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做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。

本发明的目的是提供一种基于压力和流速的大气参数传感系统和需求参数计算方法，依据获取到的压力和流速，从而快速准确的得到需求参数。

为使本发明的上述目的、特征和优点能够更加明显易懂，下面结合附图和具体实施方式对本发明作进一步详细的说明。

图1为本发明基于压力和流速的参数传感系统结构图，如图1所示，本发明提供了一种基于压力和流速的参数传感系统，包括：传感模块1、柔性基底电路板2、控制电路3和上位机4。

其中，所述传感模块1用于获取压力数据和流速数据，具体地，如图2所示，所述传感模块1包括N个压力传感单元11和N个流速传感单元12。N为大于或等于3的正整数，本实施例中，N取5。

各所述压力传感单元11和各所述流速传感单元12均固定设置在所述柔性基底电路板2上且均与所述柔性基底电路板2电连接，各所述压力传感单元11用于获取所述压力数据；各所述流速传感单元12用于获取所述流速数据。本实施例中，各所述压力传感单元11均采用绝压式压力传感器，各所述流速传感器均采用热式流速传感器。进一步地，本实施例中，各所述压力传感单元11和各所述流速传感单元12均通过焊接的方式固定设置在所述柔性基底电路板2上。

为了提高数据的鲁棒性，且保持同一点中压力和流速测量的一致性，如图2所示，本发明中各所述压力传感单元11沿直线等间距分布，各所述流速传感单元12沿同方向呈阶梯状等间距分布，且各所述流速传感单元12沿中心线对称分布，各所述压力传感单元11之间的间距与各所述流速传感单元12之间的间距相同。

进一步为了提高获取数据的精度，本发明中各所述流速传感单元12与所述柔性基底电路板2之间均设置有相同厚度的柔性垫片5，从而使得所述流速传感单元12与所述压力传感单元11的工作表面处于同一水平面，即所述柔性垫片5与所述流速传感单元12的厚度之和等于所述压力传感单元11的厚度，如图3所示。本实施例中，所述柔性垫片5的材质为聚酰亚胺。本实施例中，所述压力传感单元11与所述柔性基底电路板2的厚度之和小于1mm，从而实现小型化、轻量化、模块化，通过在安装位置预留微槽即可完成贴装。

优选地，为了防止流速传感单元12在工作过程中的发热会对所述压力传感单元11造成干扰，从而影响所述压力传感单元11的工作状态，本实施例中，同一直线上的所述压力传感单元11与所述流速传感单元12之间的间距大于预设间距；所述预设间距为所述压力传感单元11宽度的1.5倍。

作为一种可选的实施方式，本发明所述柔性基底电路板2上涂覆有柔性蒙皮6，所述柔性蒙皮6的厚度与所述压力传感单元11的厚度相同；所述压力传感单元11和所述流速传感单元12的上表面与所述柔性蒙皮6的外表面齐平；即所述柔性蒙皮6覆盖所述柔性基底电路板2的表面上除了各所述压力传感单元11和各所述流速传感单元12工作表面的其余区域，从而得到一个不破坏气动外形的平滑表面。本实施例中，所述柔性蒙皮6使用设计好的模具一体浇铸于所述柔性基底电路板2的表面。

所述控制电路3与所述柔性基底电路板2连接，所述控制电路3用于通过所述柔性基底电路板2各所述压力传感单元11用于获取所述压力数据、控制各所述流速传感单元12用于获取所述流速数据，同时接收所述压力数据和所述流速数据。所述控制电路为各所述压力传感单元11和各所述流速传感单元12提供电源。

所述上位机4与所述控制电路3连接，所述上位机4用于接收并存储所述压力数据和所述流速数据，并根据所述压力数据和所述流速数据得到解算需求参数。本实施例中，所述上位机4为笔记本电脑、微处理器、单片机和航电系统中任意一者。本实施例中，所述上位机4具有显示器，对所述解算需求参数进行数据输出，亦可对所述压力数据和所述流速数据进行视觉输出。

下述以飞行器为例对本发明基于压力和流速的大气参数传感系统的安装位置进行说明，如图4所示，所述飞行器的翼型为NACA，其中所述传感模块1与所述柔性基底电路板2作为一个整体设置在机翼7的前端，从而可以准确的进行数据的获取，在机翼7的翼腔处进行打洞以放置所述控制电路3，基于此，机翼7的表面无打孔或任何引线，不会破坏整个机翼7的气动外形；所述上位机4位于飞行器内部，可以为飞行器本身的中控单元，也可以为一个单独的电脑等。

图5为本发明基于压力和流速的需求参数计算方法流程图，如图5所示，本发明提供了一种基于压力和流速的需求参数计算方法，所述方法适用于上述系统，所述方法包括：

步骤S1，基于训练数据库得到理论需求参数的函数系数；作为一种可选的实施方式，本发明所述步骤S1包括：

步骤S11，基于训练压力数据库和训练流速数据库得到理论需求参数数据库。

步骤S12，对真实需求参数数据库和所述理论需求参数数据库进行做差得到差数据库。

步骤S13，基于所述差数据库和所述理论需求参数数据库得到所述理论需求参数的函数系数。所述训练数据库包括所述训练压力数据库、所述训练流速数据库和所述真实需求数据库。

步骤S2，基于所述压力数据和所述流速数据得到所述理论需求参数。

步骤S3，基于所述函数系数和所述理论需求参数得到解算需求参数。本实施例中，所述解算需求参数为攻角或侧滑角中任意一者。

以攻角为例对上述方法进行详细说明：

本发明基于三点法对所述攻角进行求解，基于训练数据库中某一组数据，选取任意三点i，j，k；i∈M；j∈M；k∈M，M为压力传感单元/流速传感单元的数量；基于公式P＝q_c(cos²θ+εsin²θ)+P_∞求得i，j，k三点的压力P_i，P_j，P_k。

式中，P为压力，q_c为来流动压，θ为入射角，ε为形压系数，P_∞为来流静压。

进一步得到

定义：Γ_ij＝P_i-P_j，Γ_jk＝P_j-P_k，Γ_ki＝P_k-P_i；代入上式得到Γ_ijcos²θ_k+Γ_jkcos²θ_i+Γ_kicos²θ_j＝0。

又因θ与α₀和β₀之间存在如下函数关系，

式中：α₀为理论攻角，β₀为理论侧滑角，φ_i为第i点的圆周角，λ_i为第i点的圆锥角。

使β₀为0°，则有cosθ_i＝cosα₀cosλ-sinα₀sinλ＝acosα₀+bsinα₀；进一步得到A(tan²α₀-1)+2Btanα₀＝0。

其中，

求解方程到

基于流速方程V＝ηV_∞sinθ，选取任意两点i，j求解方程并进行平方相除可得

式中：V为流速，η为流速系数，V_∞为来流流速。

定义：从而得到Π_ij＝Π_icos²θ_j-Π_jcos²θ_i，同理可得Π_jk与Π_ki。

整理得到Π_ijcos²θ_jk+Π_jkcos²θ_i+Π_kicos²θ_j＝0，进一步得到C(tan²α₀-1)+2Dtanα₀＝0。

其中，求解可以得到

对公式Γ_ijcos²θ_k+Γ_jkcos²θ_i+Γ_kicos²θ_j＝0与公式Π_ijcos²θ_jk+Π_jkcos²θ_i+Π_kicos²θ_j＝0进行相加可以得到cos²θ_jk+Π_jkcos²θ_i+Π_ijcos²θ_jk+Π_jkcos²θ_i+Π_kicos²θ_j＝0，将公式cosθ_i＝cosα₀cosλ-sinα₀sinλ＝acosα₀+bsinα₀代入上式可得E(tan²α₀-1)+2Ftanα₀＝0。

其中，求解方程，得到基于此，对每一组数据均能求得一个理论攻角，从而得到理论攻角数据库，对真实攻角数据库与理论攻角数据库进行对应做差，可以得到差数据库，基于差数据库和理论攻角数据库得到散点图，进一步进行函数拟合得到理论攻角的函数关系X(α₀)。

由此得出解算攻角计算公式：α_Calculate＝X(α₀)+α₀。式中：α_Calculate为解算攻角。

基于实时测量得到的压力数据和流速数据代入解算攻角计算公式就可得到实时的解算攻角。

图5为装配了本发明系统的NACA翼型模型在15m/s风速下测试实时输出攻角的结果，具体数值的平均值如表1所示，可以看出系统对于攻角的变化具有快速的响应速率，攻角解算精度<0.4°，并且具有良好的重复性。

表1.攻角对比表

本说明书中各个实施例采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似部分互相参见即可。

本文中应用了具体个例对本发明的原理及实施方式进行了阐述，以上实施例的说明只是用于帮助理解本发明的系统、方法及其核心思想；同时，对于本领域的一般技术人员，依据本发明的思想，在具体实施方式及应用范围上均会有改变之处。综上所述，本说明书内容不应理解为对本发明的限制。