减小空速管静压源误差方法的研究.docx
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减小空速管静压源误差方法的研究
减小空速管静压源误差方法的研究
应用研究:
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减小空速管静压源误差方法的研究
郭婷
（上海飞机设计研究院上海2（-10436）
摘要:
飞机空速管静压源误差直接影响飞机高度,速度等参数的测量精度,是飞机设计,大气数据计算机研制及飞行试验面I临的重要课题
之一.本文从工程实践角度出发,分析了攻角,马赫数等因素对静压源误差的影响,然后对工程设计中减小静压源误差的两种方法——气动补
偿法和计算机补偿法进行了全面的分析比较.最后通过某型飞机的飞行试验数据对计算机补偿法进行了验证分析,结果表明计算机补偿法能很
好地修正静压源误差,提高空速管静压探测的精度.
关键词:
空速管静压源误差位置误差补偿
中图分类号:
V241.4文献标识码:
A文章编号:
1007—9416（2011）090082—03
飞机上的空速管是一根空气压力信息的探测管,由空气压力传
感器和安装支杆构成,用来探测飞机相对气流的全压和静压信息.根
1
据伯努利方程j,在低速气流不可压缩的假设下,静压P与动压l二pv
1
（p为气流密度,1,为气流速度）之和沿流管不变,即P+pv=C
（常数）.当流速v:
0时,动压为0,此时静压达到最大值,以表示,
1
此值称为总压（全压）,即P+考pv:
P..因而通过空速管测量全压
和静压可以间接测量空速,高度等飞机的飞行参数.因此,空速管探
测空气压力信息的精度直接关系到飞机飞行参数的测量精度,影响
飞行安全.换言之,就是要求空速管提供高精度的全压和静压信息.
工程实践表明,空速管探测气流的全压精度一般能满足使用要求,
而对气流静压的探测精度则往往不能满足使用要求,从而导致飞行
高度和速度的误差.
1,静压源误差分析
大气静压定义为飞机前方无限远处的来流静压,用只表示.静
压误差通常表示为
:
华
（1）g,
其中,为静压孔测得的静压,q=p为飞机飞行速度
的真实速压.这个比值C也叫做压力系数.
在一个好的静压系统中,无论什么时候,总是:
及Cp=0.
实际上,由于飞机上静压孔的位置,马赫数M,攻角,侧滑角等因素
的影响,c≠0,总会存在静压误差.
1.1空速管的”位置误差”一～静压源误差
空速管的静压误差主要取决于其位置误差的大小.飞机在空气
中飞行,空气因受到机体的扰动作用,在其周围形成了一个飞机绕
流场,空速管测量到的气流静压实际上是飞机绕流场中的静压,而
所需要的是空气未被机体扰动前的大气静压,两者是不相同的,它
们之间的差值就是空速管的静压探测误差.这种与空速管在流场中
位置有关的误差称之为位置误差,又称为静压源误差.
1.2马赫数和攻角对静压源误差的影响
马赫数M对于静压源误差的影响,一般规律是:
在亚音速飞行
时,误差随M数增加而逐渐增加;跨音速时,误差急剧增大;超音速
时,因为机体对超音速流的扰动不能向上游传播,即作为空速管后
体的机身对其静压的探测没有影响,因此机头空速管就没有位置误
差了,此时空速管的静压探测特性取决于本身的超音速绕流特性.
攻角对于静压源误差的影响,一般规律是:
对于亚音速空速管,
攻角越大,静压源误差越大.对于超音速空速管,攻角增大时,静压
源误差不大.
图1表明了攻角对静压源误差的影响[31.图中,横坐标为攻角
⑩
（迎角）,纵坐标表示静压的相对误差,即静压的绝对误差与气流的
准确动压之比,即为压力系数.
麓鹰建螽■醢譬
2.2ft.0用气动补偿空速管来补偿静压源误差
空速管的位置误差从其形成的机理上而言,是不可避免的.要
使空速管探测静压的精度满足实际使用要求,就必须采取某种补偿
措施,对静压进行补偿.
静压源误差的补偿方法有两种:
气动补偿和计算补偿.气动补
偿法的基本原理是:
在空速管安装位置已确定的情况下,设计一个
合适的空速管气动外形,并在型面上选择静压孔位置,利用补偿面
在静压孔处产生的负压来补偿机身正压场在此处的影响.
目前采用的气动补偿空速管的形式主要有以下三种:
前体补偿空速管——利用空速管头部曲面上的静压孑L处产生
的负压来补偿机头正压.
后体补偿空速管——利用静压孔后面的收缩段在静压孔处产
生的负压来补偿机头正压.
加补偿环的空速管——利用加在平直段的一个特殊设计的环,
并在环的特定位置上开静压孔,在亚音速时,同样可以得到所需要
的补偿量.
补偿空速管的优点是把静压误差就地消除在静压源上,由于多
种因素的影响,补偿不可能使误差绝对为零.只要能满足规范或设
计要求,就是可以接受的.
2.3利用大气数据计算机补偿静压源误差
计算补偿法是在空速管的形状和安装位置已确定的情况下,通
过试飞或风洞试验,测出静压源误差与马赫数,攻角,侧滑角等参数
应用研究
的关系曲线,根据这些关系曲线,利用大气数据计算机（简称大气
机）的计算功能对位置误差进行滤波消隐,来补偿静压源误差.
滤波消隐的关键是要找出空速管位置误差的规律（称为滤波函
数）,然后将其编成程序存入计算机.计算机在接收到静压信息后,
根据程序进行解算,以消除位置误差,还原出真实的大气静压信息.
这种消除误差的方法通常也叫做计算机补偿.
2.3.1滤波函数
由
（1）式,得
=一
Cp?
（2）
（2）式中的q是个真实速压值,不是测量值,必须将其表示为
速压传感器感受到的速压q（指示速压）的函数关系,才能运用计算
机计算.q是空速管探测到的气流全压与静压之差值,即
=一
（3）
由于全压的探测精度仅取决于空气压力受感器本身,而与空速
管在流场中的位置无关,故全压测量值与真实全压是一致的,即
=,
而=只+q,=+?
代入（3）式和
（2）式,经推导
可得
（4）
（4）式就是空速管位置误差的滤波函数,式中的是空速管的
位置误差值,值可由计算或试飞来确定.计算机根据测量参数
Re,q和确定的值按（4）式进行计算,就可获得真实的大气静压
.计算机所完成的计算过程,就是其滤波消隐的过程,计算机滤
波消隐的效果取决于C值确定的精度.
2.3.2值的试飞确定
值不便于直接测量,为简化对试飞数据的处理和便于应用,
我们定义一个指示压力系数C
c=（5）
q,
采用C值,空速管位置误差的滤波函数则为
=一?
q（6）
比较（4）式和（6）式,求得与c的关系为
c=
1C
L（7）
eh
,,
（7）式表明,Ce<Cee,通常约为c的95%以上,两者相差甚
小,用代替在实用的精度上是足够的,即在实际中一般采用
值,值由试飞来确定.处理试飞数据时,c应表为指示马赫
数的函数C=/（）,这是起动计算机进行滤波计算的必要条
件.即以曲线c=/（）作为位置误差曲线,进行静压源误差修正
l80190200210220230240250260270280290300310320
Vi（kn）
图2空速管速度位置误差（修正前）
的依据.
2.3.3滤波消隐的结果
图2给出了静压源误差修正前,某型飞机在气压高度
H.:
25910ft和34620ft,襟缝翼0卡位（即F0）时空速管速度误差随指
示空速变化的曲线.横坐标为指示空速,纵坐标AV=,
为拖锥速度.这里,将拖锥静压作为基准静压值（可替代空气未
受机体扰动前的大气静压）,与大气机中的静压比较,得到静压
误差.根据速度的计算公式_4】:
～=
101.325[（1+0.13327~10V）一1]（8）
式中,为总压值,为静压值,压力单位为kPa,速度单位为
km/h.当代入的静压为拖锥静压时,由（8）式计算可得值;当
代入的静压为空速管测得的静压时,由（8）式计算可得指示空速
vi值.
利用该型飞机上的大气数据计算机来滤波消隐空速管的位置
误差.通过试飞取得位置误差曲线c=厂（Mi）,将此曲线装订在大
气机中,大气机按内存的由滤波函数（6）式编制的软件程序进行计
算,就能补偿空速管的位置误差,从而获得真实的大气静压信息.
图3给出了静压源误差修正后,该型飞机空速管的速度残差（剩
余误差）曲线,其中为静压修正后的指示气压高度.
JOU1/0lUlU20U2』022U2jU2402）U26U27U2U290300jl0
v,（kn）
图3空速管速度残差（修正后）
由图2和图3可看出,通过滤波消隐,空速管速度误差AV得到
了很好的修正.当气压高度=25910ft（He=26250ft）时,静压修
正前,△的范围为2～6.5knots;静压修正后,AV的范围降到了一
1.8～0.2knots,有效地减少了速度误差.
滤波消隐静压源误差的效果,取决于取得c值的试飞测试精
度,理论上可以完全消隐位置误差,而获得高精度的静压信息,这是
任何其他静压补偿措施所无法比拟的.但是,它也有其弱点,它需要
将静压信息转换为电量后才能进行滤波消隐,对于那些依靠静压信
息作动力而工作的膜盒仪表而言,就无法进行补偿了.
3,结语
由于飞机的高度,速度是由静压等信息转换而来,如果静压测
量得不准确,那么由此转换得到的高度,速度等参数就无法反映实
际情况.在静压误差的诸因素中,静压源误差是主要来源.本文对静
压源误差及其修正方法进行1厂
ll
Il
:
0XI2Xl3×l4X15
图2FFO仿真结果图
PpsB0早n;160Pns240Pnx320l0ns40oons460.10n;560ons640on=?
20一onsBOO.onB80l0”
）ps
J
r-1厂_1nr-1nnr_]厂-1广]厂.1n厂一]nnr_]广-1厂-1r_1r_]nn门f
:
0X1X7X13X19X25X31X3
:
0X3X9X15X21X27X33X3E
:
0X5X11X1TX23X29X35X4l
图3SPO仿真结果图
SOBEL算法,本设计拟采用全硬件并行算法实现,系统具有5级串行验证逻辑功能正确.
结构,相当于在5个时钟周期内完成一次边界判别.图2仿真结果分析:
主处理器写完四个像素点数据后,Q[8..1】]
3,主要功能模块电路的设计
3.1帧窗口接收模块阡.
高速设备与低速设备之间处理速度不同,数据传输采用查询或
中断方式,而数据同步传输选择帧同步方式.首先当堆栈空闲时便
向主机发出准备好的信息指令,主机处于查询状态,当检测到它的
数据传输请求时,便执行中断处理,传送一帧数据,由于FFO的大小
与一帧图像数据的大小一致,所以接收完数据后,堆栈为满,此时
SOBEL处理器开始启动边缘检测进程,待处理完一帧数据后,堆栈
重新变为空,为下一帧数据传输做处理准备状态.
3.2串入并出模块Spo
主要由6个D触发器和一个三进制的计数器组成,当计数器产
生进位溢出时,串行输入的三个像素点将并行输出,它基本功能是
一
列像素的刷新工作,即把主处理器传送过来的像素值转换为3X
3像素窗口的一列出.
3.3像素窗口刷新模块RERESH
其本质为一个移位寄存器.主要功能是数据的移位操作,它接
收串入并出模块的3个并行像素,把窗El中原来的第二列像素值右
移推入第三列,第一列右移推入第二列,新到的并行像素填入第一
列,循环操作.
3.4数据处理模块PROCESSOR
其主要功能是求出四个方向的图像梯度数据绝对值的最大值,
同事判断最大值出现的方向.内部结构包括滤波器FILTER,比较器
COMPARE,边界判断器RESULT和寄存器.
4,各模块功能仿真及波形
本次设计采用ALTERA公司的quartusII8.1开发平台,对
部分功能模块仿真波形如下图2,图3所示.
各功能模块仿真后得到的波形图基本上满足整个设计的要求,
●●●.’●●.’●●.●●●..●●●●●●__●●●●●●●__●●●●●●●●●●●
●●●-●●●
……
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参考文献
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按照先入先出的顺序,琢个输出获取的像素数据12,13,l4.在此期间
REDAY信号为无效信号,所以外部数据16,17,18不能存入FFO,当
所有数据全部输出后,REDAY重新有效,同[t~PROCESS—EN有效.
图3仿真结果分析:
串行数据每三个划为一段,Qa,Qb,Qc恰好
是这一段的并行输出.
5,结语
本系统的设计采用了EDA设计手段,基于VHDL语言编程,目
标器件为FPGA芯片,运用quartus1I8.1开发平台,完成各电路模
块的仿真,实现了图像边缘检测的设计,系统具有简化设计过程,缩
短设计周期,提高图像处理速度,工作稳定,可靠等优点.
参考文献
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作者简介
蒋炜华（1981.9一）,男,河南新乡,本科,硕士,助理
实验师,研究方向:
电气工程及其自动化.
万留杰（1983.3一）,男,硕士研究生,助教,研究方向:
电气工程及其自动化.
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[4]钱国宁.静压源误差修正及其在大气数据计算机的应用[J].航空
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作者简介
郭婷（1982一）女,硕士,研究方向:
导航系统,通信与
信息系统.
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