一种组合式大气数据测量实验舱段及其飞行数据测量方法与流程

本发明涉及航空航天领域技术领域，具体是一种组合式大气数据测量实验舱段及其飞行数据测量方法。

背景技术：

大气数据测量实验系统是现代火箭、飞机上重要的电子设备。它通过实时测量飞行器所处位置的大气静压、总压、总温等参数，经过大气数据计算机解算出飞行器攻角、高度、马赫数、真实空速、指示空速、升降速度等飞行参数，并将其送给座舱显示系统、飞行控制系统、导航系统等。其性能的高低不仅直接关系到对大气数据的准确测量和显示，而且还决定了飞行任务能否顺利完成以及飞机飞行的安全性。大气数据系统实验装置决定了大气数据系统是否能够准确的获取及处理大气数据，为大气层内飞行或再入飞行活动安全进行提供有力保障。目前现有的嵌入式大气数据系统实验装置仅测量飞行器头部表面压力分布，获得的飞行参数精度相对较低，将获得的实验结果、结论、验证的原理用于飞机、火箭、临近空间飞行器时可能在一定程度上降低飞行的稳定性、可靠性。

技术实现要素：

针对上述现有技术中的一项或多项不足，本发明提供一种组合式大气数据测量实验舱段及其飞行数据测量方法，有效的提高了飞行数据的测量精度。

为实现上述目的，本发明提供一种组合式大气数据测量实验舱段，包括固定相连的头舱与仪器舱；

所述头舱上设有若干检测机构，用于获取组合式大气数据测量实验舱段在测量过程中测量数据，所述测量数据包括压力数据、温度数据、冲击数据、过载数据、振动数据、攻角、侧滑角、风速与风向；

所述仪器舱内设有：

导航机构，用于获取组合式大气数据测量实验舱段在测量过程中的运动状态数据，所述运动状态数据包括角速度、线加速度、姿态数据、线速度、位置数据；

弹载计算机，与检测机构、导航机构电联，用于对测量数据与运动状态数据进行相互修正补偿，并根据修正补偿后的压力数据与运动状态数据解算得到组合式大气数据测量实验舱段在测量过程中的飞行数据，所述飞行数据包括当不限于飞行高度、升降速度、马赫数、真实空速、指示空速以及修成补偿后的攻角与侧滑角；

数据记录仪，与检测机构、导航机构、弹载计算机电联，用于记录测量数据、运动状态数据与飞行数据；

供电机构，与检测机构、导航机构、弹载计算机、数据记录仪电联，用于供电。

进一步优选的，所述检测机构包括设在头舱上的压力传感器、风标式攻角传感器、风标式侧滑角传感器、风速仪、风向仪、温度传感器、冲击传感器、振动传感器、过载传感器。

进一步优选的，所述头舱为半球面形结构或抛物面形结构或圆锥面形结构；

所述压力传感器的数量为多个，多个压力传感器呈十字结构分布在头舱上；

所述风标式攻角传感器、风标式侧滑角传感器均设在头舱上且位于头舱边缘轮廓线相邻的位置，所述风标式攻角传感器到头舱中心的连线与风标式侧滑角传感器到头舱中心的连线垂直。

进一步优选的，所述头舱上设有与压力传感器一一对应的引压孔，所述压力传感器设在头舱上对应引压孔的位置。

进一步优选的，所述引压孔的轴线垂直于头舱的壁表面，或与仪器舱的壁轴线平行布置。

进一步优选的，所述仪器舱包括舱体以及设在舱体内的前舱段与后舱段，所述舱体与头舱固定相连，所述前舱段位于头舱与后舱段之间；

所述前舱段包括前舱首支撑环、第一连接板、前舱尾支撑环，所述第一连接板固定连接在前舱首支撑环与前舱尾支撑环之间，所述导航机构与弹载计算机设在第一连接板上，所述前舱首支撑环、前舱尾支撑环与舱体的内壁固定相连；

所述后舱段包括后舱首支撑环、第二连接板、后舱尾支撑环，所述第二连接板固定连接在后舱首支撑环与后舱尾支撑环之间，所述数据记录仪与供电机构设在第二连接板上，所述后舱首支撑环、后舱尾支撑环与舱体的内壁固定相连。

进一步优选的，所述舱体上设有前舱口与后舱口，以便于通过前舱口与后舱口调试导航机构、弹载计算机、数据记录仪、供电机构；

所述前舱口上设有与舱体铰接的前舱口盖，所述后舱口上设有与舱体铰接的后舱口盖。

进一步优选的，所述前舱首支撑环、前舱尾支撑环、后舱首支撑环截的截面均为圆形，且中间部分均为空，用于通过检测机构与导航机构、弹载计算机、数据记录仪、供电机构之间的导线；

所述后舱尾支撑环截面为圆形，且中间为实体，以防止空气进入舱体干扰实验设备。

为实现上述目的，本发明还提供一种基于组合式大气数据测量实验舱段的飞行数据测量方法，包括如下步骤：

步骤1，将组合式大气数据测量实验舱段以设定的姿态固定在载体上，并认定该姿态下的测量值为真值；

步骤2，在载体以不同时速行驶的过程中，获取组合式大气数据测量实验舱段的测量数据与运动状态数据，其中，所述测量数据包括压力数据、温度数据、冲击数据、过载数据、振动数据、攻角、侧滑角、风速与风向，所述运动状态数据包括角速度、线加速度、姿态数据、线速度、位置数据；

步骤3，对测量数据与运动状态数据进行相互修正补偿，并根据修正补偿后的压力数据与运动状态数据解算得到组合式大气数据测量实验舱段在测量过程中的飞行数据，所述飞行数据包括当不限于飞行高度、升降速度、马赫数、真实空速、指示空速以及修成补偿后的攻角与侧滑角。

进一步优选的，步骤3中，对测量数据与运动状态数据进行相互修正补偿，具体为：

通过温度数据对风速进行补偿；

通过温度数据对压力数据、冲击数据、过载数据、振动数据、攻角、侧滑角、风向、角速度、线加速度、姿态数据、线速度、位置数据进行修正；

通过冲击数据、过载数据、振动数据对压力数据、温度数据、风速、风向、攻角、侧滑角、角速度、线加速度、姿态数据、线速度、位置数据进行补偿；

通过风速、风向对攻角、侧滑角进行修正。

本发明提供的一种组合式大气数据测量实验舱段及其飞行数据测量方法，通过检测机构获取组合式大气数据测量实验舱段在测量过程中的测量数据，通过导航机构获取组合式大气数据测量实验舱段在测量过程中的运动状态数据，对测量数据与运动状态数据进行相互修正补偿，并根据修正补偿后的压力数据与运动状态数据解算得到组合式大气数据测量实验舱段在测量过程中的飞行数据，有效的增加飞行数据的测量精度，该飞行数据可以用于验证飞行器飞行过程的全状态，将获得的实验结果、结论、验证的原理用于飞机、火箭、飞船等飞行器，增加飞行的稳定性、可靠性。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图仅仅是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图示出的结构获得其他的附图。

图1为本发明实施例中组合式大气数据测量实验舱段的结构示意图；

图2为本发明实施例中头舱为半球面形结构的示意图；

图3为本发明实施例中头舱为抛物面形结构的示意图；

图4为本发明实施例中头舱为圆锥面形结构的示意图；

图5为本发明实施例中压力传感器在头舱上的分布示意图；

图6为本发明实施例中基于组合式大气数据测量实验舱段的飞行数据测量方法的流程示意图；

图7为本发明实施例中圆锥角与圆周角定义的示意图。

附图标号说明：1、头舱壁；2、前舱首支撑环；3、gps/惯性组合导航系统；4、弹载计算机；5、前舱尾支撑环；6、数据记录仪；7、电池组；8、后舱尾支撑环；9、压力传感器；10、舱体壁；11、前舱口盖12、第一连接板；13、后舱首支撑环；14、后舱口盖；15、第二连接板；16、温度传感器；17、冲击传感器；18、振动传感器；19、过载传感器；20、攻角传感器；21、风速仪；22、风向仪；23、侧滑角传感器。

本发明目的的实现、功能特点及优点将结合实施例，参照附图做进一步说明。

具体实施方式

下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明的一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

需要说明，本发明实施例中所有方向性指示(诸如上、下、左、右、前、后……)仅用于解释在某一特定姿态(如附图所示)下各部件之间的相对位置关系、运动情况等，如果该特定姿态发生改变时，则该方向性指示也相应地随之改变。

另外，在本发明中如涉及“第一”、“第二”等的描述仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示其相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括至少一个该特征。在本发明的描述中，“多个”的含义是至少两个，例如两个，三个等，除非另有明确具体的限定。

在本发明中，除非另有明确的规定和限定，术语“连接”、“固定”等应做广义理解，例如，“固定”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或成一体；可以是机械连接，也可以是电连接，还可以是物理连接或无线通信连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通或两个元件的相互作用关系，除非另有明确的限定。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本发明中的具体含义。

另外，本发明各个实施例之间的技术方案可以相互结合，但是必须是以本领域普通技术人员能够实现为基础，当技术方案的结合出现相互矛盾或无法实现时应当认为这种技术方案的结合不存在，也不在本发明要求的保护范围之内。

如图1所示为本实施例公开的一种组合式大气数据测量实验舱段，其包括头舱1与仪器舱。

头舱1上安装有检测机构，检测机构具体包括9个压力传感器9、1个风标式攻角传感器20、1个风标式侧滑角传感器23、1个风速仪21、1个风向仪22、若干个温度传感器16、1个冲击传感器17、1个振动传感器18、1个过载传感器19。头舱1的形状可更换，可以为半球面形结构或抛物面形结构或圆锥面形结构，如图2、图3、图4所示，可以是其他类似结构。

头舱1上还设有与9个压力传感器9一一对应的引压孔，引压孔的轴线垂直于头舱1的壁表面，或与仪器舱的壁轴线平行布置，传感器设在头舱1上对应引压孔的位置，用于测量压力数据，本实施例中，9个压力传感器9呈十字结构分布在头舱1上，即如图5所示。1个风标式攻角传感器20安装在头舱1的球面边缘位置，用于测量组合式大气数据测量实验舱段的攻角；1个风标式侧滑角传感器23同样也安装在头舱1的球面边缘位置，用于测量组合式大气数据测量实验舱段的侧滑角。其中，风标式攻角传感器20到头舱1中心的连线与风标式侧滑角传感器23到头舱1中心的连线垂直。风速仪21与风向仪22均固定设在头舱1的外表面的任意位置，用于测量组合式大气数据测量实验舱段的风速与风向；温度传感器16为贴片式，测量头舱1表面的温度，输出温度数据；冲击传感器17、振动传感器18、过载传感器19根据组合式大气数据测量实验舱段所处环境测得所受到的冲击、振动、过载，输出冲击数据、振动数据、过载数据。

仪器舱包括舱体10以及设在舱体10内的前舱段与后舱段，舱体10与头舱1固定相连，前舱段位于头舱1与后舱段之间。

前舱段包括前舱首支撑环2、第一连接板12、前舱尾支撑环5，第一连接板12固定连接在前舱首支撑环2与前舱尾支撑环5之间，前舱首支撑环2、前舱尾支撑环5、第一支撑板三者焊接连接，组成一个整体，前舱首支撑环2、前舱尾支撑环5与舱体10的内壁固定相连。第一连接板12上固定设置有导航机构3与弹载计算机4。本实施例中导航机构3为gps/惯性组合导航，用于测量组合式大气数据测量实验舱段的运动状态数据，包括角速度、线加速度、姿态数据、线速度、位置数据；弹载计算机4用于接收头舱1上检测机构所测得的包括压力数据、温度数据、冲击数据、过载数据、振动数据、攻角、侧滑角、风速与风向在内的测量数据、以及导航机构3测得的包括角速度、线加速度、姿态数据、线速度、位置数据在内的运动状态数据，对测量数据与运动状态数据进行相互修正补偿，并根据修正补偿后的压力数据与运动状态数据解算出组合式大气数据测量实验舱段的飞行高度、升降速度、马赫数、真实空速、指示空速、攻角、侧滑角等飞行数据。

后舱段包括后舱首支撑环13、第二连接板15、后舱尾支撑环8，第二连接板15固定连接在后舱首支撑环13与后舱尾支撑环8之间，后舱首支撑环13、后舱尾支撑环8、第二连接板15三者焊接连接，组成一个整体，后舱首支撑环13、后舱尾支撑环8与舱体10的内壁固定相连。第二连接板15上固定设置有数据记录仪6与供电机构7，数据记录仪6与检测机构、导航机构3、弹载计算机4电联，用于记录测量数据、运动状态数据与飞行数据；供电机构7与检测机构、导航机构3、弹载计算机4、数据记录仪6电联，用于供电。

舱体10上设有前舱口与后舱口，以便于通过前舱口与后舱口调试导航机构3、弹载计算机4、数据记录仪6、供电机构7；所述前舱口上设有与舱体10铰接的前舱口盖11，所述后舱口上设有与舱体10铰接的后舱口盖14。

本实施例中，头舱1与仪器舱的舱体10之间通过螺栓以螺纹连接，确保连接不松动。

本实施例中，前舱首支撑环2、前舱尾支撑环5、后舱首支撑环13截的截面均为圆形，且中间部分均为空，用于通过检测机构与导航机构3、弹载计算机4、数据记录仪6、供电机构7之间的导线；

后舱尾支撑环8截面为圆形，且中间为实体，以防止空气进入舱体10干扰实验设备。

参考图6，本实施例还公开了一种基于组合式大气数据测量实验舱段的飞行数据测量方法，其具体包括如下步骤：

步骤1，将组合式大气数据测量实验舱段以设定的姿态固定在载体上，并认定该姿态下的测量值为真值；

步骤2，在载体以不同时速行驶的过程中，获取组合式大气数据测量实验舱段的测量数据与运动状态数据；

步骤3，对测量数据与运动状态数据进行相互修正补偿，并根据修正补偿后的压力数据与运动状态数据解算得到组合式大气数据测量实验舱段在测量过程中的飞行数据。

在步骤1之前，需要对组合式大气数据测量实验舱段进行装配，具体包括：

装配头舱1：将9个压力传感器9按图5所示的分布结构装入头舱1，以螺纹连接固定，安装好压力传感器9的导线；将若干个温度传感器16、1个冲击传感器17、1个振动传感器18、1个过载传感器19、1个风标式攻角传感器20、1个风速仪21、1个风向仪22、1个风标式侧滑角传感器23按图1所示的结构装入头舱1，风标式攻角传感器20和风标式侧滑角传感器23要求各自与头舱1中心的连线相互垂直安装，其他传感器安装位置无特殊要求，使用时可以根据需要灵活安装。各传感器以螺纹连接固定，连接好各个传感器的导线。

装配前舱段：将前舱首支撑环2、第一连接板12、前舱尾支撑环5以图1所示的结构焊接为整体，将导航机构3、弹载计算机4按图1所示的位置用螺栓以螺纹连接固定在第一连接板12上，安装好导航机构3及弹载计算机4的导线。

装配后舱段：将后舱首支撑环13、第二连接板15、后舱尾支撑环8以图1所示的结构焊接为整体，将数据记录仪6、供电机构7按图1所示的位置用螺栓以螺纹连接固定，安装好数据记录仪6、供电机构7的导线。

装配整体：将头舱1安装于前舱段的首端，用螺栓以螺纹连接。将前舱段的尾端与后舱段的首端用螺栓以螺纹连接固定。通过前舱口盖11、后舱口盖14将检测机构、导航机构3、弹载计算机4、数据记录仪6、供电机构7的导线连接，待调试完毕后将前舱口盖11、后舱口盖14用螺栓以螺纹连接固定。

步骤1中，将组合式大气数据测量实验舱段以设定的姿态固定在载体上，并认定该姿态下的测量值为真值，具体为:

将组合式大气数据测量实验舱段以设定的姿态固定在跑车上，并认定该姿态下的测量值为真值，同时初始化检测机构、导航机构3、弹载计算机4、数据记录仪6、供电机构7。

步骤2中，令载体以不同时速沿预定轨迹行驶，当风标攻角传感器20和风标侧滑角中心线与气流方向平行时，即无攻角或侧滑角时，气动力不产生力矩，风标不转动。当组合式大气数据测量实验舱段以一定的迎角和侧滑角运动时，由于风标气动力产生力矩，使风标转动消除风标自身的迎角，直到风标中心线与气流方向一致为止，此时风标与飞行器轴线的夹角与组合式大气数据测量实验舱段的攻角和侧滑角相等。风标偏转带动转轴转动，转轴转动的角度由电位计、霍尔效应或优良编码器来，再通过风标式攻角传感器20和风标式侧滑角传感器23的系统解算和数据插值处理及d/a转换，输出攻角和侧滑角数据。

风速仪21采用超声波型风速仪21，风速仪21发出的超声波在空气中的传播速度，会和风向上的气流速度叠加。若超声波的传播方向与风向相同，它的速度会加快；反之，若超声波的传播方向若与风向相反，它的速度会变慢。因此，在固定的检测条件下，超声波在空气中传播的速度可以和风速函数对应。通过计算即可得到精确的风速。

风向仪22根据组合式大气数据测量实验舱段所处的环境，测得风向，输出风向数据。冲击传感器17、振动传感器18、过载传感器19根据组合式大气数据测量实验舱段所处环境测得所受到的冲击、振动、过载，输出冲击数据、振动数据、过载数据。温度传感器16为贴片式，测量头舱1表面的温度，输出温度数据。9个压力传感器9测得大气压强，输出压力输出；导航机构3为gps/惯性导航，可以测得角速度、线加速度、姿态数据、线速度、位置数据，输出角速度、线加速度、姿态数据、线速度、位置数据。

步骤2中，由于测量数据包括压力数据、温度数据、冲击数据、过载数据、振动数据、攻角、侧滑角、风速与风向，运动状态数据包括角速度、线加速度、姿态数据、线速度、位置数据。

导航机构3、压力传感器9、温度传感器16、冲击传感器17、振动传感器18、过载传感器19、风标式攻角传感器20、风速仪21、风向仪22、风标式侧滑角传感器23需要组合工作，具体包括有：

1.风速仪21发出的超声波在空气中传播时，它的速度受温度的影响很大，因此温度对超声波速度产生的影响需要用温度传感器16测得数据进行补偿，提高测量精度，即通过温度数据对风速进行补偿，本实施例中采用分段二维线性差值原理进行补偿，其补偿过程为：

设风速修正值为f(x,y)，插值后的风速值为温度测量值为x(或为经其他传感器数据修正过的温度测量值x)，风速测量值为y(或为经其他传感器数据修正过的风速测量值y)，风速修正值f(x,y)和插值后的风速值是关于温度测量值x，风速测量值y的函数。温度测量值为x，风速测量值为y，分别由温度传感器和风速仪测出。

先保持x不变，对y进行插值：

再固定y，对x进行插值：

最终得到修正值为：

则风速修正值为f(x,y)，a为修正系数，由地面传感器标定实验得出，则f(x,y)为通过温度数据对风速进行补偿后的风速数据，在一定精度范围内，认为风速修正值等于真实风速。

其中f(xi,yj)，f(xi,yj+1)，f(xi+1,yj)，f(xi+1,yj+1)，为地面传感器实验中已经标定好的风速修正值，自变量和因变量皆为已知，在一定精度范围内，认为已经标定好的风速修正值等于真实风速。

2.导航机构3、压力传感器9、温度传感器16、冲击传感器17、振动传感器18、过载传感器19、风标式攻角传感器20、风速仪21、风向仪22、风标式侧滑角传感器23长时间工作会产生较大温度漂移，需要根据温度传感器16测得的数据进行修正，提高测量精度，即通过温度数据对压力数据、冲击数据、过载数据、振动数据、攻角、侧滑角、风向、角速度、线加速度、姿态数据、线速度、位置数据进行修正，其补偿过程为：

通过温度数据对压力数据、冲击数据、过载数据、振动数据、攻角、侧滑角、风向、角速度、线加速度、姿态数据、线速度、位置数据进行修正，采用分段二维线性差值原理，补偿过程同通过温度数据对风速进行补偿。将自变量y视为相应的测量压力数据、冲击测量数据、过载测量数据、振动测量数据、攻角测量数据、侧滑角测量数据、风向测量数据、角速度测量数据、线加速度测量数据、姿态测量数据、线速度测量数据、位置数据测量数据即可求得修正后的数据。

3.组合式大气数据测量实验舱段所处环境会受到的冲击、振动、过载及传感器安装的形状误差、位置误差影响，导航机构3、压力传感器9、温度传感器16、风标式攻角传感器20、风速仪21、风向仪22、风标式侧滑角传感器23需要根据冲击传感器17、振动传感器18、过载传感器19测得的数据进行补偿，提高测量精度，即通过冲击数据、过载数据、振动数据对压力数据、温度数据、风速、风向、攻角、侧滑角、角速度、线加速度、姿态数据、线速度、位置数据进行补偿，本实施例中采用分段四维线性差值原理进行补偿，以冲击数据、过载数据、振动数据，对压力数据进行修正为例：

设压力修正值为f(a,b,c,d)，插值后的风速值为冲击测量值为a(或为经其他传感器数据修正过的冲击测量值a)，过载测量值为b(或为经其他传感器数据修正过的过载测量值b)，振动测量值为c(或为经其他传感器数据修正过的振动测量值c)，压力测量值为d(或为经其他传感器数据修正过的压力测量值d)，压力修正值f(a,b,c,d)和插值后的风速值是关于冲击测量值a，过载测量值b,振动测量值c,压力测量值d的函数。冲击测量值a，过载测量值b,振动测量值c,压力测量值d，分别由三轴冲击传感器，三轴过载传感器，三轴振动传感器，压力传感器测得。

先保持b，c，d不变，对a进行插值：

再保持a，c，d不变，对b进行插值：

然后保持a，b，d不变，对c进行插值：

最后持a，b，c不变，对d进行插值：

最终得到修正值为：

式中，g为修正系数，由地面传感器标定实验得出，则f(a,b,c,d)为通过冲击、过载、振动数据对压力进行补偿后的压力数据，在一定精度范围内，认为压力修正值等于真实压力。

其中，为地面传感器实验中已经标定好的风速修正值，自变量和因变量皆为已知。在一定精度范围内，认为已经标定好的压力修正值等于真实压力。

通过冲击数据、过载数据、振动数据对温度数据、风速、风向、攻角、侧滑角、角速度、线加速度、姿态数据、线速度、位置数据进行补偿，采用分段四维线性差值原理进行补偿，其补偿过程为同通过冲击数据、过载数据、振动数据对压力数据进行补偿，将d视为温度数据测量值、风速测量值、风向测量值、攻角测量值、侧滑角测量值、角速度测量值、线加速度测量值、姿态数据测量值、线速度测量值、位置数据测量值，即可得到补偿后的数据。

4.风标式攻角传感器20、风标式侧滑角传感器23会受到组合式大气数据测量实验舱段所处环境的风速、风向影响，需要根据风速仪21、风向仪22测得的数据进行修正，提高测量精度，即通过风速、风向对攻角、侧滑角进行修正，本实施例中采用采用分段三维线性差值原理进行补偿，以风速数据，风向数据对攻角数据进行修正为例：

设攻角修正值为f(a,b,c)，插值后的攻角值为风速测量值为a(或为经其他传感器数据修正过的风速测量值a)，风向测量值为b(或为经其他传感器数据修正过的风向测量值b)，攻角测量值为c(或为经其他传感器数据修正过的压力测量值c)，压力修正值f(a,b,c)和插值后的风速值是关于风速测量值a，风向测量值b,的函数。风速测量值a，风向测量值b,攻角测量值c,分别由风速仪，风向仪，攻角传感器测得。

先保持b，c不变，对a进行插值

先保持a，c不变，对b进行插值：

先保持a，b不变，对c进行插值

最终得到修正值为：

g为修正系数，由地面传感器标定实验得出，则f(a,b,c)为通过风速、风向数据对攻角进行补偿后的攻角数据，在一定精度范围内，认为攻角修正值等于真实攻角。

其中

为地面传感器实验中已经标定好的攻角修正值，自变量和因变量皆为已知。在一定精度范围内，认为已经标定好的攻角修正值等于真实压力。

通过风速、风向对侧滑角数据进行补偿，采用分段三维线性差值原理进行补偿，其补偿过程为同通过风速、风向对攻角数据进行补偿，将c视为侧滑角测量值，即可得到补偿后的数据。

综上，各种传感器单元需要作为一个整体工作，所测得的数据相互补偿、相互修正，获得更高的测量精度。

将导航机构3、压力传感器9、温度传感器16、冲击传感器17、振动传感器18、过载传感器19、风标式攻角传感器20、风速仪21、风向仪22、风标式侧滑角传感器23测得的原始数据传入弹载计算机4，弹载计算机4根测得的测量数据相互补偿，最大程度上消除测量误差，根据修正后的测量数据解算出组合式大气数据测量实验舱段的飞行数据，具体的解算过程包括：

1.攻角解算

首先建立系统的压力分布计算模型，为：

pi＝p(θ)＝qc(cos²θi+εsin²θi)+ps(1)

其中，pi是第i个压力传感器所测得的压力数据，i＝1,2…n；qc是动压，ps是静压。ε是综合考虑到压缩效应、气动外形、系统影响等因素选取的形压系数，可以将其看成当地攻角αe、当地侧滑角βe和马赫数m∞的函数f(αe,βe,m∞)，其函数关系在飞行前确定。θi是来流在第i个测压孔的入射角，即来流速度矢量与测压孔曲面法线方向的夹角，可以通过下式确定：

式中，φi是i点的圆周角，为截面竖直中心线到测压孔径向的夹角，λi是i点的圆锥角，为测压孔的法线方向与水平中心线的夹角，单位都为rad。对于钝头体飞行器外形，φi,λi的示意图如图7所示；

在系统的求解过程中，输入为各个测压孔的压力值p1,p2…pn，采用三点法解算当地攻角和当地侧滑角，根据三个不同测压孔的压力值pi,pj,pk，由式(1)建立三个测量方程，为：

联立三个方程组，两两做差相除消去动压、静压以及形压系数，可得：

令τik＝pi-pk,τji＝pj-pi,τkj＝pk-pj，将式(2)入射角表达式代入上式，并且考虑到取竖直线上的三点，实现当地攻角和当地侧滑角的解耦，即φ＝0(±180°)，可以整理得到：

展开，且由定义已知τik+τji+τkj＝0，令：

则由此可以化简求解得到：

当|αe|≤45°时，当|αe|＞45°时，

因此，至少采用三个测压孔求解攻角，多余三个测压孔则采用最小二乘法拟合求解攻角。

2.侧滑角解算

根据入射角定义式，令ai＝cosαecosλi+sinαecosφisinλi,bi＝sinφisinλi，则由式(5)可以整理得到：

令：

则可以化简为：

a′tan²βe+2b′tanβe+c′＝0(9)

当a′≠0时，则可以求解得到：

当a′＝0时，则易知利用反函数易求得侧滑角βe的值。

因此，至少采用三个测压孔求解侧滑角，多于三个测压孔则采用最小二乘法拟合求解侧滑角。

3.飞行高度解算

飞行器在空中距离某一个基准面的垂直距离定义为飞行高度。无特殊强调,通常指气压高度。标准压高公式适用于80km以下的各个高度层：

式中，hp为飞行器以海平面为参考的飞行高度，hb为飞行器相应下限高度下的温度上限值，tb为飞行器所处高度的温度，ps为飞行器所处高度的静压，pb为相应下限高度下的气压上限值,β为温度垂直变化率率,r为通用气体常数,gn为为飞行器所处高度的自由落体加速度。

4.升降速度解算

在航空航天领域,升降速度就是单位时间内飞行高度的变化量,也就是飞行高度对时间的导数，计算公式如下：

其中,hpt是n时刻的升降速度；hpn是n时刻的气压高度；hp(n-1)是(n-1)时刻的气压高度；t是系统的采样周期。

5.马赫数解算

马赫数ma是真实空速v与声速c的比值,即ma＝v/c；

当ma≤1时:

当ma>1时:

其中，pt为总压；ps为静压。

6.真实空速解算

真实空速是指飞行器相对迎面气流的速度；

当ma≤1时，真实空速v为:

当ma＞1时，真实空速v为：

其中,k为空气绝热系数；r为空气专用气体常数,ts为大气静温,即飞行中飞机周围未受扰动的大气温度。

7.指示空速解算

指示空速是不考虑飞机所在处大气参数(ps,ts)随高度而改变的空速,它只与动压qc有关；

t0为海平面基准温度，p0为1个标准大气压强，代入真空速公式中即得指示空速；

当ma≤1时，指示空速vi为：

当ma＞1时，指示空速vi为：

其中,k为空气绝热系数；r为空气专用气体常数,ts为大气静温,即飞行中飞机周围未受扰动的大气温度。

随后将上述计算得到的数据存入数据记录仪6。

本实施例中基于组合式大气数据测量实验舱段的飞行数据测量方法中，还可以通过改变头舱1形状、压力传感器9数量、压力传感器9安装位置、载体的速度、组合式大气数据测量实验舱段的初始姿态，进而获得不同情况下的实验结果，将解算的组合式大气数据测量实验舱段与实际的初始姿态进行对比，可以验证算法的准确性、进行算法的修正、获取飞行器飞行全过程的各项参数，相关结论、原理可以应用于飞机、卫星、运载火箭、飞船、空间站等飞行器上。

以上所述仅为本发明的优选实施例，并非因此限制本发明的专利范围，凡是在本发明的发明构思下，利用本发明说明书及附图内容所作的等效结构变换，或直接/间接运用在其他相关的技术领域均包括在本发明的专利保护范围内。