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 ? 0106, 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 692h 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 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, 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 t3 () 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 Sv t果可直接由机载测试系统记录, 不需要时间协 ()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 ƒ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 ƒ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( ) v iG 1 ( ) = -M a ii a3 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: (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, 则011 ƒ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, 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 G1 + v G 2大, 但也可得到较准确的结果。