基于DGPS的非穩態條件下空速校準方法

屈飛舟

(中國飛行試驗研究院,技術中心飛機所,陜西 西安 710089)

基于DGPS的非穩態條件下空速校準方法

屈飛舟

(中國飛行試驗研究院,技術中心飛機所,陜西 西安 710089)

準確的空速和高度是進行飛行試驗和確保飛行安全的基礎,最新的民用運輸類飛機適航標準要求在飛機全包線范圍內都要進行空速系統校準。飛機在地面滑跑階段和失速過程中速度是急劇變化的,而傳統的空速校準方法只適用于飛機穩定平飛的狀態。介紹了DGPS綜合法的原理,利用DGPS高度差與飛機壓力高度差之間的關系,獲得了非穩態條件下空速系統的位置誤差結果,并成功應用于國產支線飛機的合格審定試驗。

DGPS;空速指示系統校準;幾何高度;非穩態;位置誤差

0 引 言

飛機飛行高度、速度和馬赫數是最基本的飛行參數,確保這些參數準確是進行飛行試驗和保障飛行安全的基礎,因而空速指示系統的校準是飛行試驗的基礎科目之一。運輸類飛機適航標準規定空速指示系統必須經過校準,最新的適航標準擴大了校準的速度范圍。空速指示系統必須在地面滑跑階段以及從失速速度到最大俯沖驗證速度的整個速度包線內進行校準。傳統的GPS方法和拖錐法需要飛機在穩定平飛狀態下進行空速指示系統的校準。飛機在地面滑跑階段和失速階段無法使用傳統校準方法進行空速指示系統的校準。

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

本文介紹了飛機在地面起飛加速滑跑階段和失速過程中如何應用DGPS綜合法進行空速指示系統校準的數據處理方法。

1 相關標準和規范要求

民用運輸類飛機適航標準關于空速指示系統有如下規定[2]:

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

① 對于批準的高度和重量范圍,速度從 0.8V1最小值至V2的最大值;

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

② 假設臨界發動機在V1最小值時失效。

2) 在下列狀態的整個速度范圍內,空速的安裝誤差(不包括空速指示儀表校準誤差)不得超過3%或5節,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生變化。

與R3版運輸類飛機適航標準相比,增加了第(3)和(4)項,即需要在失速試飛和高速俯沖試飛中進行空速指示系統校準。目前國內在軍機鑒定試飛中通常采用的GPS速度法需要正反航向穩定平飛,同時考慮側風分量的影響[3]以確定空速指示系統的誤差,顯然已經不能滿足民用飛機適航取證試飛的要求。民用運輸類飛機使用的拖錐法由于在失速過程中獲得的數據不夠穩定,難以獲得適航的認可。同時地面起飛加速滑跑過程中使用的捕集式靜壓瓶法,操作復雜,也需要改進。因而必須探索新的空速指示系統校準試飛方法及數據處理方法以滿足我國民用運輸類飛機研制的需要。

2 DGPS綜合法

2.1幾種高度之間的關系

在討論使用DGPS高度進行飛機空速指示系統校準之前,先介紹幾種高度之間的關系[4]。

1) 重力勢高度與壓力高度之間的關系:

hgeo=hp-96.0343×(Tatm-Tstd)×ln(δ) .

(1)

壓力高度變化在一定范圍內,壓力與高度可近似為線性關系,可以使用式(2)計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為標準大氣溫度;Tatm為試驗時的大氣溫度; 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為標準重力加速度;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系:

在飛行的高度范圍內ht遠遠小于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系為

(7)

GPS高度的基準為大地水準面。一個與處于流體靜平衡狀態的海平面(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域的水準面稱為大地水準面。因而GPS高度與幾何高度的本質相同,二者的差別僅是基準面不同,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系,將DGPS高度差換算成壓力高度差,這是DGPS綜合法的本質。

DGPS綜合法進行空速指示系統校準的具體實施方法如下:

1) 確定靜壓基準點,將該點的靜壓值換算成高度,記為基準高度,同時記錄該點的DGPS高度;

2) 試飛過程中記錄每一點的DGPS高度;

3) 計算試飛過程中每一點與基準點的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高度,即為某一刻的校準高度;

5) 校準高度減去每一刻飛機的大氣機記錄的高度,即可得空速指示系統的高度誤差;

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

2.3DGPS高度的精度

DGPS是把一部GPS接收機放在位置已精確測定的基準點上,將此接收機提供的定位數據與其基準相比較,以求得GPS系統在該點的誤差。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數據精度高,可以滿足飛行試驗的要求。

3 飛行試驗及結果分析

3.1地面滑跑加速階段空速指示系統校準

某型飛機地面空速指示系統校準采用DGPS綜合法。飛機運動時空速管頭部和靜壓孔測得的壓力值不完全與真實值相等[6],飛機靜止時靜壓孔測量值則可作為周圍大氣壓力的值。飛機起飛前,在起飛線靜止5 s,記錄此時的DGPS高度和飛機壓力高度,作為基準點數據,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,疊加在飛機滑跑前壓力高度的記錄值上,經過換算后的高度作為基準高度。通過基準高度得到基準靜壓,與飛機大氣數據計算機中的靜壓進行比較,得到起飛過程中的空速系統誤差。

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

圖1 空速指示系統速度誤差

3.2失速階段空速指示系統校準

某型飛機失速階段的空速指示系統校準采用DGPS綜合法與拖錐結合的方法進行。飛機以1.23 VSR的速度穩定平飛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靜壓,從而可以得到飛機的校正空速。

圖2示出了某型機起飛構型下空速誤差的適航條款符合性分析。圖中橫坐標Vc為校正空速,縱坐標Vi為飛機的指示空速。圖中黑色實線的斜率為0.75,因為在AC25-7C中,對于1.23倍的基準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 空速系統指示空速隨校正空速的變化

從圖2中可以看出飛機在該構型下空速指示系統的誤差滿足適航條款的規定。

4 結束語

適航取證是研制民用運輸類飛機的關鍵過程,空速系統校準是適航取證過程中進行的第一項飛行試驗科目,對于飛機取證意義重大。本文利用DGPS高度與幾何高度和飛機壓力高度之間的關系,形成了DGPS綜合法,并給出了該方法的試驗程序,解決了民用運輸類飛機在地面滑跑和失速等非穩態條件下空速位置誤差的獲取難題。應用DGPS綜合法已成功完成了國產新支線客機在全包線范圍內的非穩態條件下的空速系統校準合格審定飛行試驗,該方法將更好地服務于我國大飛機的發展。

[1] 梁遠東,馬菲,樂婭菲,等.DGPS在空速校準中的應用[J].科技創新導報,2012(30):69.

[2] 中國民用航空局.中國民用航空規章第25部運輸類飛機適航標準[S]. 2011:132-133.

[3] 郗超,成婷婷,劉靜.基于GPS的側風影響下的空速校準方法研究[J].航空科學技術,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 [M].北京:北京航空航天大學出版社,2005:234-252.

[6] 高艷輝,李志宇,肖前貴.基于GPS、磁羅盤與大氣數據計算機的無人機風估計[J].計算機測量與控制,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,主要從事民用飛機飛行性能適航取證飛行試驗研究和空速系統校準試飛研究。