[发明专利]一种飞行器大气参数解算方法、装置及计算机设备

说明书

本申请实施例提供一种飞行器大气参数解算方法、装置及计算机设备，首先确定测压点方案，再根据测压点方案计算目标特征系数，最后将目标特征系数代入预先构建好的数学模型中反解出目标来流参数，即得到所要解算的大气参数，进而实现稳定性高，计算精度高，误差小的技术效果。

技术领域

本申请涉及飞行状态测量领域，具体而言，涉及一种飞行器大气参数解算方法、装置及计算机设备。

背景技术

大气数据系统是飞机上重要的机载电子系统，其提供的攻角、侧滑角、马赫数、静压、总温等大气参数对于飞行器的飞行效率及安全操纵至关重要。目前，对于飞行器上大气参数的解算方法是非线性优化法，利用最小二乘原理，通过对压力分布数学模型线性化后，利用梯度下降等非线性迭代算法求得最小二乘意义下的最优大气参数估计值。然而在实践中发现，采用非线性优化法计算大气参数需要一个相对准确的初始值，当初始值的部分数据损坏或丢失，均会导致非线性迭代算法发散，从而影响解算精度或产生错误解算结果。可见，现有的大气参数的解算方法稳定性低，容易产生误差。

发明内容

本申请实施例的目的在于提供一种飞行器大气参数解算方法、装置及计算机设备，稳定性高，计算精度高，误差小。

本申请实施例提供了一种飞行器大气参数解算方法，包括：

从多个待选测压点方案中确定用于解算所述飞行器上大气参数的测压点方案，并根据所述测压点方案确定用于解算所述飞行器上大气参数的多个测压点；

获取所述飞行器飞行时每个所述测压点的测点压力，并根据每个所述测压点的测点压力计算目标特征系数；

根据所述目标特征系数和预先构建的飞行器飞行时特征系数与来流参数关系的数学模型，计算目标来流参数，所述目标来流参数即为所述飞行器大气参数。

在上述实现过程中，首先确定测压点方案，再根据测压点方案构建飞行器飞行时特征系数与来流参数关系的数学模型。对于需要解算的飞行工况，获取飞行器飞行时选定测压点方案的测压点压力，计算目标特征系数，最后将目标特征系数代入预先构建好的数学模型中反解出目标来流参数，即得到所要解算的大气参数，进而实现稳定性高，计算精度高，误差小的技术效果。

进一步地，所述从多个待选测压点方案中确定用于解算所述飞行器上大气参数的测压点方案，包括：

根据预设的测压截面数据和预设的测压点分布方式数据，确定多个待选测压点方案，其中每个待选测压点方案包括多个待选测压点和每个所述待选测压点的测点压力；

根据每个所述待选测压点方案中每个所述待选测压点的测点压力以及预设的特征系数计算规则，计算每个所述待选测压点方案对应的特征系数；

根据每个所述待选测压点方案对应的特征系数，通过三次样条插值算法生成每个所述待选测压点方案对应的曲线函数；

计算每个所述待选测压点方案对应曲线函数的雅可比行列式的值；

根据预设筛选规则和每个所述待选测压点方案对应曲线函数的雅可比行列式的值，从多个所述待选测压点方案确定出一个待选测压点方案，作为用于解算所述飞行器上大气参数的测压点方案。

在上述实现过程中，通过对测压点位置精挑细选，进而得到测压点方案，能确保最后求得的大气参数解的存在唯一性，进而提升了稳定性，同时也提升了计算精度。

进一步地，在所述从多个待选测压点方案中确定用于解算所述飞行器上大气参数的测压点方案之后，所述方法还包括：

从预存的数据库中获取所述飞行器在不同飞行状态下所述飞行器表面的多组压力分布数据；

根据所述测压点方案和多组所述飞行器表面的压力分布数据，构建所述飞行器飞行时特征系数与来流参数关系的数学模型。