屈飛舟

(中國飛行試驗(yàn)研究院,技術(shù)中心飛機(jī)所,陜西 西安 710089)

基于DGPS的非穩(wěn)態(tài)條件下空速校準(zhǔn)方法

屈飛舟

(中國飛行試驗(yàn)研究院,技術(shù)中心飛機(jī)所,陜西 西安 710089)

準(zhǔn)確的空速和高度是進(jìn)行飛行試驗(yàn)和確保飛行安全的基礎(chǔ),最新的民用運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)要求在飛機(jī)全包線范圍內(nèi)都要進(jìn)行空速系統(tǒng)校準(zhǔn)。飛機(jī)在地面滑跑階段和失速過程中速度是急劇變化的,而傳統(tǒng)的空速校準(zhǔn)方法只適用于飛機(jī)穩(wěn)定平飛的狀態(tài)。介紹了DGPS綜合法的原理,利用DGPS高度差與飛機(jī)壓力高度差之間的關(guān)系,獲得了非穩(wěn)態(tài)條件下空速系統(tǒng)的位置誤差結(jié)果,并成功應(yīng)用于國產(chǎn)支線飛機(jī)的合格審定試驗(yàn)。

DGPS;空速指示系統(tǒng)校準(zhǔn);幾何高度;非穩(wěn)態(tài);位置誤差

0 引 言

飛機(jī)飛行高度、速度和馬赫數(shù)是最基本的飛行參數(shù),確保這些參數(shù)準(zhǔn)確是進(jìn)行飛行試驗(yàn)和保障飛行安全的基礎(chǔ),因而空速指示系統(tǒng)的校準(zhǔn)是飛行試驗(yàn)的基礎(chǔ)科目之一。運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)規(guī)定空速指示系統(tǒng)必須經(jīng)過校準(zhǔn),最新的適航標(biāo)準(zhǔn)擴(kuò)大了校準(zhǔn)的速度范圍。空速指示系統(tǒng)必須在地面滑跑階段以及從失速速度到最大俯沖驗(yàn)證速度的整個速度包線內(nèi)進(jìn)行校準(zhǔn)。傳統(tǒng)的GPS方法和拖錐法需要飛機(jī)在穩(wěn)定平飛狀態(tài)下進(jìn)行空速指示系統(tǒng)的校準(zhǔn)。飛機(jī)在地面滑跑階段和失速階段無法使用傳統(tǒng)校準(zhǔn)方法進(jìn)行空速指示系統(tǒng)的校準(zhǔn)。

差分全球定位系統(tǒng)(DGPS)是把一部GPS接收機(jī)放在位置已精確測定的基準(zhǔn)點(diǎn)上,將此接收機(jī)提供的定位數(shù)據(jù)與其基準(zhǔn)相比較,以求得GPS系統(tǒng)在該點(diǎn)的誤差。將這些誤差通過基準(zhǔn)點(diǎn)的差分臺播發(fā)出去,周圍用戶在接收到來自差分臺的誤差信號后,用其來校準(zhǔn)自己的GPS測試值,從而達(dá)到提高精度的目的。DGPS精度高,實(shí)施簡單,可作為重要的時間和空間位置信息系統(tǒng)[1]。

本文介紹了飛機(jī)在地面起飛加速滑跑階段和失速過程中如何應(yīng)用DGPS綜合法進(jìn)行空速指示系統(tǒng)校準(zhǔn)的數(shù)據(jù)處理方法。

1 相關(guān)標(biāo)準(zhǔn)和規(guī)范要求

民用運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)關(guān)于空速指示系統(tǒng)有如下規(guī)定[2]:

1) 空速指示系統(tǒng)必須加以校準(zhǔn),以確定飛行時和地面起飛加速滑跑過程中的系統(tǒng)誤差(即指示空速和校正空速的關(guān)系)。進(jìn)行地面滑跑校準(zhǔn)時,必須按照下列條件:

① 對于批準(zhǔn)的高度和重量范圍,速度從 0.8V1最小值至V2的最大值;

襟翼位置和發(fā)動機(jī)功率(推力)的調(diào)定按第25.111條制定起飛航跡時所確定的值,

② 假設(shè)臨界發(fā)動機(jī)在V1最小值時失效。

2) 在下列狀態(tài)的整個速度范圍內(nèi),空速的安裝誤差(不包括空速指示儀表校準(zhǔn)誤差)不得超過3%或5節(jié),兩者中取大值:

① 從VMO至1.23VSR1,襟翼在收上位置;

② 從1.23VSRO至VFE,襟翼在著陸位置。

3) 從1.23VSR到失速警告開始的速度,指示空速隨校正空速必須明顯地變化并且趨勢相同,并且在低于失速警告速度的速度下指示空速不得以不正確的趨勢發(fā)生變化。

4) 從VMO到VMO+2/3(VDF-VMO),指示空速隨校正空速必須明顯地變化并且趨勢相同,并且在直到VDF的較高速度下指示空速不得以不正確的趨勢發(fā)生變化。

與R3版運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)相比,增加了第(3)和(4)項(xiàng),即需要在失速試飛和高速俯沖試飛中進(jìn)行空速指示系統(tǒng)校準(zhǔn)。目前國內(nèi)在軍機(jī)鑒定試飛中通常采用的GPS速度法需要正反航向穩(wěn)定平飛,同時考慮側(cè)風(fēng)分量的影響[3]以確定空速指示系統(tǒng)的誤差,顯然已經(jīng)不能滿足民用飛機(jī)適航取證試飛的要求。民用運(yùn)輸類飛機(jī)使用的拖錐法由于在失速過程中獲得的數(shù)據(jù)不夠穩(wěn)定,難以獲得適航的認(rèn)可。同時地面起飛加速滑跑過程中使用的捕集式靜壓瓶法,操作復(fù)雜,也需要改進(jìn)。因而必須探索新的空速指示系統(tǒng)校準(zhǔn)試飛方法及數(shù)據(jù)處理方法以滿足我國民用運(yùn)輸類飛機(jī)研制的需要。

2 DGPS綜合法

2.1幾種高度之間的關(guān)系

在討論使用DGPS高度進(jìn)行飛機(jī)空速指示系統(tǒng)校準(zhǔn)之前,先介紹幾種高度之間的關(guān)系[4]。

1) 重力勢高度與壓力高度之間的關(guān)系:

hgeo=hp-96.0343×(Tatm-Tstd)×ln(δ) .

(1)

壓力高度變化在一定范圍內(nèi),壓力與高度可近似為線性關(guān)系,可以使用式(2)計(jì)算重力勢高度的變化。

(2)

式中:hgeo為重力勢高度;hp為壓力高度;Tstd為標(biāo)準(zhǔn)大氣溫度;Tatm為試驗(yàn)時的大氣溫度; Δhgeo為重力勢高度差; Δhp為壓力高度差;δ為壓力比。

2) 重力勢高度與幾何高度之間的關(guān)系[5]:

(3)

gφ,SL=32.17244×[1-2.6373×10-3×

cos(2φ)+5.9×10-6cos2(2φ)] ,

(4)

簡化之后有:

(5)

從而有:

(6)

式中:ht為幾何高度;r為地球半徑;g0為標(biāo)準(zhǔn)重力加速度;gφ,SL緯度φ處的海平面重力加速度。

3) 幾何高度差與壓力高度差之間的關(guān)系:

在飛行的高度范圍內(nèi)ht遠(yuǎn)遠(yuǎn)小于r,則綜合公式2)和式6),可得幾何高度差與壓力高度差之間的關(guān)系為

(7)

GPS高度的基準(zhǔn)為大地水準(zhǔn)面。一個與處于流體靜平衡狀態(tài)的海平面(無浪、無潮汐、無水流和大氣壓力變化引起的擾動)重合并延伸到陸地區(qū)域的水準(zhǔn)面稱為大地水準(zhǔn)面。因而GPS高度與幾何高度的本質(zhì)相同,二者的差別僅是基準(zhǔn)面不同,因而有:

(8)

式中, ΔhGPS為GPS高度差。

2.2DGPS綜合法

通過幾何高度差與壓力高度差之間的關(guān)系,將DGPS高度差換算成壓力高度差,這是DGPS綜合法的本質(zhì)。

DGPS綜合法進(jìn)行空速指示系統(tǒng)校準(zhǔn)的具體實(shí)施方法如下:

1) 確定靜壓基準(zhǔn)點(diǎn),將該點(diǎn)的靜壓值換算成高度,記為基準(zhǔn)高度,同時記錄該點(diǎn)的DGPS高度;

2) 試飛過程中記錄每一點(diǎn)的DGPS高度;

3) 計(jì)算試飛過程中每一點(diǎn)與基準(zhǔn)點(diǎn)的DGPS高度差,通過公式(8)將DGPS高度差換算成壓力高度差;

4) 得到的壓力高度差加上基準(zhǔn)高度,即為某一刻的校準(zhǔn)高度;

5) 校準(zhǔn)高度減去每一刻飛機(jī)的大氣機(jī)記錄的高度,即可得空速指示系統(tǒng)的高度誤差;

6) 通過校準(zhǔn)高度也可得到真實(shí)靜壓,從而可以得到空速指示系統(tǒng)的靜壓誤差以及空速誤差。

2.3DGPS高度的精度

DGPS是把一部GPS接收機(jī)放在位置已精確測定的基準(zhǔn)點(diǎn)上,將此接收機(jī)提供的定位數(shù)據(jù)與其基準(zhǔn)相比較,以求得GPS系統(tǒng)在該點(diǎn)的誤差。表1示出了通過事后載波相位差分處理的DGPS的定位精度。

表1 事后載波相位差分定位測量定位精度

DGPS數(shù)據(jù)精度高,可以滿足飛行試驗(yàn)的要求。

3 飛行試驗(yàn)及結(jié)果分析

3.1地面滑跑加速階段空速指示系統(tǒng)校準(zhǔn)

某型飛機(jī)地面空速指示系統(tǒng)校準(zhǔn)采用DGPS綜合法。飛機(jī)運(yùn)動時空速管頭部和靜壓孔測得的壓力值不完全與真實(shí)值相等[6],飛機(jī)靜止時靜壓孔測量值則可作為周圍大氣壓力的值。飛機(jī)起飛前,在起飛線靜止5 s,記錄此時的DGPS高度和飛機(jī)壓力高度,作為基準(zhǔn)點(diǎn)數(shù)據(jù),把起飛過程中的DGPS高度與滑跑前記錄的DGPS高度的差值換算成壓力高度,疊加在飛機(jī)滑跑前壓力高度的記錄值上,經(jīng)過換算后的高度作為基準(zhǔn)高度。通過基準(zhǔn)高度得到基準(zhǔn)靜壓,與飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)中的靜壓進(jìn)行比較,得到起飛過程中的空速系統(tǒng)誤差。

圖1示出了該型飛機(jī)在兩種不同重量下,在起飛滑跑階段的空速指示系統(tǒng)速度誤差。圖中橫坐標(biāo)Vi為飛機(jī)的指示空速,縱坐標(biāo)ΔV為空速指示系統(tǒng)速度誤差。

圖1 空速指示系統(tǒng)速度誤差

3.2失速階段空速指示系統(tǒng)校準(zhǔn)

某型飛機(jī)失速階段的空速指示系統(tǒng)校準(zhǔn)采用DGPS綜合法與拖錐結(jié)合的方法進(jìn)行。飛機(jī)以1.23 VSR的速度穩(wěn)定平飛10 s,然后以約0.5 m/s2的減速率減速直至推桿器工作。記錄平飛時的DGPS高度和拖錐靜壓。把減速過程中的DGPS高度與平飛時DGPS高度的差值按照公式(8)換算成壓力高度差,疊加到平飛時的拖錐高度上,將此時得到的高度換算成壓力作為失速階段的基準(zhǔn)靜壓,從而可以得到飛機(jī)的校正空速。

圖2示出了某型機(jī)起飛構(gòu)型下空速誤差的適航條款符合性分析。圖中橫坐標(biāo)Vc為校正空速,縱坐標(biāo)Vi為飛機(jī)的指示空速。圖中黑色實(shí)線的斜率為0.75,因?yàn)樵贏C25-7C中,對于1.23倍的基準(zhǔn)失速速度到失速警告開始的速度之間,速度必須明顯地變化的解釋為指示空速隨校正空速的變化率不低于0.75[7].

圖2 空速系統(tǒng)指示空速隨校正空速的變化

從圖2中可以看出飛機(jī)在該構(gòu)型下空速指示系統(tǒng)的誤差滿足適航條款的規(guī)定。

4 結(jié)束語

適航取證是研制民用運(yùn)輸類飛機(jī)的關(guān)鍵過程,空速系統(tǒng)校準(zhǔn)是適航取證過程中進(jìn)行的第一項(xiàng)飛行試驗(yàn)科目,對于飛機(jī)取證意義重大。本文利用DGPS高度與幾何高度和飛機(jī)壓力高度之間的關(guān)系,形成了DGPS綜合法,并給出了該方法的試驗(yàn)程序,解決了民用運(yùn)輸類飛機(jī)在地面滑跑和失速等非穩(wěn)態(tài)條件下空速位置誤差的獲取難題。應(yīng)用DGPS綜合法已成功完成了國產(chǎn)新支線客機(jī)在全包線范圍內(nèi)的非穩(wěn)態(tài)條件下的空速系統(tǒng)校準(zhǔn)合格審定飛行試驗(yàn),該方法將更好地服務(wù)于我國大飛機(jī)的發(fā)展。

[1] 梁遠(yuǎn)東,馬菲,樂婭菲,等.DGPS在空速校準(zhǔn)中的應(yīng)用[J].科技創(chuàng)新導(dǎo)報(bào),2012(30):69.

[2] 中國民用航空局.中國民用航空規(guī)章第25部運(yùn)輸類飛機(jī)適航標(biāo)準(zhǔn)[S]. 2011:132-133.

[3] 郗超,成婷婷,劉靜.基于GPS的側(cè)風(fēng)影響下的空速校準(zhǔn)方法研究[J].航空科學(xué)技術(shù),2015,26(5):53-56.

[4] BLAKE W. Jet transport performance methods[M]. Boeing Co.2009.

[5] 樊尚春,呂俊芳,張慶榮,等. 航空測試系統(tǒng) [M].北京:北京航空航天大學(xué)出版社,2005:234-252.

[6] 高艷輝,李志宇,肖前貴.基于GPS、磁羅盤與大氣數(shù)據(jù)計(jì)算機(jī)的無人機(jī)風(fēng)估計(jì)[J].計(jì)算機(jī)測量與控制,2017,25(3):231-239.

[7] U.S. Department of Transportaton.AC25-7C flight test guide for certification of transport category airplanes [R].Federal Aviation Administration,2012:253-257.

CalibrationMethodofAirspeedBasedonDGPSinUnsteadyState

QUFeizhou

(ChineseFlightTestEstablishment,AirplaneInstituteofTechnicalcenter,Shaanxi,Xi′an710089,China)

Accurate airspeed and altitude are the basis for flight testing and ensuring flight safety. The latest airworthiness standard for civil transport airplane requires airspeed system should be calibrated in the full envelope of the airplane. The speed of the airplane on the ground roll stage and stall process is rapidly changing, and traditional airspeed calibration method is only applicable for stable state. This paper introduces the principle of DGPS method, using the relationship between DGPS height difference and the pressure height difference, to obtain the results of airspeed system position error under non steady state conditions. And this method has successfully applied on domestic regional airplane flight tests.

DGPS; airspeed indicator system calibration; geometric height; unsteady state; position error

10.13442/j.gnss.1008-9268.2017.05.012

V217.1

A

1008-9268(2017)05-0059-04

2017-07-18

聯(lián)系人: 屈飛舟 E-mail: qfz05@163.com

屈飛舟(1986-),男,工程師,主要從事民用飛機(jī)飛行性能適航取證飛行試驗(yàn)研究和空速系統(tǒng)校準(zhǔn)試飛研究。