機載激光測速技術在大氣數據校準領域的應用研究

秋路 屈飛舟 惠輝輝

摘要：在分析準確大氣數據重要性及傳統校準方法局限性的基礎上，本文研究建立了基于機載激光測速的大氣數據校準方法，涵蓋了靜壓、空速、馬赫數、溫度、迎角和側滑角等參數，總結了國外相關研究項目與驗證成果;研究了國內試驗條件建設需求，展望了機載激光測速技術未來在飛行試驗及航線運營等領域的應用及發展。本文對后續開展相關研究具有一定的參考價值。

關鍵詞：機載激光;激光測速;大氣數據校準;多普勒效應

中圖分類號：V217+.2 文獻標識符：A

準確的大氣數據對飛機各系統正常工作及飛行安全至關重要，因此新機試飛時空速校準必不可少。通常需校準的大氣數據包含靜壓、空速、馬赫數、溫度、迎角和側滑角等參數。在各型飛機飛行試驗中，大氣數據校準方法多種多樣，但部分傳統校準方法存在一定的局限性，如成本高、試飛周期長等。近年來，基于機載激光測速的大氣數據測量技術得到了廣泛的研究，令人滿意的測量精度、遠距測量等特點決定了該項技術用于大氣數據校準時具有一定的優勢[1]，本文將展開研究。

1 傳統校準方法

實現靜壓、動壓、馬赫數及空速校準的方法有拖錐靜壓法、雷達法、總靜壓支桿法、飛越塔臺法、標準機伴飛法，以及GPS方法等[2]，優缺點分析詳見表1。

迎角、側滑角校準有靜態法、動態法。前者通過穩定直線平飛、定常側滑實現，校準范圍有限;后者通過機動飛行與事后辨識的方法實現[3]，數據處理復雜。

溫度校準有直接法、間接法。直接法是在飛行試驗開始前利用探空氣球獲取試驗區的大氣溫度，然后與試驗過程中機載傳感器獲取的靜溫值進行對比，該方法實時性較差。間接法基于靜溫與總溫的關系，在空速校準的迭代計算中得到真實的靜溫值。

上述方法除不同程度地存在試驗周期長、架次多、成本高等問題外，從大氣數據校準的角度分析，其綜合效率較低。本文研究的基于機載激光測速的大氣數據校準方法不僅精度高、且能同時校準所有參數，有效解決了上述問題。

2 基于機載激光測速的大氣數據校準方法

機載激光測速技術的基本原理是多普勒效應。多普勒效應是19世紀奧地利物理學家多普勒.克里斯琴。約翰（Doppler，Christian Johann）發現的聲學效應。在聲源和接收器之間發生相對運動時，接收器收到的聲音頻率與聲源發出的原頻率之間存在頻率差，稱為多普勒頻差或頻移。光信號經大氣中的氣溶膠粒子散射后會產生多普勒頻移[4]，表達式如下：

Δf=2vcosθ/λ（1）式中：Δf為多普勒頻移，v為發射光源與散射粒子的相對運動速度，θ為激光與相對運動速度方向的夾角，λ為激光波長[5]。

根據上述原理，機載激光設備可根據飛機遠前方粒子的散射效應測量飛機相對于大氣的速度，即真空速（TAS）。激光測速的遠距性、非接觸性、埋人式傳感器決定了其用于大氣數據測量及校準的優勢。

2.1 基本原理

基于機載激光測速的大氣數據校準本質是通過多向（至少三向）測速獲取飛機的真空速矢量，根據其大小開展空速、靜壓、馬赫數等參數校準，根據其方向開展迎角及側滑角校準。校準方法總結如圖1所示。

以歐洲AIM2項目中的坐標系定義為例，如圖2所示，校準方法詳述如下。

（1）真空速

采用機載激光測速設備獲得4個方向的速度后，進行坐標轉換，即可得到飛機體軸系的三個速度分量，合成即可得到真空速：

[VVV]=T[VVVV]（2）式中：T為轉換矩陣。

真空速的計算公式為：

（2）氣流角

由真空速、體軸系速度分量即可得到真實迎角（AOA）、側滑角（AOS），計算公式如下：

AOA=cot（V/V）

（3）空速校準

通過以下公式進行空速校準迭代計算即可得到靜壓、動壓、指示空速及馬赫數的真實值。

（4）溫度校準

由式（3）空速校準中的迭代計算即可獲取真實的靜溫值。通過上述方法得到的靜溫值，可結合GPS測量的高度數據、采用流體靜力學公式進行驗證，驗證方法詳見參考文獻[1]。

2.2 誤差分析

機載激光測速的主要誤差可分為安裝誤差和測量誤差。

（1）安裝誤差

設備安裝時，激光探頭中心軸的方位決定了激光測量坐標系與機體坐標系的相對位置，存在安裝角誤差。

（2）測量誤差

測量誤差的來源有大氣中氣溶膠粒子的濃度與大小[6]、基本原理計算公式近似、激光光束的線寬、探測器孔徑的尺寸、探測粒子的有限過渡時間、速度梯度、信號處理算法、角度測量誤差和系統振動等[7]。

3 國外研究進展與驗證成果

基于機載激光測速開展大氣數據校準，其本質是利用光學技術獲取準確的大氣數據，國外從19世紀70年代便開始了相關研究與驗證。

3.1 法國Crouzet項目

1979年，法國國防機構（DRTE and STTE）開始資助高諾斯（Crouzet）公司的激光測速研究。項目開展中，在法國試飛中心開展了激光測速設備的試飛驗證，主要成果如下：

（1）“美洲豹”（Puma）直升機搭載第一代設備，驗證機載激光測速的準確性。

（2）“小帆船”（Caravelle）運輸機搭載經光學改進的第一代設備，探索激光測速適用的高度、速度范圍。

（3）“幻影”（Mirage）IIIR戰斗機搭載的第二代設備是按照軍標要求改進的產品，是單軸激光測速儀ALEV-1的原型，在1987年進行了20架次試飛驗證，表明了激光測速設備可用于超聲速戰斗機，且適應性良好，滿足跨聲速區的使用要求。

（4）ALEV-1升級至ALEV-3，具備三軸測速能力，可同時獲取真空速、迎角和側滑角。

3.2 歐洲FP7項目

歐洲FP7項目對三軸激光測速設備進行了全面驗證。法國泰雷茲集團（Thales Group）負責采集機載激光測速設備使用過程中的原始信號并建立信號處理架構。該項研究是機載激光測速技術從驗證向應用的轉折點，且相關驗證亦為該產品的取證奠定了基礎[1]。具體研究有：

（1）NESLIE項目

研發了用于民航飛機的4軸激光（波長1.51m）測速儀[1]，同時測量真空速、迎角及側滑角，在荷蘭航空航天中心（NLR）的賽斯納“獎狀”（Citation）Ⅱ試驗機上進行了17架次的飛行驗證，驗證產品在不同大氣狀態、不同氣象條件下的工作情況。

（2）DANIELA項目

在NESLIE的基礎上進行了光學系統優化、信號處理系統升級等改進，總計29架次的試飛覆蓋了從赤道到北極的16個國家，旨在一切使用條件下進行驗證。

（3）DALHEC項目

研發了首次采用1.55μm波長的4軸激光測速儀，并在直升機上進行驗證，該系統首次驗證了激光測速設備在全飛行包線內的空速測量能力[1]。圖3為DALHEC試驗。

3.3 歐洲AIM2項目

歐洲AIM2項目旨在研究先進的機載測試技術以縮短試飛周期、降低試飛成本[4]。法國航空航天研究院（ONERA）成功研發了波長為1.5μm的激光測速傳感器，用于測量真空速、迎角及側滑角。該產品在Piaggio P180飛機上進行了驗證，設計的試飛動作有穩定飛行、水平加速、拉升、水平轉彎，用于表明真空速、迎角及側滑角測量值的準確性與跟隨性，試驗結果證明了激光測速技術可以獲取高質量的數據。

3.4 美國LAMS項目

該項目由國家大氣研究中心（NCAR）完成，研發了激光大氣數據傳感器（LAMS），證明了激光技術可以降低測量參數的不確定度[8]，并提出了完整的基于機載激光測速的空速、溫度校準方法。相關驗證在“灣流”（Gulfstream）GV、C-130試驗機上進行。

3.5 美國OADS項目

GADS公司開發了光學大氣數據系統，利用大氣中氣溶膠粒子的米散射和多普勒效應，采用對人眼安全的不可見激光測量真空速、迎角和側滑角，采用紫外激光實現大氣溫度、密度的測量及大氣壓力的計算。

2014年12月，該系統在空客的“海豚”（Dauphin）6542直升機上完成了飛行試驗驗證。目前GADS與空中客車公司正共同為該系統的裝機認證而努力[6]。各研究項目的主要技術指標詳見表2。

4 國內試驗條件建設需求

國內各型飛機在開展大氣數據校準飛行試驗時尚未采用機載激光測速法，針對該方法的應用尚處于研究階段。為了滿足基于該方法的試驗需求，試驗條件建設必須覆蓋試飛技術、試驗設備、軟件開發等方面。

試飛技術包含試驗設計規劃、試飛動作及試驗實施等。相比于傳統方法，該方法幾乎適用于飛機的整個高度一速度包線，合理規劃試驗內容顯得尤為重要。

機載激光測速設備是該方法的核心，國外已有較成熟的設備，國內尚在研發驗證階段。試驗設備包含激光發射器、光學玻璃、系統機箱及用于數據傳輸、連接電源的線纜。在設備安裝時，還需根據其在試驗機上的安裝位置、安裝空間等因素設計支架及連接件等。圖4是GADS公司的產品示例。

在常規校準試飛數據分析軟件的基礎上，該方法的軟件需求還包括對激光束、多普勒頻移等信號的分析及處理。

5 結束語

大氣數據校準的基礎是相比機載動靜壓、氣流角、溫度傳感器等更精準的大氣數據測量技術。本文介紹的基于機載激光的大氣數據測量及校準方法屬于“先進大氣數據系統”的研究范疇[9]。基于機載激光測速的光學大氣數據系統將有效解決各型飛機在大氣數據測量中遇到的問題，如戰斗機跨聲速區及直升機低速區測量誤差大、在極端氣象條件出現的傳感器失效等。

本文介紹的激光測速方法、OARS系統均基于大氣中氣溶膠粒子的米散射效應，受氣溶膠粒子數量限制，該方法在純凈大氣中無法實現真空速測量。近年來，Ophlr等公司致力于研究分子光學大氣數據系統（MOADS）[10]，它能同時利用大氣分子的瑞利散射與氣溶膠粒子的米散射，不僅能有效解決上述問題，且能同時測量大氣密度、大氣溫度等參數。

在未來發展中，OADS、MOADS將不再局限于研發驗證或飛行試驗設備，可作為高性能大氣數據系統在各種氣象條件下為飛機提供精確數據。

參考文獻

[1]Alain V.Laser Anemometry[Z].ENC，2015.

[2]Edward A H.Airdata measurement and calibration[R].National Aeronautics and Space Administration，1995.

[3]Jacques M.A laser anemometer reference for air datacalibration[C]//Aerospace and Electronics Conference，Proceedings of the IEEE，1988.

[4]Augere B，Besson B，Fleury D，et al.1.5wrn lidar anemometerfor true air speed，angle of sideslip and angle of attackmeasurements onboard piaggio P180 aircraft[Z].2015.

[5]梁應劍，梅運橋，程麗媛，等.基于米散射的光學大氣數據系統研究[J].測控技術，2015，34（1）：32-34.

[6]Zhang Zhengji.Lda application methods：Laser doppleranemometry for fluid dynamics[M].Springer，2010.

[7]周健，馮慶奇，馬曙光，等.參考光束型激光多普勒測速儀的誤差分析[J].強激光與粒子束，2010，22（11）：2581-2587.

[8]Cooper W A，Spuler S M，Spowart D H，et al.Calibratingairborne measurements of airspeed，pressure and temperatureusing a Doppler laser air-motion sensor[J]，AtmosphericMeasurement Techniqoes，2014（7）：3215-3231.

[9]孫友師.光學大氣數據測量系統的發展研究[J].測控技術，2010（9）：6-9.

[10]馬航帥，雷廷萬，李榮冰，等.高性能飛行器大氣數據傳感技術研究進展[J].航空計算技術，2011，41（5）：118-123.