneuverability)和超級(jí)信息優(yōu)勢(shì)(Superior Avionics for Battle Awareness and Effectiveness)4種性能特點(diǎn)[2]。隱形、超聲速巡航能力和超機(jī)動(dòng)能力的要求極大地增加了飛機(jī)結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)的難度,而超級(jí)信息優(yōu)勢(shì)能力也對(duì)機(jī)載設(shè)備的集成化、小型化和低能耗提出了更高的要求。在目前世界各國(guó)大力發(fā)展第五代戰(zhàn)斗機(jī)的背景下,為取得代差優(yōu)勢(shì),中、美、俄等國(guó)家第六代戰(zhàn)斗機(jī)的研制和開發(fā)也在不斷推進(jìn)[3-4]。在第五代戰(zhàn)斗機(jī)的“4S”特性的基礎(chǔ)上,第六代戰(zhàn)斗機(jī)更強(qiáng)調(diào)了隱身性能和高機(jī)動(dòng)能力[1]。高性能先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)的總體發(fā)展趨勢(shì)對(duì)航電系統(tǒng)的發(fā)展提出了新的要求。

航空飛行器利用空氣動(dòng)力原理飛行,飛機(jī)表面流場(chǎng)特性和飛機(jī)相對(duì)于周圍大氣的特性直接影響飛行性能和飛行安全。因此,用于測(cè)量飛機(jī)相對(duì)于周圍大氣特性參數(shù)的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(Air Data System,ADS)是高性能航空飛行器的關(guān)鍵部件,是航電系統(tǒng)不可或缺的子系統(tǒng)之一。ADS通過(guò)感知飛行器機(jī)身周圍氣流狀況,測(cè)量并解算動(dòng)壓、靜壓、總溫、攻角、側(cè)滑角等大氣參數(shù),并將這些參數(shù)提供給發(fā)動(dòng)機(jī)自動(dòng)控制系統(tǒng)、導(dǎo)航系統(tǒng)、火控系統(tǒng)、空中交通管制系統(tǒng)以及用于航行駕駛的儀表顯示系統(tǒng)、警告系統(tǒng)等航空電子系統(tǒng)使用。大氣參數(shù)輸出的有效性和可靠性直接關(guān)系到飛行器的飛行安全。隨著先進(jìn)飛行器的更新?lián)Q代,大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)在飛行器機(jī)身流場(chǎng)監(jiān)測(cè)手段與系統(tǒng)架構(gòu)、大氣數(shù)據(jù)處理算法等方面不斷演進(jìn)。針對(duì)先進(jìn)飛行器對(duì)隱身、高機(jī)動(dòng)性能越來(lái)越高的需求,ADS的架構(gòu)和布局朝著集成化、嵌入式、蒙皮與傳感一體化方向發(fā)展,同時(shí)新型大氣數(shù)據(jù)傳感器也在被同步研究。為保證大氣數(shù)據(jù)輸出的可靠性,隨著計(jì)算機(jī)、人工智能等技術(shù)的快速發(fā)展,ADS信息處理能力與大氣數(shù)據(jù)解算、容錯(cuò)算法不斷發(fā)展,在硬件架構(gòu)發(fā)展的基礎(chǔ)上,進(jìn)一步為ADS的可靠性提供保證。

本文以先進(jìn)飛行器的發(fā)展需求為背景,對(duì)ADS在硬件系統(tǒng)架構(gòu)布局和大氣數(shù)據(jù)算法技術(shù)這兩方面的發(fā)展現(xiàn)狀進(jìn)行研究,對(duì)現(xiàn)有大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)面向先進(jìn)飛行器發(fā)展需求的不適應(yīng)性進(jìn)行分析,提出大氣數(shù)據(jù)傳感器、ADS架構(gòu)和大氣數(shù)據(jù)算法的未來(lái)發(fā)展趨勢(shì)。

1 大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)與系統(tǒng)架構(gòu)發(fā)展

信息獲取能力對(duì)先進(jìn)飛行器而言至關(guān)重要,大氣數(shù)據(jù)表征了飛行過(guò)程中機(jī)身周圍氣流的環(huán)境狀態(tài),一方面幫助飛行員監(jiān)測(cè)飛機(jī)飛行狀態(tài),另一方面被提供給其他機(jī)載設(shè)備與系統(tǒng),參與其他飛行信息解算。大氣數(shù)據(jù)的測(cè)量精度和可靠性很大程度上影響到飛行器的飛行安全。先進(jìn)飛行器對(duì)信息獲取的準(zhǔn)確性、可靠性要求越來(lái)越高;飛行器發(fā)展對(duì)飛機(jī)結(jié)構(gòu)與氣動(dòng)布局提出了新的需求,也對(duì)ADS在流場(chǎng)監(jiān)測(cè)手段、整體架構(gòu)布局方面提出了新要求,大氣數(shù)據(jù)傳感器從接觸式測(cè)量的壓力探頭發(fā)展到非接觸式測(cè)量的光學(xué)大氣傳感器,ADS架構(gòu)也從集中式發(fā)、分布式發(fā)展到嵌入式。

1.1 大氣傳感技術(shù)發(fā)展

1.1.1 接觸式測(cè)量的傳感技術(shù)發(fā)展

ADS通過(guò)大氣傳感器實(shí)現(xiàn)對(duì)飛行器周圍流場(chǎng)狀態(tài)的感知與測(cè)量。壓力信息是表征氣流狀態(tài)最直觀的數(shù)據(jù),壓力測(cè)量原理和壓力傳感器結(jié)構(gòu)簡(jiǎn)單,此外,空速、攻角等大氣數(shù)據(jù)能夠基于壓力信息、壓力分布情況進(jìn)行解算。因此,壓力測(cè)量式大氣傳感器在飛行器ADS中得到廣泛應(yīng)用,如空速管(如圖1所示)、壓差式攻角傳感器(如圖2[5]所示)等。

圖1 空速管基本結(jié)構(gòu)

圖2 壓差式攻角傳感器結(jié)構(gòu)[5]

隨著電力電子技術(shù)不斷發(fā)展,同時(shí)考慮到機(jī)載設(shè)備向輕型、小型化發(fā)展,大氣傳感器集成度不斷提高,多功能智能探頭逐漸成為一大研究熱點(diǎn)。圖3[6]為一種常見的多功能智能探頭結(jié)構(gòu),該智能探頭將總靜壓探頭與數(shù)據(jù)處理模塊集成在一起,將原有大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)部分的數(shù)據(jù)處理功能分解到數(shù)據(jù)采集端的數(shù)據(jù)處理模塊。這種布局方式將原有的壓力信息傳輸轉(zhuǎn)換為數(shù)字信號(hào)傳輸。數(shù)字信號(hào)傳輸形式能減小設(shè)備體積與質(zhì)量,提高傳輸速度,增強(qiáng)抗干擾能力和系統(tǒng)可靠性,同時(shí)還減小了中央計(jì)算機(jī)的工作量。

圖3 某多功能智能探頭結(jié)構(gòu)[6]

除了將測(cè)量模塊與數(shù)據(jù)處理模塊集成外,多種不同功能傳感器的集成化研究也在不斷開展。在20世紀(jì)末,美國(guó)Goodrich公司研制了一種集成全壓和攻角測(cè)量的大氣傳感器,并應(yīng)用在F-22戰(zhàn)斗機(jī)上;21世紀(jì)初,法國(guó)空客公司在其大型民用客機(jī)A380上應(yīng)用了一種集全壓、總溫和攻角測(cè)量于一體的新型多功能探頭,而后又在A350上應(yīng)用了融合全壓、靜壓和攻角測(cè)量為一體的多功能探頭[7]。

壓力測(cè)量式大氣傳感器、風(fēng)標(biāo)式攻角/側(cè)滑角傳感器等采用的是直接接觸式測(cè)量方式,因此必須將其安裝在能與外界空氣相接觸的位置。然而,外置傳感器會(huì)破壞飛行器氣動(dòng)布局,影響飛行器機(jī)動(dòng)性能,不利于提升飛行器隱身性能。面向新一代先進(jìn)飛行器在超機(jī)動(dòng)、隱身等方面的需求,研究使用非接觸式大氣傳感器對(duì)現(xiàn)有外置傳感器進(jìn)行替換,是大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)未來(lái)的發(fā)展方向之一。

1.1.2 非接觸式測(cè)量的大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)

基于光學(xué)原理的大氣數(shù)據(jù)傳感器是一種已開展研究的非接觸式傳感器。光學(xué)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(Optical Air Data System,OADS)是基于光學(xué)大氣傳感技術(shù)的ADS,是面向先進(jìn)飛行器對(duì)機(jī)載設(shè)備小型輕型、高精度、隱身和超高機(jī)動(dòng)等需求的研究產(chǎn)物。

光學(xué)大氣傳感器基本結(jié)構(gòu)如圖4所示。不同于壓力測(cè)量式傳感器,光學(xué)大氣傳感器是基于氣溶膠散射和多普勒頻移原理設(shè)計(jì)的大氣傳感器?？諝庵邪罅繗馊苣z和固體顆粒,光信號(hào)作為一種電磁波,在空氣中傳播時(shí)接觸到氣溶膠或固體顆粒,從而發(fā)生散射。當(dāng)光源與空氣之間存在相對(duì)運(yùn)動(dòng)時(shí),散射后的信號(hào)會(huì)產(chǎn)生多普勒頻移?；谶@一原理,通過(guò)安裝在飛行器上的光源發(fā)射光信號(hào),接收由空氣中氣溶膠或固體顆粒散射的信號(hào),根據(jù)多普勒頻移原理,即能夠解算得到速度信息:

圖4 光學(xué)大氣傳感器基本結(jié)構(gòu)

(1)

式中:V為散射粒子沿運(yùn)動(dòng)方向的速度;fD為多普勒頻移;λ為光信號(hào)波長(zhǎng);θ和γ為入射、散射區(qū)域內(nèi)相關(guān)角度?；诠庠窗l(fā)射探頭的安裝角度關(guān)系,可以解算得到真空速的三維分量,而后能夠進(jìn)一步解算迎角、側(cè)滑角等大氣數(shù)據(jù)。

美國(guó)和歐洲的一些國(guó)家早在20世紀(jì)90年代就開展了OADS的研究。目前,基于光學(xué)原理的大氣傳感器已應(yīng)用到機(jī)載ADS的校準(zhǔn)中:空客公司在20世紀(jì)90年代就已經(jīng)將OADS應(yīng)用于ADS校準(zhǔn);同時(shí)期,美國(guó)波音公司開展了OADS與常規(guī)ADS的相互校準(zhǔn)分析工作,日本三菱公司也在直升機(jī)上開展了OADS的研究與試驗(yàn)[8]。國(guó)內(nèi)對(duì)OADS的研究起步較晚,近幾年來(lái)開展了OADS的研究試驗(yàn),對(duì)速度、攻角/側(cè)滑角等大氣數(shù)據(jù)解算進(jìn)行了試驗(yàn)驗(yàn)證。

不同天氣情況、不同高度下,空氣中氣溶膠與固體顆粒含量不同。晴朗天氣條件下,空氣中氣溶膠含量較少,而隨著飛行高度的增加,空氣愈加稀薄,空氣中氣溶膠、固體顆粒密度急劇降低。這一現(xiàn)象導(dǎo)致散射光信號(hào)減少,給反射光信號(hào)的接收與處理帶來(lái)了困難。針對(duì)這一問(wèn)題,美國(guó)密歇根航宇公司研制了一種分子光學(xué)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(Molecular Optical Air Data System,MOADS),解決了OADS在晴朗天氣、高海拔飛行等飛行條件下性能下降的問(wèn)題[9-11]。與OADS不同,MOADS除了接收被氣溶膠反射的光信號(hào)外,額外配備了探測(cè)鏡,可對(duì)部分指定區(qū)域內(nèi)光的散射現(xiàn)象進(jìn)行探測(cè),再利用逆散射原理,基于探測(cè)到的信號(hào)頻移對(duì)大氣數(shù)據(jù)進(jìn)行解算。為更好地實(shí)現(xiàn)散射現(xiàn)象的探測(cè),MOADS的光源將激光能量分為3個(gè)光束,分別沿儀器中心線偏離30°方向發(fā)射,密歇根航宇公司在其飛行試驗(yàn)中使用的光源結(jié)構(gòu)圖如圖5[9]所示。3個(gè)光束分別對(duì)準(zhǔn)3個(gè)探測(cè)鏡的探測(cè)場(chǎng),收集多普勒頻移信號(hào)后返回。此外,相比于使用近紅外光信號(hào)的OADS,MOADS使用了波長(zhǎng)為266 nm的紫外線。自然界中大部分266 nm的自然光都被臭氧和分子氧吸收,因此極大地減小了自然界光信號(hào)的干擾。MOADS原型已經(jīng)開展了速度測(cè)量的地面風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證,在12 m/s的風(fēng)速測(cè)量試驗(yàn)中,MOADS獲取的數(shù)據(jù)相比于空速管,平均誤差減小了0.61 m/s,標(biāo)準(zhǔn)差減小了1.68 m/s,表現(xiàn)出更優(yōu)良的抗噪性能[11]。

圖5 MOADS飛行試驗(yàn)中光源結(jié)構(gòu)[9]

光學(xué)大氣傳感技術(shù)可以實(shí)現(xiàn)速度、溫度和空氣密度的直接解算,基于這些信息再實(shí)現(xiàn)攻角等其他大氣數(shù)據(jù)解算。目前,在搭載OADS的飛行試驗(yàn)中,飛行包線最高可達(dá)50 000 ft(1 ft=0.304 8 m),約15 000 m;相比于壓力測(cè)量式傳感器,光學(xué)大氣傳感器對(duì)大攻角飛行具有更好的適應(yīng)性和更高的精度,其具有以下優(yōu)勢(shì):

① 非接觸式測(cè)量,傳感器布局不影響飛行器機(jī)身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。光學(xué)大氣傳感器可以進(jìn)行埋入式設(shè)計(jì),相比于傳統(tǒng)壓力探頭的侵入式布局,更有利于新一代先進(jìn)飛行器隱身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì),同時(shí)不會(huì)破壞飛行器氣動(dòng)布局。

② 可實(shí)現(xiàn)機(jī)身遠(yuǎn)場(chǎng)測(cè)量,避免近場(chǎng)氣流影響。壓力探頭測(cè)量的是飛行器蒙皮表面局部氣流特性,測(cè)量結(jié)果通常受到氣流畸變影響,需要對(duì)測(cè)量結(jié)果進(jìn)行校正。而光學(xué)大氣傳感器可以通過(guò)調(diào)節(jié)散射光信號(hào)的探測(cè)位置,對(duì)遠(yuǎn)離飛行器近場(chǎng)的自由流流場(chǎng)近采樣,一方面測(cè)量結(jié)果所受干擾小、精度更高,另一方面減少了測(cè)量結(jié)果校正工作與成本。

然而,除了OADS的發(fā)展受限于空氣中的氣溶膠與固體顆粒含量外,MOADS中光的逆散射問(wèn)題相比于OADS中光的散射問(wèn)題,處理難度更大。逆散射的原理在于,在未知空氣中散射介質(zhì)的條件下,通過(guò)探測(cè)的3個(gè)區(qū)域內(nèi)散射的光信號(hào),處理得到光信號(hào)的散射特性(如頻移),而后進(jìn)行大氣數(shù)據(jù)解算。逆散射理論相比于散射理論,其研究起步更晚,難度更大,發(fā)展也并不成熟,因此,MOADS的發(fā)展也在一定程度上受到逆散射理論發(fā)展的限制。

1.2 ADS架構(gòu)與布局發(fā)展

為保障飛行安全,提高系統(tǒng)可靠性,ADS通常采用硬件多余度設(shè)計(jì)。在某一通道的大氣傳感器故障或者失效時(shí),冗余設(shè)計(jì)可以保障飛行器正常運(yùn)行,增強(qiáng)飛行安全性。傳感器多余度設(shè)計(jì)、不同種類傳感器和飛行器發(fā)展的不同性能需求,對(duì)ADS架構(gòu)與布局有不同的要求。

空速管等這一類突出在飛行器表面的傳感器稱為侵入式探頭,采用侵入式探頭的ADS傳感器布局方案可分為集中式、分布式和混合式3種。早期的集中式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(Centralized Air Data System,CADS)使用相互獨(dú)立的大氣傳感器,總靜壓傳感器、氣流角傳感器獨(dú)立分布,中央大氣計(jì)算機(jī)集中進(jìn)行信息處理,采用壓力傳輸導(dǎo)管。這類系統(tǒng)的架構(gòu)與布局集成化和智能化程度較低,其精度、可靠性等性能均無(wú)法適應(yīng)先進(jìn)飛行器的發(fā)展需求。

1.2.1 分布式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)架構(gòu)

分布式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(Distributed Air Data System,DADS)相比于CADS最大的區(qū)別在于其采用了智能探頭,改進(jìn)了信息傳輸形式,提升了ADS的可靠性。目前,DADS已經(jīng)在各領(lǐng)域的不同機(jī)型上得到廣泛應(yīng)用,例如民用飛機(jī)空客A380,軍用領(lǐng)域美國(guó)F-35、意大利M346等機(jī)型。

飛行器機(jī)頭的氣流狀態(tài)相對(duì)穩(wěn)定,外界干擾較小,是壓力探頭的最佳安裝位置,因此,早期飛行器的空速管基本都安裝在機(jī)頭位置。這一布局的空速管通常設(shè)計(jì)成又細(xì)又長(zhǎng)的形狀,如圖6所示?？账俟芗?xì)長(zhǎng)直型的設(shè)計(jì)能夠減小外界氣流對(duì)測(cè)量結(jié)果的影響和對(duì)機(jī)頭雷達(dá)工作的影響。

圖6 某四代機(jī)傳感器機(jī)頭布局

機(jī)頭直型空速管對(duì)飛行器機(jī)動(dòng)性、隱身性能的影響隨著飛行器的不斷發(fā)展愈加明顯。超機(jī)動(dòng)能力的提升有利于戰(zhàn)斗機(jī)近距離、低空作戰(zhàn),而細(xì)長(zhǎng)的機(jī)頭空速管會(huì)給飛行器機(jī)動(dòng)性帶來(lái)嚴(yán)重影響。因?yàn)槠錂C(jī)頭突出的布局形式,一方面會(huì)影響機(jī)頭雷達(dá)作用范圍,另一方面會(huì)嚴(yán)重影響到新一代飛行器結(jié)構(gòu)與氣動(dòng)布局的隱身設(shè)計(jì)。針對(duì)以上問(wèn)題,空速管的形狀與安裝位置需要重新進(jìn)行設(shè)計(jì)。圖7為布局在機(jī)頭側(cè)邊的“L”型空速管,機(jī)身側(cè)邊的布局方案能夠在很大程度上減小飛行器高速飛行時(shí)對(duì)氣動(dòng)布局的影響,有利于提升飛行器的機(jī)動(dòng)性和隱身性能。

圖7 某五代機(jī)傳感器側(cè)邊布局

X-35的DADS架構(gòu)如圖8[12]所示,其傳感器布局如圖9[12]所示。大氣傳感器包括了機(jī)頭前方的試驗(yàn)吊桿,3組分別安裝在機(jī)頭左右兩側(cè)和底部的多功能探頭,2個(gè)用于測(cè)量靜壓的分布在機(jī)身側(cè)面的測(cè)壓孔。其中,機(jī)頭的試驗(yàn)吊桿用于測(cè)量總壓、靜壓、攻角和側(cè)滑角信息,用于驗(yàn)證基于左-右-下布局的DADS的有效性。探頭所測(cè)得的壓力信息均通過(guò)數(shù)據(jù)處理模塊轉(zhuǎn)換為數(shù)字信號(hào)傳輸給飛行器管理計(jì)算機(jī)。

圖8 X-35的DADS架構(gòu)[12]

DADS在一定程度上提升了ADS的穩(wěn)定性與可靠性,但沒有從根源上解決傳感器外置破壞機(jī)身結(jié)構(gòu)與氣動(dòng)布局的問(wèn)題。CADS、DADS中使用的侵入式探頭在高速飛行狀態(tài)下與氣流摩擦?xí)纬筛邿岘h(huán)境,使其易受到燒蝕,導(dǎo)致傳感器測(cè)量精度下降甚至失效。并且,外置的探頭破壞了飛行器結(jié)構(gòu)與氣動(dòng)外形,不利于新一代先進(jìn)飛行器的隱身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。在先進(jìn)飛行器對(duì)超機(jī)動(dòng)、超隱身等性能方面的要求越來(lái)越高的背景下,侵入式傳感器注定會(huì)逐漸被淘汰。

1.2.2 嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)架構(gòu)

嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(Flush Air Data System,FADS)是針對(duì)新一代飛行器超聲速飛行需求提出的新型大氣數(shù)據(jù)測(cè)量方法。最開始是針對(duì)超聲速飛行器X-15項(xiàng)目發(fā)明的,雖然X-15項(xiàng)目最終以失敗告終,但基于壓力傳感器陣列進(jìn)行大氣數(shù)據(jù)測(cè)量與解算的思路為FADS的發(fā)展研究奠定了基礎(chǔ)[13-14]。而后幾十年間,FADS得到快速發(fā)展。在后來(lái)的航天飛機(jī)再入ADS項(xiàng)目中,NASA提出新型嵌入式大氣數(shù)據(jù)測(cè)量方案,并通過(guò)多次風(fēng)洞試驗(yàn)驗(yàn)證了其可行性;后來(lái)又基于F-14項(xiàng)目進(jìn)一步確定了嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)的可行性與適用范圍[15-17]。

FADS基于構(gòu)建的表面壓力分布模型,利用飛機(jī)機(jī)身各處布置的嵌入式壓力傳感器,得到攻角、側(cè)滑角、總壓、靜壓等大氣參數(shù)。FADS基本架構(gòu)如圖10[18]所示,其傳感器基本布局如圖11[19]所示。

圖11 FADS傳感器基本布局[19]

飛行器表面測(cè)壓孔布局方案和大氣數(shù)據(jù)解算、容錯(cuò)等算法是嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)的研究重點(diǎn),而基于測(cè)壓孔布局方案的飛行器表面壓力分布模型是大氣數(shù)據(jù)解算算法的核心。為獲取到準(zhǔn)確可靠的壓力數(shù)據(jù),FADS的測(cè)壓孔安裝位置應(yīng)具有以下特點(diǎn):① 壓力、溫度穩(wěn)定;② 外界干擾小;③ 充分感受來(lái)流變化[18]?；谝陨弦?測(cè)壓孔通常布置在機(jī)頭或者機(jī)翼前緣,其中十字型布局已在X-33、X-34等飛行器上得到可行性驗(yàn)證。一般至少需要5個(gè)測(cè)壓孔的數(shù)據(jù)才能實(shí)現(xiàn)所有大氣數(shù)據(jù)的解算,而配備冗余的測(cè)壓孔一方面能夠提高FADS的容錯(cuò)性,另一方面也能提高大氣數(shù)據(jù)解算精度。但測(cè)壓孔數(shù)量的增多會(huì)造成大氣數(shù)據(jù)解算算法復(fù)雜度過(guò)高,會(huì)給機(jī)載計(jì)算機(jī)增加計(jì)算量與負(fù)擔(dān),FADS也會(huì)更加復(fù)雜。且經(jīng)試驗(yàn)驗(yàn)證,測(cè)壓孔數(shù)量與大氣數(shù)據(jù)解算精度并不完全呈線性關(guān)系。Whitmore等[20]專門針對(duì)不同測(cè)壓孔數(shù)量對(duì)測(cè)量精度的影響進(jìn)行了研究,試驗(yàn)基于25孔十字分布的系統(tǒng)進(jìn)行,結(jié)果顯示9孔與25孔的測(cè)量精度在同一量級(jí),得出9孔十字型布局是工程應(yīng)用角度最優(yōu)選擇的結(jié)論。因此,測(cè)壓孔數(shù)量需要根據(jù)飛行器機(jī)頭形狀、氣動(dòng)布局情況和大氣數(shù)據(jù)解算效率進(jìn)行選擇,并且需要通過(guò)大量試驗(yàn)進(jìn)行驗(yàn)證。

相比于傳統(tǒng)的ADS,FADS具有以下3點(diǎn)優(yōu)勢(shì):① 傳感器耐高溫能力強(qiáng),可在大馬赫數(shù)、大攻角等極限工況下正常工作;② 嵌入式的壓力傳感器不改變飛機(jī)外形結(jié)構(gòu),便于飛機(jī)的氣動(dòng)布局和隱身結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì);③ 通過(guò)布置多個(gè)測(cè)量點(diǎn)可實(shí)現(xiàn)較好的軟硬件容錯(cuò)能力,并可提高系統(tǒng)整體可靠性和穩(wěn)定性。面對(duì)未來(lái)先進(jìn)飛行器的發(fā)展需求,這類嵌入式大氣傳感技術(shù)與布局是ADS未來(lái)的發(fā)展趨勢(shì)之一。嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)是一種較為先進(jìn)的大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù),還處于研究試驗(yàn)階段。目前,嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)還存在以下問(wèn)題:① 傳感器精度、跨聲速飛行性能不足以滿足新一代先進(jìn)飛行器需求;② 測(cè)量精度會(huì)受到引氣管路長(zhǎng)度、直徑以及壓力傳感器容腔體積影響。而FADS架構(gòu)對(duì)新一代飛行器隱身、超機(jī)動(dòng)等性能在機(jī)身結(jié)構(gòu)與氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)需求方面的優(yōu)良適應(yīng)性,決定了其未來(lái)在航空航天領(lǐng)域良好的發(fā)展前景。

2 大氣數(shù)據(jù)解算理論方法的發(fā)展

硬件ADS架構(gòu)的研究是一項(xiàng)長(zhǎng)遠(yuǎn)的任務(wù),從系統(tǒng)架構(gòu)與分布的設(shè)計(jì)、仿真,到研制、試驗(yàn),再到最終投入使用,是一個(gè)長(zhǎng)遠(yuǎn)且艱巨的過(guò)程。同時(shí),隨著計(jì)算機(jī)科學(xué)與技術(shù)的快速發(fā)展,各種數(shù)據(jù)處理方法與技術(shù)層出不窮,ADS正向智能化方面發(fā)展。因此,除了硬件設(shè)備與系統(tǒng)架構(gòu)布局的設(shè)計(jì)更新,硬件傳感器測(cè)量信息到所需大氣數(shù)據(jù)之間復(fù)雜的映射關(guān)系的研究不可或缺,包括但不僅限于飛行器局部流場(chǎng)與整體流場(chǎng)間的映射關(guān)系、飛行器近機(jī)身流場(chǎng)與遠(yuǎn)場(chǎng)自由流參數(shù)間的映射關(guān)系、大氣數(shù)據(jù)反映的飛行器受力特性與其他機(jī)載傳感器系統(tǒng)測(cè)量信息間的一致性等方面的理論研究?jī)?nèi)容。

2.1 FADS氣動(dòng)模型構(gòu)建與解算算法研究和發(fā)展

FADS發(fā)展較晚,其氣動(dòng)模型發(fā)展尚不完善。壓力分布模型通常利用風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)建立多項(xiàng)式修正模型來(lái)提高模型精度,使FADS的輸出信息與實(shí)際情況一致。目前被廣泛認(rèn)可的壓力分布模型是基于亞聲速球體勢(shì)流理論和超聲速修正牛頓理論建立的,可校準(zhǔn)的FADS表面壓力分布模型為

p=qc(cos2θ+εsin2θ)+P∞

(2)

式中:p為測(cè)壓孔壓力測(cè)量值;qc為動(dòng)壓;θ為氣流在測(cè)壓孔的入射角度;ε為形壓系數(shù),與空氣壓縮效應(yīng)、飛行器氣動(dòng)外形等因素有關(guān),可以表示為氣流角和馬赫數(shù)的函數(shù),通?？赏ㄟ^(guò)風(fēng)洞試驗(yàn)確定;P∞為靜壓。基于該壓力分布模型,最初使用非線性最小二乘法進(jìn)行大氣數(shù)據(jù)解算,但該算法在跨聲速、超聲速飛行時(shí)穩(wěn)定性未通過(guò)測(cè)試,不具備故障檢測(cè)與容錯(cuò)能力。為解決這一問(wèn)題,NASA提出三點(diǎn)法,分別利用機(jī)身垂直線的3個(gè)測(cè)壓孔數(shù)據(jù)解算攻角和不完全分布在機(jī)身垂直線的3個(gè)測(cè)壓孔數(shù)據(jù)解算側(cè)滑角[21]。該氣動(dòng)模型以及對(duì)應(yīng)的大氣數(shù)據(jù)解算算法先后在X-33[22]、X-34[23]和X-38[24]等飛行器上得到了有效性、可行性驗(yàn)證。陸辰[18]基于該壓力分布模型,提出一種弱化測(cè)壓孔配置約束的FADS算法。該算法相比于三點(diǎn)法,使用同樣的測(cè)壓孔點(diǎn)數(shù),僅要求4個(gè)所選測(cè)壓孔不共面,降低了FADS算法對(duì)測(cè)壓孔配置的幾何約束條件,并且能夠直接解算總壓、靜壓和動(dòng)壓信息。

由式(2)可知,飛行器機(jī)身表面的壓力場(chǎng)除了與飛行狀態(tài)相關(guān)外,還與飛行器外形密切相關(guān)。面對(duì)多樣的飛行器外形,一方面需要進(jìn)行大量確定形壓系數(shù)的風(fēng)洞試驗(yàn)工作、壓力分布模型的校正工作,另一方面,基于某一外形特征構(gòu)建的壓力分布模型,其大氣數(shù)據(jù)解算算法的研究也應(yīng)有針對(duì)性的開展。神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)可以模擬人腦的結(jié)構(gòu)和功能,具有強(qiáng)大的學(xué)習(xí)功能,理論上能夠充分逼近任何復(fù)雜的非線性關(guān)系。建立大氣數(shù)據(jù)解算、誤差修正等復(fù)雜模型,能夠充分適應(yīng)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的各項(xiàng)優(yōu)勢(shì)。因此,國(guó)內(nèi)外學(xué)者基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法,建立了測(cè)壓孔壓力數(shù)據(jù)與大氣數(shù)據(jù)之間的關(guān)系模型,針對(duì)FADS解算算法開展了大量研究。

Rohloff等[25-26]提出了一種通過(guò)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法構(gòu)建的FADS氣動(dòng)模型,基于飛行數(shù)據(jù)對(duì)攻角、側(cè)滑角、靜壓和動(dòng)壓與11個(gè)測(cè)壓孔布局的測(cè)壓孔壓力數(shù)據(jù)之間的映射關(guān)系進(jìn)行擬合,論證了FADS神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法的穩(wěn)定性、實(shí)時(shí)性和抗干擾能力,最終得到的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)FADS氣動(dòng)模型適用于亞聲速與超聲速范圍的飛行狀態(tài),并在此基礎(chǔ)上提出了FADS容錯(cuò)算法。該模型解算的馬赫數(shù)誤差為0.02,攻角、側(cè)滑角誤差為0.4°,靜壓誤差為813.96 Pa,已經(jīng)達(dá)到較高精度水平。日本宇宙航空研究開發(fā)機(jī)構(gòu)針對(duì)某尖嘴型高超聲速飛行器的FADS,在FADS算法基礎(chǔ)上,通過(guò)外推估計(jì)范圍的方法,擴(kuò)展了FADS算法的適用條件,對(duì)攻角和馬赫數(shù)進(jìn)行了測(cè)量范圍擴(kuò)展[27]。國(guó)內(nèi)對(duì)FADS的研究尚在理論研究階段,尚未有FADS投入工程應(yīng)用。南京航空航天大學(xué)孟博等[28]針對(duì)外形特殊、機(jī)身附近壓力場(chǎng)復(fù)雜的類乘波體飛行器,首先利用CFD構(gòu)建了三維模型并分析了特殊外形飛行器的壓力場(chǎng)特性,而后設(shè)計(jì)了基于改進(jìn)BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的FADS算法[29]。杜振宇等[30]針對(duì)飛翼布局飛行器FADS,設(shè)計(jì)了RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò),對(duì)測(cè)量數(shù)據(jù)與大氣數(shù)據(jù)之間的復(fù)雜的非線性慣性進(jìn)行了擬合,相比于BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)和現(xiàn)有最小二乘法等傳統(tǒng)FADS算法,大氣數(shù)據(jù)解算精度明顯提高。可見,目前對(duì)FADS算法的研究大都針對(duì)某特定飛行器開展,其算法不具有普適性。

2.2 大氣數(shù)據(jù)優(yōu)化技術(shù)研究與發(fā)展

隨著先進(jìn)飛行器飛行包線的擴(kuò)大,現(xiàn)有ADS架構(gòu)與布局無(wú)法在大攻角、高超聲速等特殊飛行狀態(tài)下保持穩(wěn)定的系統(tǒng)性能,甚至?xí)霈F(xiàn)失效的情況。在這一背景下,針對(duì)飛行器在特殊飛行狀態(tài)下的大氣數(shù)據(jù)測(cè)量精度與范圍提升成為研究熱點(diǎn)。信息融合技術(shù)是這一方向最常見的研究方法。利用信息融合手段對(duì)大氣數(shù)據(jù)進(jìn)行優(yōu)化的方法,改進(jìn)了大氣解算算法,能夠提高大氣數(shù)據(jù)精度?；诓煌瑱C(jī)載系統(tǒng)的傳感器測(cè)量原理優(yōu)勢(shì),將不同機(jī)載系統(tǒng)輸出信息進(jìn)行融合,從而可提高大氣數(shù)據(jù)解算精度。目前常用于與機(jī)載大氣數(shù)據(jù)融合的信息主要包括慣性導(dǎo)航數(shù)據(jù)、飛行控制系統(tǒng)數(shù)據(jù)、氣象數(shù)據(jù)以及飛行器氣動(dòng)模型、動(dòng)力學(xué)模型等。

國(guó)內(nèi)北京航空航天大學(xué)、西北工業(yè)大學(xué)、南京航空航天大學(xué)等高校,以及成都飛設(shè)計(jì)研究所、沈陽(yáng)飛機(jī)設(shè)計(jì)研究所等研究單位均針對(duì)ADS開展了長(zhǎng)期、系統(tǒng)的研究工作。南京航空航天大學(xué)自2010年至今,針對(duì)傳統(tǒng)ADS、FADS,面向跨聲速、跨大氣層等需求,系統(tǒng)地開展了ADS信息融合技術(shù)的研究。針對(duì)大攻角飛行狀態(tài),分別研究了基于慣性攻角的融合方案和基于飛行動(dòng)力學(xué)模型與慣性信息的融合方案;針對(duì)高空、跨大氣層飛行狀態(tài),提出了基于飛行器氣動(dòng)模型、動(dòng)力學(xué)方程和慣性信息的擴(kuò)展卡爾曼濾波信息融合方案[31-33]。近幾年,成都信息工程大學(xué)肖地波、蔣保睿等[34-37]專門面向慣性導(dǎo)航系統(tǒng)與ADS信息融合,開展了多項(xiàng)研究,針對(duì)FADS壓力傳感器測(cè)量噪聲與延遲、飛行器高速飛行氣流干擾和慣性數(shù)據(jù)發(fā)散、風(fēng)場(chǎng)信息干擾等問(wèn)題,提出了融合方案,并在仿真驗(yàn)證中取得了不錯(cuò)的效果。楊朝旭等[38]針對(duì)先進(jìn)飛行器對(duì)可控的過(guò)失速機(jī)動(dòng)范圍增大的需求,研究了一種融合氣象、慣導(dǎo)和大氣數(shù)據(jù)的解算方法,構(gòu)建了深度神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)對(duì)復(fù)雜飛行狀態(tài)下的大氣數(shù)據(jù)誤差特性進(jìn)行擬合,實(shí)現(xiàn)了過(guò)失速大迎角飛行狀態(tài)下大氣數(shù)據(jù)的可靠解算。除信息融合方法外,孟博等[28]基于改進(jìn)的BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法,設(shè)計(jì)了一種在跨聲速飛行狀態(tài)下對(duì)攻角信息進(jìn)行補(bǔ)償和修正的算法,基本消除了跨聲速段原始攻角的劇烈波動(dòng)。

在跨聲速、大攻角等特殊飛行狀態(tài)下,大氣傳感器測(cè)量誤差大,慣性導(dǎo)航系統(tǒng)傳感器精度等級(jí)高,2種信息融合能夠減小大氣數(shù)據(jù)解算誤差,提高大氣數(shù)據(jù)精度。氣象觀測(cè)數(shù)據(jù)的引入能夠減小天氣對(duì)ADS的影響。通過(guò)不同系統(tǒng)輸出數(shù)據(jù)和氣動(dòng)模型等信息的引入,能夠減小極端飛行狀態(tài)或飛行環(huán)境給大氣數(shù)據(jù)解算帶來(lái)的影響,提高大氣數(shù)據(jù)精度,增大大氣數(shù)據(jù)測(cè)量范圍,從而適應(yīng)先進(jìn)飛行器擴(kuò)大飛行包線的需求。

2.3 ADS解析余度方法研究與發(fā)展

安全飛行是飛行器最基本的要求,ADS的容錯(cuò)性能與可靠性在很大程度上會(huì)影響飛行器飛行安全。大氣數(shù)據(jù)解析余度是基于其他機(jī)載設(shè)備或系統(tǒng)的信息構(gòu)建與機(jī)載ADS非同源或不完全同源的大氣數(shù)據(jù)解算方法。ADS解析余度技術(shù)是提高ADS容錯(cuò)能力的手段之一,也是未來(lái)ADS的發(fā)展趨勢(shì)之一。

信息融合是構(gòu)建ADS解析余度的基本方法。Prabhu等[39]基于最優(yōu)擴(kuò)展卡爾曼濾波算法,利用慣導(dǎo)信息,實(shí)現(xiàn)了大氣數(shù)據(jù)傳感器故障時(shí)的大氣數(shù)據(jù)余度解析。歐連軍等[40]針對(duì)FADS,提出一種基于計(jì)算機(jī)內(nèi)總線的硬件雙余度嵌入式大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)架構(gòu),基于表面測(cè)壓點(diǎn)設(shè)計(jì)并建立了大氣參數(shù)測(cè)量模型,采用最佳線性最小方差無(wú)偏估計(jì)的方法構(gòu)建了嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)解析余度。陸辰等[41]提出一種導(dǎo)航信息與氣動(dòng)模型輔助的大氣數(shù)據(jù)兩級(jí)估計(jì)方法,構(gòu)建了一套適用于無(wú)初始風(fēng)速數(shù)據(jù)的虛擬大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(Virtual Air Data System,VADS),而后融合氣動(dòng)模型與導(dǎo)航數(shù)據(jù)實(shí)現(xiàn)了大氣數(shù)據(jù)解算。這一方法利用現(xiàn)有機(jī)載信息,為飛行器增加了一套新的大氣數(shù)據(jù)測(cè)量方法,在不增加硬件配置的前提下,實(shí)現(xiàn)了不依賴機(jī)載ADS的冗余ADS配置。焦璐等[42]利用ADS與慣性導(dǎo)航系統(tǒng)不同的數(shù)據(jù)測(cè)量原理與手段,綜合2個(gè)系統(tǒng)的輸出參數(shù),實(shí)現(xiàn)風(fēng)速解算,并進(jìn)一步實(shí)現(xiàn)大氣數(shù)據(jù)解算,構(gòu)建的冗余ADS引入到機(jī)載ADS的故障檢測(cè)與隔離中,提升了飛行器ADS的可靠性與飛行安全。

目前,民用、軍用領(lǐng)域的多型飛行器均有大氣數(shù)據(jù)解析余度配置需求。大氣數(shù)據(jù)解析余度的配置能夠?qū)崿F(xiàn)在不額外配置硬件設(shè)備的前提下,為飛行器增加一個(gè)或多個(gè)通道的大氣數(shù)據(jù)。新的大氣數(shù)據(jù)解析方法原理不同于大氣傳感器測(cè)量原理,一方面不會(huì)出現(xiàn)與大氣傳感器相同的故障情況,另一方面能夠用于機(jī)載ADS的故障檢測(cè)和隔離,并提供短時(shí)大氣數(shù)據(jù)輸出。大氣數(shù)據(jù)解析余度能夠從軟件層面進(jìn)一步提高ADS的可靠性,從而保障飛行器飛行安全。

3 大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)未來(lái)發(fā)展趨勢(shì)展望

目前國(guó)際上的第六代戰(zhàn)斗機(jī)的性能標(biāo)準(zhǔn)各不相同,但可以肯定的是第六代機(jī)在速度、高度、隱身能力、感知能力等方面相比于第五代機(jī)均有重大突破,其對(duì)空間飛行、空間作戰(zhàn)能力的需求更高。新一代航電系統(tǒng)的發(fā)展也給大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)的發(fā)展帶來(lái)一定啟示。機(jī)載航電系統(tǒng)逐漸從第一代獨(dú)立子系統(tǒng)的組合向新一代嵌入式、綜合化信息系統(tǒng)發(fā)展,應(yīng)能實(shí)現(xiàn)信息綜合、資源共享、功能區(qū)綜合等[43],并應(yīng)具有開放式發(fā)展特點(diǎn)與趨勢(shì)。美國(guó)第五代戰(zhàn)斗機(jī)F-35所配備的航電系統(tǒng)將信息高度綜合化與架構(gòu)的開放式特點(diǎn)體現(xiàn)得淋漓盡致,具有出色的戰(zhàn)斗機(jī)級(jí)空氣動(dòng)力學(xué)性能,超聲速、全方位隱身武器,高度集成和網(wǎng)絡(luò)化的航電設(shè)備[44],以及目前戰(zhàn)斗機(jī)最先進(jìn)的傳感器管理系統(tǒng)和數(shù)據(jù)融合技術(shù)[45],其航電系統(tǒng)的傳感器系統(tǒng)包含了AN/APG-81 AESA雷達(dá)、AN/ASQ-239電子戰(zhàn)/電子對(duì)抗系統(tǒng)、AN/AAQ-40光電瞄準(zhǔn)系統(tǒng)、AN/AAQ-37光電分布式孔徑系統(tǒng)和AN/ASQ-242通信、導(dǎo)航和識(shí)別系統(tǒng),如圖12[46]所示。F-35戰(zhàn)斗機(jī)信息融合設(shè)計(jì)將融合算法與傳感器、數(shù)據(jù)鏈輸入、融合數(shù)據(jù)的使用方相隔離,本質(zhì)上講,融合算法相當(dāng)于一個(gè)黑盒子,傳感器輸入與數(shù)據(jù)使用通道通過(guò)算法接口進(jìn)行傳遞。這一設(shè)計(jì)不同于以往為每個(gè)系統(tǒng)都配備獨(dú)立的數(shù)據(jù)傳輸通道,極大地減少了硬件設(shè)施配置,減小了飛行器質(zhì)量[47]。

圖12 F-35戰(zhàn)斗機(jī)傳感系統(tǒng)[46]

針對(duì)第六代機(jī)各方面的需求,以及新一代航電系統(tǒng)的發(fā)展方向,大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)有以下兩大發(fā)展趨勢(shì)。

① 機(jī)載傳感系統(tǒng)的高度集成化。傳統(tǒng)ADS傳感器探頭外置的布局方式注定會(huì)被淘汰,向嵌入式分布、大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)集成化,翼身融合、全機(jī)傳感系統(tǒng)集成化,乃至集成機(jī)身蒙皮與傳感系統(tǒng)的智能蒙皮技術(shù)方向發(fā)展。集成化發(fā)展能夠減小機(jī)載硬件設(shè)備質(zhì)量與體積,減少數(shù)據(jù)傳輸通道,有利于飛行器超機(jī)動(dòng)、超聲速巡航能力的提升。

② 信息處理系統(tǒng)高度智能化。利用最小規(guī)模的傳感系統(tǒng),實(shí)現(xiàn)所有機(jī)載設(shè)備和系統(tǒng)需要的信息解算,其核心是高度智能化、高可靠性的信息處理系統(tǒng)。一方面,機(jī)載信息處理系統(tǒng)的性能必然會(huì)隨著計(jì)算機(jī)技術(shù)的發(fā)展而不斷提升;另一方面,先進(jìn)飛行器的可靠性、小型輕型化等需求,不斷促使信息處理能力的提升和基于已有機(jī)載設(shè)備及系統(tǒng)的信息處理技術(shù)的研究與發(fā)展。信息處理系統(tǒng)的高度智能化發(fā)展將會(huì)朝著數(shù)據(jù)應(yīng)用的全面性、綜合性、交互性方向發(fā)展。

3.1 ADS架構(gòu)與算法發(fā)展趨勢(shì)

先進(jìn)飛行器對(duì)飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)布局提出了更高需求,首先淘汰了傳統(tǒng)ADS的外置傳感器布局方案。研究非接觸式傳感器和不破壞飛機(jī)機(jī)身結(jié)構(gòu)與氣動(dòng)布局的新型ADS架構(gòu),是ADS未來(lái)重要研究方向。

FADS的發(fā)展給ADS的研究提供了新思路,其測(cè)壓孔形式的傳感器布局完全不影響飛行器的氣動(dòng)布局,可通過(guò)飛行器表面壓力分布與自由流場(chǎng)間的映射關(guān)系實(shí)現(xiàn)大氣數(shù)據(jù)的感知測(cè)量。但是,不同氣動(dòng)外形的飛行器具有不同的表面壓力分布特性,進(jìn)而導(dǎo)致測(cè)壓孔布局方案、大氣數(shù)據(jù)解算算法也各不相同,故目前FADS系統(tǒng)架構(gòu)和解算算法的研究均是針對(duì)某一特定氣動(dòng)外形的飛行器開展,研究成果不具備普適性。隨著對(duì)飛行器全機(jī)身流場(chǎng)特性研究的逐步深入,在嵌入式的新型布局思路下,尋求更具通用性的傳感器布局形式和解算算法具有重要意義。

近年來(lái),基于柔性傳感器網(wǎng)絡(luò)的智能蒙皮技術(shù)不斷發(fā)展,為徹底解決ADS傳感器布置與飛機(jī)隱身性能需求間的矛盾提供了新型、有效的手段。智能蒙皮將各種傳感器和芯片高度集成在蒙皮內(nèi)部,形成飛行器機(jī)體對(duì)自身的感知網(wǎng)絡(luò),將采集到的各類信息實(shí)時(shí)傳輸給飛控計(jì)算機(jī)。全機(jī)身傳感器的布局形式使大氣數(shù)據(jù)解算算法的通用性研究更具可能性。這種新型大氣傳感布局能夠適應(yīng)先進(jìn)飛行器的隱身要求和氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)需求,但會(huì)給大氣數(shù)據(jù)測(cè)量和解算帶來(lái)巨大挑戰(zhàn),存在機(jī)身與氣流之間的邊界層導(dǎo)致飛行器近場(chǎng)參數(shù)與遠(yuǎn)場(chǎng)參數(shù)之間存在差異、飛行器局部氣動(dòng)載荷與近場(chǎng)參數(shù)間的關(guān)系不明確、流固耦合對(duì)智能蒙皮材料測(cè)量信息作用機(jī)理不明了等問(wèn)題。

3.2 大氣數(shù)據(jù)融合技術(shù)發(fā)展趨勢(shì)

不論是OADS、FADS,還是未來(lái)基于智能蒙皮的大氣傳感技術(shù),都需要在大氣層內(nèi)工作。對(duì)于有空天往返、大氣層外工作需求的飛行器而言,一方面真空條件下不存在分子,光信號(hào)無(wú)法發(fā)生散射,另一方面大氣層外壓力傳感器無(wú)法工作。面對(duì)未來(lái)先進(jìn)飛行器、航天器的跨大氣層、大氣層外飛行需求,以及機(jī)載ADS的可靠性發(fā)展,基于信息融合技術(shù)構(gòu)建大氣數(shù)據(jù)解析余度的研究也在不斷加強(qiáng)。

VADS是指不增加額外的硬件設(shè)備,完全基于已有機(jī)載設(shè)備和系統(tǒng)輸出信息,從軟件層面實(shí)現(xiàn)大氣數(shù)據(jù)的解算。VADS的概念在21世紀(jì)初由意大利太空研究中心在進(jìn)行跨聲速投擲式飛行試驗(yàn)時(shí)首次提出,這一試驗(yàn)中的VADS是基于慣性導(dǎo)航系統(tǒng)、氣象參數(shù)采用擴(kuò)展卡爾曼濾波算法和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法搭建的,經(jīng)過(guò)試驗(yàn)驗(yàn)證,證明該VADS具有可行性[48-49]。這一概念是相對(duì)于包含硬件傳感器和探頭的機(jī)載ADS提出的,而在正式提出之前,國(guó)外已經(jīng)開展了多項(xiàng)相關(guān)研究與試驗(yàn)。這一技術(shù)的研究多針對(duì)航天飛行器[50-51]和高機(jī)動(dòng)航空飛行器[52-54]開展,通常也稱為大氣數(shù)據(jù)解析余度或者擬合大氣。

現(xiàn)有大氣數(shù)據(jù)解析余度的研究并沒有完全獨(dú)立于機(jī)載ADS存在,大部分研究仍然使用了機(jī)載ADS輸出,完全獨(dú)立于機(jī)載ADS的VADS方法的研究開展較少。完全獨(dú)立的VADS不依賴于大氣傳感器的性能,也不會(huì)直接受到外界氣流環(huán)境的影響,在超機(jī)動(dòng)飛行機(jī)身氣流環(huán)境復(fù)雜、高空或跨大氣層等空氣稀薄、大氣傳感器失效等情況下仍可以正常工作,這一特點(diǎn)對(duì)先進(jìn)飛行器發(fā)展具有很好的適應(yīng)性。因此,VADS的研究具有較好的應(yīng)用價(jià)值和前景。目前,國(guó)內(nèi)外對(duì)大氣數(shù)據(jù)解析余度和VADS的研究還不夠深入,不足以達(dá)到完全代替機(jī)載ADS的技術(shù)與可靠性要求。隨著未來(lái)計(jì)算機(jī)、人工智能等技術(shù)的發(fā)展,VADS的廣泛應(yīng)用指日可待。

4 結(jié)束語(yǔ)

本文面向先進(jìn)飛行器的發(fā)展趨勢(shì),分析總結(jié)了現(xiàn)有的ADS架構(gòu)與分布的原理和特點(diǎn),剖析了目前針對(duì)先進(jìn)飛行器各項(xiàng)需求,基于現(xiàn)有ADS所開展的大氣數(shù)據(jù)傳感器、ADS架構(gòu)與布局設(shè)計(jì)和大氣數(shù)據(jù)信息處理優(yōu)化方法等方面的研究成果,并對(duì)未來(lái)ADS的發(fā)展方向進(jìn)行了展望。隨著以先進(jìn)戰(zhàn)斗機(jī)為代表的高性能飛行器對(duì)隱身、超機(jī)動(dòng)、超高聲速巡航等方面的要求不斷增加,對(duì)飛行器機(jī)身結(jié)構(gòu)和氣動(dòng)布局設(shè)計(jì)都提出了更高的要求。新型機(jī)身結(jié)構(gòu)與氣動(dòng)布局需求將會(huì)引導(dǎo)機(jī)載ADS向高度集成化、信息化和智能化方向發(fā)展。