公开(公告)号：CN105628086A

公开(公告)日：2016-06-01

申请号：CN201410591662.0

申请日：2014-10-29

Applicant: 北京临近空间飞行器系统工程研究所 ,  中国运载火箭技术研究院

Inventor： 杨缙 ,  廖沫 ,  苏丙未 ,  谢坤 ,  张宛 ,  张银辉 ,  谢雪明 ,  刘建勇 ,  白金泽 ,  陈新民

IPC: G01D21/02

Abstract: 本发明涉及超声速飞行来流参数解算技术领域，具体公开了一种基于锥面压力分布的超声速飞行来流参数解算方法。该方法包括：1、建立锥型面测压布局模型；2、实时测量锥型面上测压孔的压力值；3、利用锥型面测压孔测量的压力值解算锥面当地攻角和侧滑角；4、获得飞行来流静压和马赫数；5、调用攻角气流修正角数据和侧滑角气流修正角数据分别求解实际攻角和侧滑角，并输出飞行来流大气参数解算结果。方法可以解决超声速飞行来流参数与飞行器表面压力场关系高度耦合非线性模型实时高精度解算难题，马赫数解算偏差在±0.03以内；攻角解算偏差在±0.5°以内，侧滑角解算偏差在±0.5°以内。