黃喜元, 陳洪波, 朱如意

（中國運載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京，100076）

高超聲速飛行器嵌入式大氣數(shù)據(jù)獲取技術(shù)研究

黃喜元, 陳洪波, 朱如意

（中國運載火箭技術(shù)研究院研究發(fā)展中心，北京，100076）

嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)是高超聲速飛行器大氣數(shù)據(jù)獲取最適合采用的技術(shù)解決方案，其可為高超聲速飛行器制導(dǎo)控制指令的解算提供攻角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)、動壓等大氣參數(shù)的測量基準(zhǔn)，具有傳統(tǒng)空速管類型大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)無法比擬的優(yōu)勢。對嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)涉及的關(guān)鍵技術(shù)進(jìn)行了分析，介紹典型高超聲速飛行器的嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)方案，重點介紹了相關(guān)方案的測壓孔布局、系統(tǒng)部組件設(shè)計及壓力傳感器選型，并針對嵌入式大氣數(shù)據(jù)解算，介紹了一種基于卡爾曼濾波的嵌入式大氣數(shù)據(jù)解算方法，研究表明，算法具有精度高、魯棒性強(qiáng)和適應(yīng)性強(qiáng)的特點，適用于在現(xiàn)代高超聲速飛行器。

高超聲速飛行器；嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)；大氣數(shù)據(jù)獲取技術(shù)

0 引 言

嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)（Flush Air Data System，F(xiàn)ADS）可為高超聲速飛行器提供攻角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)、動壓等大氣參數(shù)的測量信息，為飛行器制導(dǎo)控制指令的解算提供基準(zhǔn)，這對于高超聲速飛行器的飛行安全和控制品質(zhì)非常重要。FADS不同于傳統(tǒng)的大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)，是利用飛行狀態(tài)與飛行器表面壓力分布之間的相關(guān)關(guān)系進(jìn)行大氣數(shù)據(jù)測量的，它依靠嵌入在飛行器表面的壓力傳感器陣列來測量飛行器表面的壓力分布，并由此壓力分布間接獲得飛行大氣參數(shù)，非常適于高超聲速飛行使用[1～3]。

FADS源于NASA于20世紀(jì)60年代在Dryden研究中心開始研究的一種飛行數(shù)據(jù)測試傳感系統(tǒng)。20世紀(jì)80年代，NASA Langley研究中心開展了FADS在航天飛機(jī)上的應(yīng)用研究，為哥倫比亞航天飛機(jī)研制了航天飛機(jī)嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)（Shuttle Entry Air Data System，SEADS），并在哥倫比亞航天飛機(jī)的STS 61-C任務(wù)中完成了首次飛行測試。20世紀(jì)80年代末期到90年代，為解決大攻角飛行時的大氣數(shù)據(jù)獲取問題，美國將FADS應(yīng)用于F-14、F/A-18等高性能戰(zhàn)斗機(jī)，通過F/A-18大攻角試驗機(jī)實時飛行環(huán)境條件下的飛行測試，驗證了FADS可適應(yīng)攻角60°以上的測量以及其估算算法的實時解算能力。20世紀(jì)90年代后期，F(xiàn)ADS開始應(yīng)用于X-33、X-38和X-43等高超聲速試驗飛行器計劃，雖然X-33項目被迫終止了，但為FADS在高超聲速飛行器上的應(yīng)用積累了大量經(jīng)驗，而X-43A高超聲速飛行器試飛成功，證明了FADS不僅適應(yīng)于鈍頭體飛行器，也適用于具有銳利扁平頭部的高超聲速飛行器。近年來，通過X-37B的3次成功飛行，證明了高超聲速飛行器嵌入式大氣獲取技術(shù)在國外已基本成熟。

本文對高超聲速飛行器嵌入式大氣獲取技術(shù)進(jìn)行研究，梳理了FADS涉及的相關(guān)關(guān)鍵技術(shù)，著重關(guān)注高超聲速飛行器FADS方案設(shè)計。

1 FADS的關(guān)鍵技術(shù)

FADS是由測壓孔陣列、引氣部組件（嵌入式受感器和引氣管路）、壓力傳感器、大氣數(shù)據(jù)處理計算機(jī)、軟件算法及相關(guān)連接器與數(shù)據(jù)電纜等組成。系統(tǒng)工作時，繞特定氣動外形流動的氣流，被嵌入安裝的嵌入式受感器探測到，并通過引氣管路將各路壓力信號傳給高精度壓力傳感器，由各傳感器實現(xiàn)不同位置壓力測量，最后通過求解算法解算出大氣參數(shù)。

FADS測壓孔陣列設(shè)計需綜合考慮熱防護(hù)限制和測壓孔對大氣參數(shù)的靈敏度。高超聲速飛行器飛行時的環(huán)境條件一般較為惡劣，飛行器駐點的表面溫度最高可能超過1 700 ℃，如此高的表面溫度限制了FADS測壓孔位置的選擇，例如一些高超聲速飛行器可能限制在飛行器機(jī)頭錐上開孔。另外，測壓孔數(shù)量直接影響FADS系統(tǒng)的測量精度和可靠性，通過多測壓孔冗余設(shè)計可提高FADS的測量精度和可靠性，但對于具體氣動外形的高超聲速飛行器，測壓孔陣列數(shù)量需根據(jù)測量精度、可靠性以及結(jié)構(gòu)強(qiáng)度綜合考慮。

引氣部組件設(shè)計需要考慮飛行器表面高溫、氣動外形、總裝布局以及氣密性等約束條件，部組件設(shè)計既要滿足熱防護(hù)的要求，還需與飛行器冷熱結(jié)構(gòu)匹配，能可靠安裝，便于測試，滿足壓力測量延時小的要求。

嵌入式大氣數(shù)據(jù)解算算法要滿足高精度、計算量小、適應(yīng)大氣數(shù)據(jù)處理計算機(jī)處理速度的要求，要解決FADS的故障診斷與解算算法的重構(gòu)等技術(shù)難題。

2 FADS的典型應(yīng)用

2.1 哥倫比亞號航天飛機(jī)

航天飛機(jī)再入返回的飛行包線馬赫數(shù)覆蓋0.3～27，攻角范圍為-5～45°，最高溫度接近1 660 ℃，這給航天飛機(jī)大氣數(shù)據(jù)的測量帶來不小的挑戰(zhàn)。航天飛機(jī)對大氣數(shù)據(jù)的需求如表1所示，在再入返回過程中，制導(dǎo)、導(dǎo)航和控制系統(tǒng)從馬赫數(shù)為3.5接入大氣數(shù)據(jù)，之后利用大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)的測量完成航天飛機(jī)的末端能量管理和進(jìn)場著陸控制。

航天飛機(jī)主要采用的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)為可展開式空速管[4]，空速管斜置10°安裝，如圖1所示。

表1 航天飛機(jī)對大氣數(shù)據(jù)的需求

哥倫比亞號航天飛機(jī)是NASA執(zhí)行發(fā)射任務(wù)的5架航天飛機(jī)之一，20世紀(jì)80年代，NASA Langley研究中心提出了一種創(chuàng)新性的嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)（Shuttle Entry Air Data System，SEADS）[5]。SEADS由20個測壓孔組成，其中14個總壓孔（8個在對稱平面內(nèi)，6個沿對稱平面對稱布局）安裝在軌道飛行器增強(qiáng)的C-C機(jī)頭錐上，6個靜壓孔安裝在前機(jī)身、位于機(jī)體頭錐后（見圖2）。SEADS為哥倫比亞號航天飛機(jī)提供攻角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)和空速的高精度測量，即使在部分測壓孔出現(xiàn)故障的情況下，依然不會出現(xiàn)大的性能下降。SEADS見圖3。

經(jīng)過多年的研究，NASA先后完成了SEADS詳細(xì)的熱、靜力學(xué)和動力學(xué)分析及相關(guān)的試驗考核，飛行數(shù)據(jù)分析結(jié)果顯示SEADS超出了預(yù)期，其實現(xiàn)的3σ精度為攻角誤差＜0.5°，靜壓＜0.5%，動壓＜5%，滿足航天飛機(jī)GNC系統(tǒng)可容忍的誤差要求[6,7]。

2.2 HYFLEX飛行器

針對HYFLEX任務(wù)規(guī)劃了5類測量項目，其中一項即是飛行器表面壓力測量，主要用于檢驗高超聲速飛行時FADS的能力。由于不能采用傳統(tǒng)的大氣數(shù)據(jù)測量方案，HYFLEX設(shè)計了類似SEADS的嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，也稱HADS（HYFLEX ADS）[8,9]。

HADS由9個嵌入式的測壓孔組成，每個測壓孔通過管路與飛行器的遠(yuǎn)程壓力傳感器相連，測壓孔布局在飛行器C/C機(jī)頭錐上，成十字形陣列，5個在對稱面內(nèi)，兩對在側(cè)面對稱布局，如圖4所示。

測壓孔位置的確定由靈敏度分析決定，分析顯示入射角iθ為45°時測壓孔位置對于角度的變化最為敏感。由于靠近駐點位置的測壓孔對于駐點壓力的精確測量非常重要，因此靠外的測壓孔（PS03，PS05，PS07，PS09）用于準(zhǔn)確估計角度，靠內(nèi)的測壓孔（PS01，PS02，PS04，PS06，PS08）用于準(zhǔn)確估計駐點壓力。然而，在駐點附近必須安裝溫度傳感器，因此HADS的測壓點布局在入射角iθ約為15°、29°和43°的位置。表2列出了測壓點的位置。

表2 HADS測壓孔位置

HADS使用的壓強(qiáng)傳感器具有以下性能：絕壓測量范圍為0.051～130 kPa，溫度適應(yīng)范圍為218～398 K，校準(zhǔn)精度0.02% FS。傳感器輸出信號為0～5 V的TTL方波，所有的壓力數(shù)據(jù)的采樣頻率為10 Hz/s，使用12位的脈沖編碼調(diào)制系統(tǒng)進(jìn)行編碼，并遙測到地面。

1996年2月12日，HADS通過了HYFLEX飛行試驗考核，由于試驗主要目的是檢驗FADS在高超聲速飛行時的能力，HADS并未接入制導(dǎo)控制系統(tǒng)，僅進(jìn)行了壓力數(shù)據(jù)采集。試驗后的數(shù)據(jù)比對分析顯示，HADS的測量精度高于慣導(dǎo)的慣性數(shù)據(jù)，同時也顯示FADS是一個高魯棒的大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)，非常適應(yīng)高超聲速飛行或再入飛行使用。

2.3 X-33

X-33是美國20世紀(jì)90年代研制的以火箭發(fā)動機(jī)為動力、單級入軌、完全重復(fù)使用的航天運載器。

X-33對大氣數(shù)據(jù)的需求如表3所示[10]。

表3 X-33對大氣數(shù)據(jù)的需求（2.5≤M∞≤4.0）

X-33測壓點數(shù)量的確定主要考慮了測量精確和成本的因素，由于需要估算當(dāng)?shù)毓ソ铅羍、當(dāng)?shù)貍?cè)滑角βe、動壓qc以及靜壓P∞4個大氣參數(shù)和1個校準(zhǔn)參數(shù)ε，所以至少需要5個獨立的測壓孔。采用5個壓力傳感器估計大氣參數(shù)等價于高階樣條擬合，使得算法對測量壓力的噪聲比較敏感。為提高整體性能，需要增加額外的1個測壓點來減輕噪聲的敏感性，增加冗余選擇。X-33最終確定的測壓孔布局如圖5所示，5個壓力測量點布局在機(jī)頭錐上，第6個壓力測量點布局在C-C尾裙上，這種布局使得可以采用“三點法”解算大氣參數(shù)，攻角計算與側(cè)滑角計算可以完全解耦。

X-33 FADS的這種布局對于迎角-20～45°及側(cè)滑角-20～20°之間均具有良好的靈敏度，各壓力測量點的圓周角Фi和圓錐角λi如表4所示，圓周角和圓錐角的定義見圖6。

表4 X-33 FADS各測壓點的圓周角和圓錐角

為確保FADS在一度故障下可提供有用的結(jié)果，X-33 FADS設(shè)計了雙冗余的系統(tǒng)結(jié)構(gòu)，對于每一個表面壓力測量點，嵌入式受感器均帶有2個孔，如圖7所示，為抵抗駐點約1 111 K的峰值溫度，參考航天飛機(jī)SEADS的設(shè)計，受感器采用C-103鈮合金，其熔點溫度超過4 000 ℃，最大工作溫度約2 500 ℃，鈮合金材料的熱膨脹系數(shù)非常接近C-C的熱膨脹系數(shù)，從而可避免受感器周圍的熱氣流泄露的發(fā)生，同時還可避免在高熱載情況下熱應(yīng)力傳導(dǎo)到C-C機(jī)頭錐上。

每一個壓力受感器的2個孔均通過管路與壓力傳感器相連，管路采用高溫鈦合金制造，管路長約2 440～3 660 mm，內(nèi)徑5.33 mm，通過分析管路的響應(yīng)，管路不會引入大的誤差。

2.4 X-34

X-34是一種可重復(fù)使用的空中發(fā)射系統(tǒng)。與X-33類似，要解算出全部的大氣參數(shù)，至少需要5個獨立的壓力測量點，X-34最終確定了8個測壓孔的布局方案[12,13]，如圖8所示，其中7個測壓孔位于機(jī)頭錐上，第8個測壓孔位于機(jī)頭錐下方。X-34的測壓孔選擇基于系統(tǒng)的可辨識度最大和壓力模型雅克比矩陣的條件數(shù)最小的原則，壓力模型雅克比矩陣的條件數(shù)表征了FADS可逆性的程度，以確保飛行器在0～25°攻角條件下均具有良好的靈敏度。

壓力模型的雅克比矩陣為

式中 Fi，i=1,…,n為壓力測量點的壓力測量；qc,P∞,αe,βe為FADS解算大氣參數(shù)。

位于機(jī)頭錐下方的第8個測壓孔僅在大攻角下使用，在小攻角情況下僅利用機(jī)頭錐上的7個測壓孔。各測壓孔的布局角度及用途如表5所示。

表5 X-34 FADS測壓孔布局角度

X-34采用的壓力傳感器采用的是霍尼韋爾的HPA系列產(chǎn)品，壓力傳感器提供0～121 kPa的線性壓力測量，測量精度為0.03%FS，最大的誤差約為0.06 kPa，適應(yīng)-40～185 ℃的溫度環(huán)境條件。飛行器的表面壓力經(jīng)由一定長度的管路傳遞給遠(yuǎn)程安裝的數(shù)字壓力傳感器，并通過RS-485總線傳到飛行任務(wù)管理計算機(jī)（MMC）。圖9為X-34 FADS測量結(jié)構(gòu)的信號流。

2.5 X-43A

X-43A是美國Hyper-X計劃中的技術(shù)驗證飛行器，主要目的是驗證吸氣式超燃沖壓發(fā)動機(jī)的相關(guān)技術(shù)。由于超聲速沖壓發(fā)動機(jī)對于攻角α是非常敏感，為保證最佳的超聲速沖壓發(fā)動機(jī)的性能，需要對攻角進(jìn)行精確的控制，因此在X-43A飛行器上安裝了一套嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)。

X-43A的FADS共有9個測壓孔用來測量飛行器表面壓力值，測壓孔的位置根據(jù)基本斜激波理論和工程經(jīng)驗確定，測壓孔的布局如圖10所示[14,15]。

所有的測壓孔均垂直于飛行器表面，位于飛行器上表面和下表面沿中心線布局的測壓孔Port 2、Port 3、Port 4、Port 5直徑0.10 cm，用于實時估計攻角α，其他的測壓孔直徑為0.05 cm，測壓孔Port 1用于飛行試驗完成后估算總壓，Port 6、Port 7、Port 8、Port 9用于估算側(cè)滑角β。

X-43A表面壓力敏感采用了絕壓和差壓混用的高精度傳感器方案，見表6。

表6 X-43A FADS采用的壓力傳感器

3 嵌入式大氣數(shù)據(jù)解算算法

經(jīng)過多年的研究，目前已形成了多種嵌入式大氣解算算法，公開文獻(xiàn)研究較多的有最小二乘法、三點法、神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)求解法以及卡爾曼濾波法等。對于典型的高超聲速飛行器，其中X-33、X-34采用的是“三點法”，哥倫比亞號航天飛機(jī)、HYFLEX飛行器及X-37B采用了卡爾曼濾波的方法。研究表明基于卡爾曼濾波的解算方法不僅適于本文介紹的典型高超聲速飛行器在機(jī)頭錐布局測壓孔的方案，同樣適于非機(jī)頭錐布局測壓孔的方案，如圖11所示的FADS測壓孔布局方案，本文簡要介紹這種算法。

根據(jù)文獻(xiàn)[16]，飛行器表面的任一點可采用以下的形式描述：

式中 p∞為來流靜壓；q為動壓；iε為第i個測壓孔的表面壓力系數(shù)。iε為關(guān)于馬赫數(shù)Ma、攻角α和側(cè)滑角β的函數(shù)，可以采用風(fēng)洞試驗得到，即：

設(shè)X=[αβP∞q ]T為估計狀態(tài)量，對于FADS第i個測壓孔，測量的飛行器表面壓力pmi=fi(X)+ei，其中，ei表示測量噪聲。對于FADS n個測壓孔，有：

若測壓孔數(shù)大于4，式（4）實際上是一個觀測量大于狀態(tài)估計量的非線性方程，對()F X進(jìn)行線性化，可得：

式中0X為待估計狀態(tài)的先驗值；0XXX-=Δ。

定義Jacobi矩陣：

定義剩余誤差：y≡P-F( X0)

從而式（6）可簡化為：y=HΔ X+W

ΔX的最優(yōu)線性最小方差無偏估計可以根據(jù)下式計算得到：

式中 S為觀測誤差協(xié)方差矩陣，定義為

式中 σ為壓力測量的標(biāo)準(zhǔn)差。若測量誤差無關(guān)聯(lián)，則S可取單位矩陣。

在求解得到ΔX后，估計狀態(tài)的先驗值可重新定義：

通過迭代計算可使剩余誤差y趨于零，從而使估計誤差XΔ趨于真實的偏差值。

圖12給出了針對圖11 FADS方案的基于卡爾曼濾波算法Ma＜1.2的蒙特卡洛仿真分析結(jié)果，仿真分析結(jié)果表明該算法具有較高的精度和較強(qiáng)的魯棒性，在測壓孔表面壓力系數(shù)iε取±10%偏差的條件下，攻角和側(cè)滑角的精度基本優(yōu)于1°，馬赫數(shù)誤差小于5%，動壓誤差小于10%。

4 結(jié)束語

本文對高超聲速飛行器嵌入式大氣獲取技術(shù)進(jìn)行研究，從FADS的關(guān)鍵技術(shù)、典型應(yīng)用及解算算法3方面對FADS系統(tǒng)進(jìn)行了介紹。本文著重關(guān)注高超聲速飛行器FADS的方案設(shè)計，重點介紹了FADS典型方案的測壓孔布局、系統(tǒng)部組件設(shè)計及傳感器選型，深入研究了FADS的解算算法，介紹了一種適于現(xiàn)代高超聲速飛行器工程應(yīng)用的基于卡爾曼濾波的嵌入式大氣數(shù)據(jù)解算算法，研究表明該算法不僅適于傳統(tǒng)高超聲速飛行器機(jī)頭錐布局測壓孔的FADS方案，同樣適于非機(jī)頭錐布局測壓孔的FADS方案，通過仿真研究，還驗證了該算法具有精度高、魯棒性強(qiáng)和適應(yīng)性廣等特點。

[1] 柏楠, 時兆峰, 苑景春, 蘇洋榮. 嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感技術(shù)研究[J]. 飛航導(dǎo)彈, 2010(8): 79-85.

[2] 李其暢, 劉勁帆, 劉昕, 等. 嵌入式大氣數(shù)據(jù)三點解算方法初步研究[J].空氣動力學(xué)學(xué)報, 2014, 32(3): 360-363.

[3] 張銘格. 高超聲速嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)及研究[D]. 南京: 南京航空航天大學(xué), 2014.

[4] Hillje E R. The orbiter air data system[R]. Houston: NASA Johnson Space Center, NASA 85N-16912, 1985.

[5] Pruett C D, Wolf H, Heck M L, et al. An innovative air data system for the space shuttle orbiter: data analysis techniques[C]. Las Vegas: AIAA/SETP/SFTE/SAE/ITEA/IEEE 1stFlight Testing Conference, AIAA-81-2455, 1981.

[6] Siemers III P M, Wolf H, Flanagan P F. Shuttle entry air data system concepts applied to space shuttle orbiter flight pressure data to determine air data - STS 1-4[C]. Reno: AIAA 21stAerospace Sciences Meeting, AIAA-83-0118, 1983.

[7] Wolf H, Henry M W. Shuttle entry air data system(SEADS): optimization of preflight algorithms based on flight results[C]. 15thAerodynamic Testing Conference, AIAA-1988-2053, 1988.

[8] Takaki R, Takizawa M. ADS measurement of HYFLEX (Hypersonic FLight EXperiment)[C]. Reno: 35thAIAA Aerospace Sciences Meeting & Exhibit, 1997.

[9] Johnston I A, Jacobs P A, Shimoda T. Flush air data system calibration using numerical simulation[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2008, 35(6): 812-820.

[10] Whitmore S A, Cobleigh B R, Haering E A. Design and calibration of the X-33 flush airdata sensing (FADS) system[R]. California: NASA Dryden Flight Research Center, NASA/TM-1998-206540, 1998.

[11] Cobleigh B R, Whitmore S A, Haering E A, et al. Flush airdata sensing (FADS) system calibration procedures and results for blunt forebodies[R]. NASA/TP- 1999-209012, 1999.

[12] Ellsworth J C., Whitmore S A. Reentry air data system for a sub-orbital spacecraft based on X-34 design[C]. Reno: 45thAIAA Aerospace Sciences Meeting and Exhibit, AIAA 2007-1200, 2007.

[13] Ellsworth J C, Whitmore S A. Simulation of a flush air-data system for transatmospheric vehicles[J]. Journal of Spacecraft and Rockets, 2008, 45(4): 716-762.

[14] Davis M C, Pahle J W, White J T, et al. Development of a flush airdata sensing system on a sharp-nosed vehicle for flight at Mach 3 to 8[R]. California: NASA Dryden Flight Research Center, NASA/TM-209017, 2000.

[15] Baumann E, Pahle J W, Davis M C, et al. The X-43A flush airdata sensing system flight test results[C]. Hawaii: AIAA Atmospheric Flight Mechanics Conference and Exhibit Honolulu, AIAA 2008-6570, 2008.

[16] 王巖, 鄭偉. 分布嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)算法的初步研究[J]. 飛機(jī)設(shè)計, 2008, 28(6): 5-11.

Research on Air Data Acquisition Technology of Hypersonic Vehicles

Huang Xi-yuan, Chen Hong-bo, Zhu Ru-yi
(R & D Center, China Academy of Launch Vehicle Technology, Beijing, 100076）

Flush air data system (FADS) is the best choice of hypersonic vehicle for air data acquisition, it can provide the measurement information of atmosphere parameters, such as angle of attack, angle of sideslip, mach number, dynamic pressure etc, which can be used as the benchmark to compute guidance and control command. Comparing with the traditional probes, FADS has unique advantage of integration onto the airframe and system calibration. In this paper, the key technology of FADS is analyzed, and then FADS schemes of typical hypersonic vehicles are presented in detail, including the pressure port arrangement, FADS module design and assembly, and sensor performance, etc. Lastly, a calculation method of solving atmosphere parameters based on Kalman Filter is studied, it shows that the algorithm is with high precision and strong robustness, and is very suitable for engineering application on modern hypersonic vehicle.

Hypersonic vehicle; Flush air data system; Air data acquisition technology

TJ765.2+31

A

1004-7182(2017)03-0058-07

10.7654/j.issn.1004-7182.20170313

2016-06-11；

2016-09-10；數(shù)字出版時間：2017-04-12；數(shù)字出版網(wǎng)址：www.cnki.net

黃喜元（1983-），男，高級工程師，主要研究方向為重復(fù)使用運載器總體設(shè)計