激光空速傳感器試驗技術研究

摘 要：為解決激光空速傳感器試驗驗證的問題，本文設計了一種基于車載試驗的飛行大氣參數來流模擬方法和激光空速傳感器車載驗證方法，并結合二維轉臺、相對速度參考設備和監控系統等測試設備，能夠有效模擬真空速、攻角和側滑角等參數。同時，還參考傳統大氣數據系統試飛方法，設計了激光空速傳感器試飛驗證方法，利用GPS等速對飛法驗證系統的真空速探測性能。車載試驗和飛行試驗的驗證結果表明，本文研制的激光空速傳感器的真空速探測精度在3.6 km/h以上。

關鍵詞：傳感器；大氣數據；激光雷達；地面試驗；飛行試驗

中圖分類號：TP 79 " " 文獻標志碼：A

激光空速傳感器是一種基于氣溶膠粒子散射的新原理非接觸式大氣數據傳感器[1]，測量精度高，不受載機表面附面層和懸翼下洗流影響，并具備低速和負速度測量能力，對安裝位置無要求，在飛行器大氣數據探測領域具有廣闊的應用前景，目前已在傳統大氣數據系統校準試飛中得到初步應用[2]。

目前，國外對激光空速傳感器的驗證普遍基于機載試飛[3]，但是受限于高昂的試飛成本，因此還需要其他低成本試驗方法進行補充。現有的低成本試驗方法使用轉臺、一維滑軌和風洞等設備模擬速度信號[4]，但是僅能模擬一維速度矢量，無法對三維速度矢量進行模擬，也不能滿足攻角、側滑角等參數的動態測試需求。

本文設計了一種基于汽車的激光空速傳感器試驗驗證方法。車載試驗具有運行成本低、能夠提供三維速度矢量激勵以及動態特性好的特點，能夠為激光空速傳感器試驗工作提供低成本、高效率的測試平臺。同時，本文參考傳統大氣數據系統試飛方法，設計了激光空速傳感器試飛驗證方法，采用以上2種試驗技術進行多次試驗，驗證了測試平臺的有效性。

1 工作原理與系統實現

飛行器在飛行過程中與周圍大氣產生相對運動，與周圍大氣的相對速度為真空速。激光空速傳感器是基于多普勒效應的激光相干探測技術，系統對外界大氣發射波長為1550 nm的激光，激光聚焦在距離系統約30 m的距離與該點的大氣氣溶膠發生作用后，產生攜帶多普勒頻移的散射光信號。散射光信號被系統接收后，利用相干探測提取多普勒頻移，進行解算并得出速度。多普勒頻移與相對空速間的關系如公式（1）所示。

（1）

式中：Δf為多普勒頻移量；V為視線速度（真空速在激光光軸上的投影速度）；λ為發射激光的波長。

激光空速傳感器由光電組件和光學組件組成，組件間使用光電纜連接。系統采用全分立式三軸光路結構，該結構在系統內集成了三通道激光多普勒空速傳感器，每一路都具有獨立的激光收發、相干接收和信號采集處理功能，其結構圖如圖1所示。在工作過程中，系統內的三通道激光多普勒空速傳感器分別測量其在激光發射方向上探測的視線速度，采用矢量反演解算基于系統設備坐標系和直升機機體坐標系的來流三維風速矢量，進而解算出真空速、攻角和側滑角。傳感器理論最大視線速度測量范圍為-111.6 km/h～446.4 km/h，經仿真驗證的真空速解算分辨率為±0.38 km/h，攻角、側滑角解算精度優于1°。

激光空速傳感器探測的氣溶膠主要分布在大氣邊界層以下，在中、高空的分布較稀薄。為保證傳感器在低氣溶膠環境下能夠正常探測，本文采取多種方法提高系統探測能力，其中最主要的途徑是提高激光發射功率。為此，本文采用分體式激光放大器設計，即將組成光纖放大器（EDFA）的泵源和增益光纖分別設置在2個組件內部，具體為將970nm泵源設置在光電組件內部，將摻鉺增益光纖設置在光學組件內部（光電組件和光學組件如圖1所示）。這樣做的好處是能夠在光電組件和光學組件間使用大芯徑多模光纖傳遞高功率970 nm泵浦光，在傳感器的每一通道中，激光平均發射功率為2 W，光電纜長度為20 m，保證了傳感器在飛行器上布局的靈活性和環境適應性。

2 車載試驗

2.1 車載實驗平臺

本文開發了一套車載試驗系統，用于為激光空速傳感器提供低速測試驗證平臺。車載試驗系統由載具、供電系統、二維轉臺、相對速度參考系統和監控系統等組成，由于激光空速傳感器的工作基于氣溶膠粒子，因此本文配置了能見度計和大氣顆粒探測計來監控試驗區域的氣溶膠分布情況。系統詳細組成如圖2所示，車載試驗系統組成和測量儀器參數見表1。

大氣數據計算機的配套空速管和機械式風速、風向計安裝在車輛頂部，超聲波風速、風向計由支桿豎起，安裝在距車輛頂部1 m高的位置?？紤]測量位置和測量原理的不同會使測試結果產生差異，本文在無風天氣下對3種風速測量設備的探測性能和車載GPS進行了對比測試。試驗結果表明，當前向速度較低時，3種測速設備與GPS測地速結果相近。當前向速度較高時，受探測原理和車體表面流場影響，大氣數據計算機測量結果偏高，機械式風速、風向計探測結果偏低，超聲波測速結果與GPS相近，兩者差值在設備標稱精度范圍內。因此，在車載試驗過程中，將超聲波測速結果作為參考速度基準源，將其他設備作為補充對比數據。

本文基于二維轉臺設計了一種飛行大氣參數來流模擬方法[5]。在車載試驗中，激光空速傳感器安裝于車輛頂部的二維轉臺上，二維轉臺沿俯仰軸和水平軸2個旋轉自由度的轉動精度均為0.1°。當車輛行駛時，周圍大氣環境相對車輛形成的前向來流是地表風速與汽車行駛速度的合成，可以描述為基于車輛坐標系的來流三維風速矢量。當二維轉臺發生轉動時，可以通過激光空速傳感器測量坐標系變換計算出來流三維風速矢量，如公式（2）所示。

（2）

式中：Vx'、Vy'和Vz'為基于激光空速傳感器測量坐標系的來流三維風速矢量；Vx、Vy和Vz分別為基于車輛坐標系的來流三維風速矢量；θ為二維轉臺的俯仰角；ψ為二維轉臺的水平旋轉角。

利用控制車輛的行駛速度和二維轉臺的轉動方向，可以模擬不同飛行速度、飛行姿態下的大氣參數，如公式（3）所示。

（3）

式中：Vt為模擬真空速；α為模擬攻角；β為模擬側滑角。

需要注意的是，由于激光空速傳感器探測距離距車輛較遠（30 m），當二維轉臺俯仰角θ較高時，系統探測區域與車輛間的高度差較大。在實際試驗中，為了避免激光直接指向地面或道路前方車輛，二維轉臺俯仰角長期處于較高的狀態，因此地表風速、風向在不同高度間的差別是車載試驗的重要誤差來源。

2.2 試驗數據分析

本文在成溫邛高速公路、成都第二繞城高速等視野較寬闊、兩側建筑物遮擋相對較少的道路進行了26次車載試驗。有效試驗時間共計40.2 h。在所有試驗中（實測的能見度最低為300 m，最高為10 km；氣溶膠粒子濃度最低為5 μg/m3，最高為200 μg/m3），激光空速傳感器均能正常工作，不受地表氣溶膠濃度和氣候環境影響。

當汽車行駛速度為0 km/h～140 km/h時，激光空速傳感器輸出真空速參數與模擬真空速參數結果基本一致，在所有速度范圍內，平均誤差＜3.6 km/h，但是部分時間段的誤差較明顯。典型試驗結果如圖3所示。

在圖3中，當次試驗有效時間總計為70 min，在大部分時間段內，激光空速傳感器輸出真空速參數與模擬真空速參數結果基本一致，但是在15：50左、右，兩者區別較大，最大誤差約8 km/h。考慮該時間段內汽車分別進行了高速行駛和低速行駛，并且誤差基本一致，可以認為是該時間段內空中和地表2個高度層間風速不一致造成的誤差。

激光空速傳感器實測數據與模擬攻角、側滑角數據的對比結果如圖4所示。與真空速相比，攻角、側滑角的誤差隨汽車行駛速度增加而顯著降低，并且攻角誤差遠低于側滑角。詳細精度分析數據見表2。

由于激光空速傳感器的攻角、側滑角是根據三軸速度進行計算的，因此在激光三軸測速精度一致的前提下，攻角、側滑角理論上應精度一致。在車載試驗中，攻角是前向速度與垂直速度的函數，側滑角是前向速度與橫向速度的函數。前向速度主要與汽車行駛速度相關，垂直速度主要與垂直風速相關，橫向速度主要與水平風速相關。在自然環境下，水平風速遠大于垂直風速且具有隨高度變化的特點，因此在車載試驗中側滑角誤差遠大于攻角。

3 飛行試驗

3.1 飛行實驗平臺

在進行大氣數據系統試飛過程中，通常需要引入基準大氣參數，將被測試大氣數據系統輸出參數與基準大氣參數進行比較，如果兩者間的誤差在設計指標范圍內，那么可以認為被測試大氣數據系統輸出數據準確。由載機加裝的前置桿或托錐測量出典型的基準大氣參數。本文將羅賓遜R-44輕型直升機作為試飛載機，受載機條件限制，無法加裝前置桿或托錐，因此本文借鑒輕小型通航飛機試飛方法，在直升機上加裝GPS設備，采用GPS速度法進行空速校準試飛。

GPS速度法的原理是假設試飛區域的風場穩定不變化，可以利用載機GPS地速解算出真空速，從而進行空速校準。本文使用GPS往返等速平飛法進行空速校準，并基于該方法設計了飛行任務。在每一次試飛中飛行1個或多個高度層，在每個高度層，直升機向北、向南、向東和向西，分別從低速到高速以10 kn（18.52 km/h）為步進單位進行加速飛行。在南北、東西2個往返方向上，當風速、風向無變化時，激光空速傳感器測量的真空速與GPS地速在每個方向上的差值應基本一致，在往返方向上的差值符號應相反。

本文參考車載試驗，設計了使用二維轉臺模擬攻角、側滑角的試驗方法，但是考慮飛行安全，在飛行過程中將二維轉臺鎖定。因此飛行試驗中激光空速傳感器測量的攻角、側滑角是直升機的實際攻角、側滑角。系統在載機上的實際安裝方式如圖5所示。在實際飛行過程中，受直升機平臺限制，最大可控飛行速度為100 kn（185.2 km/h）。

3.2 試驗數據分析

本文在湖北荊門、四川廣漢進行了7架次直升機飛行試驗，從地表到直升機典型飛行高度（海拔高度約3 000 m），激光空速傳感器均能正常輸出數據。某次試飛的實測真空速曲線如圖6所示，該次試飛的飛行高度為500 m，進行了1次南北對飛，2次東西對飛。南北、東西往返飛行符合GPS往返等速平飛法的飛行要求，驗證了飛行試驗方法的有效性。本文統計分析了東、南、西和北4個方向激光大氣真空速與GPS地速誤差間的差值，所得該次試飛的平均誤差為2.48 km/h，見表3。

該次試飛激光空速傳感器輸出攻角、側滑角曲線如圖7所示。受載機條件和試驗方法限制，無法定量驗證攻角和側滑角精度。比較攻角、側滑角數據與圖6中的飛行速度，當直升機飛行速度超過50 km/h時，實測攻角為負；當直升機直線飛行時，側滑角為-1°～+1°，當轉向時側滑角變化較大，以上數據均符合直升機飛行特點，可以初步認為激光空速傳感器輸出的攻角、側滑角是有效的。

4 結論

本文設計了2種激光空速傳感器實驗平臺，進行了車載和飛行模擬試驗。車載試驗采用多種輔助設備進行比較和分析，結果表明，車載全速度域下的真空速精度優于3.6 km/h，同時能夠定量驗證攻角和側滑角。但是目前車載系統對風場的探測能力具有一定局限性，因此側滑角誤差大于攻角誤差。在飛行模擬試驗中，本文通過GPS等速對飛，測量出真空速精度為2.48 km/h，同時對側滑角和攻角進行定性分析，測量結果符合實際試飛情況。本文提出的車載試驗方法具有低成本、高效率的優點，對進一步研制激光空速傳感器具有重要價值。

基于本文的研究方法和結論，可以在以下2個方面繼續進行研究工作。1） 提升車載系統空間風場探測能力，提高側滑角、攻角驗證精度。2） 改進飛行試驗方法，進行更大速度包線范圍內的空速校準試飛和攻角、側滑角校準試飛。

參考文獻

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[3]AUGERE B，BESSON B，FLEURY D，et al.1.5 μm lidar

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[5]龍彥志，章宏權，吳梅.大氣數據地面測試系統：CN201810160745.2[P].2018-09-14．