CN113970930B - 一种无驻点形式的fads系统测压孔设计方法 - Google Patents

Abstract

一种无驻点形式的FADS系统测压孔设计方法，所述方法包括：沿飞行器的轴线方向，从飞行器的前部至中部，分别截取若干个横截面，每个横截面设置一个测压孔阵列，所述测压孔阵列包括4个测压孔，呈“+”型分布，每个测压孔对应连接一个压力传感器；根据每个测压孔对应的压力传感器所采集的压力数据，计算相应的气动参数；根据孔位选取准则，结合气动特性从飞行器前部和中部各选取一个测压孔阵列，从而完成无驻点形式的FADS系统测压孔设计。本发明的方法无需驻点，对于经历严酷的气动加热环境的再入飞行器而言，提供了一种全新的设计方法和解决方案，具有很好的工程实用推广价值。

Description

一种无驻点形式的FADS系统测压孔设计方法

技术领域

本发明涉及嵌入式大气数据系统(Flush Air Data System，FADS)检测位点的确定方法领域，特别涉及一种无驻点形式的FADS系统测压孔设计方法。

背景技术

飞行于大气环境中的飞行器，对大气数据感知的准确与否关系到飞行的安全和效率，决定着飞行器的操控性和飞行品质。

飞行器的姿态控制、发动机进气道工作状态调节、失速警告指示等，均需准确获知包括飞行姿态(迎角、侧滑角)、飞行速度、气压高度、沉降速度等大气数据诸参数及信息。随着现代飞行器对于飞行速度、机动性以及隐身性等要求的不断提高，传统大气数据系统所采用的、基于皮托管原理制成的外露式“空速管+风标”大气数据系统，已无法满足新一代飞行器的高性能需求；有必要寻求一种新型的大气数据系统设计方法，以满足新一代飞行器的发展需求。

当前，所有的大气数据系统设计工作，均遵循如图1的总体设计思路、路线图。

嵌入式大气数据系统(FADS，Flush Air Data System)，采用在飞行器表面特定位置开设压力孔，并将所感知的压力信息传入飞行器内部压力传感器的方式来获取飞行器表面的压力数据；之后，利用模型表面特征位置点的压力信息与大气数据参数的函数关系建立数学模型(求解算法)，反演求解得到大气数据诸参数。

嵌入式大气数据系统采用的压力传感器阵列具有如下优点：无需机械装置(我们将空速管、风标归入机械装置一类)，更易于集成与小型化；压力孔及压力传感器与飞行器表面齐平、或埋入飞行器内部，最大限度地保持了飞行器气动外形完整性(不被破坏)，便于飞行器的保型设计、隐身设计；多个压力传感器并行设计，保证了系统具有较好的冗余容错能力，可提供较高的测量精度与可靠性。因此,嵌入式大气数据系统能够替代传统大气数据系统，以满足新一代飞行器的性能需求，受到了越来越多的关注。

当前，嵌入式大气数据系统的主要设计方法有：三点法、神经网络法。这两种方法，各有特性。

三点法由美国人提出，如图2所示，是当前应用较为广泛的一种FADS设计方法。其设计思路为：分别选取模型表面3个特征位置的测压孔压力值，将飞行器的迎角、侧滑角从大气数据诸参数中解耦/分离出来，继而求解出所需大气数据参数。通用的设计方式为：首先在模型表面选取3个在竖直方向上的测压孔压力值，获得关于迎角的解算方程，并进行求解；当获得迎角数据后，再选择水平方向的3个测压孔计算侧滑角。这种设计方法，须要在飞行器的驻点位置设计压力孔，所谓驻点是空气动力学术语，可简要理解为飞行器的头部的最前点或中心点，如图3所示。以获取飞行过程中的实时总压P₀数据，进而通过公式(1)求得飞行速度V：

其中：P₀为飞行器在飞行过程中，通过驻点获得的总压值；

Pi为飞行器所处环境的大气静压；

ρ为飞行器所处环境的大气密度；可利用标准大气表查表得到。

利用神经网络强大的非线性映射能力，模拟大气参数对于飞行器表面压力分布的函数，进而求解得到大气数据参数，是FADS系统神经网络法的设计原理，如图4所示。该方法有较好的解算精度、实时性和容错能力。但是，该算法需要通过大量的试验、飞行数据对所建立的网络进行训练，且须要在飞行器表面开设数量较多的压力孔，从而导致系统的整体成本高昂；并且，对某一气动外形的飞行器训练结果不能直接应用到其它飞行器上，其技术的通用性、移植性较差。

综上可见：

三点法，对于飞行器头部外形有一定限制性要求(一般为钝头体)、对于测压孔的位置要求较为苛刻(圆周角、圆心角都有要求)。这一技术要求，限制了其在其它一些非钝头体、非规则气动外形飞行器中的应用。

同时，该系统过分依赖飞行器驻点及其所得数据，在实际飞行中一旦驻点出现故障，则整个系统即刻瘫痪。特别是，我国的防热材料尚未达到对飞行器完全保型(也就是，经历高温烧蚀后，其外形无变化、无损失)的性能；当飞行器再入返回时，穿越稠密大气层所经历的严酷气动加热将直接作用于飞行器驻点(该点热流密度最大)，即便不使驻点损坏，也将使驻点表面周围形成凹凸不平的粗糙形态，这一粗糙形态将对压力测量的准确性造成严重影响，也会导致最终的解算结果出现偏差。

神经网络法的成本问题、不可移植性，也限制了它的广泛使用。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的缺陷，结合我国防热材料尚不足以完全保型的技术现状，提出了一种无驻点，适用于绝大多数飞行器外形的FADS系统设计方法。

为了实现上述目的，本发明提出了一种无驻点形式的FADS系统测压孔设计方法法，所述方法包括：

沿飞行器的轴线方向，从飞行器的前部至中部，分别截取若干个横截面，每个横截面设置一个测压孔阵列，所述测压孔阵列包括4个测压孔，呈“+”型分布，每个测压孔对应连接一个压力传感器；

根据每个测压孔对应的压力传感器所采集的压力数据，计算相应的气动参数；

根据孔位选取准则，结合气动特性从飞行器前部和中部各选取一个测压孔阵列，从而完成无驻点形式的FADS系统测压孔设计。

作为上述方法的一种改进，所述根据每个测压孔对应的压力传感器所采集的压力数据，计算相应的气动参数；具体包括：

具体包括：

对于飞行器前部区域，由每个测压孔阵列采集的4个压力数据，计算得到迎角系数和侧滑角系数；

对于飞行器中部区域，由每个测压孔阵列的4个压力数据、并结合飞行器前部区域的一个测压孔阵列，共同计算得到马赫数系数和静压系数。

作为上述方法的一种改进，所述迎角系数K_an为：

其中，K_an为飞行器前部区域第n个测压孔阵列的迎角系数，P_下n,P_上n分别为飞行器前部区域第n个测压孔阵列的上测压孔和下测压孔的压力数据，N表示飞行器前部区域共有N个测压孔阵列；

所述侧滑角系数K_bn为：

其中，K_bn为飞行器前部区域第n个测压孔阵列的侧滑角系数，P_左n,P_右n分别为飞行器前部区域第n个测压孔阵列的左测压孔和右测压孔的压力数据。

作为上述方法的一种改进，所述马赫数系数K_{M_mn}为：

其中，P_上m,P_下m,P_左m,P_右m分别为飞行器中部区域第m个测压孔阵列的上、下、左和右测压孔的压力数据，P_上n,P_下n分别为飞行器前部区域第n个测压孔阵列的上测压孔和下测压孔的压力数据，R表示飞行器中部区域共有R个测压孔阵列；

所述静压系数K_Pm为：

其中，P_∞为来流静压；q_∞为来流速压：q_∞＝0.7Ma²P_∞，Ma为马赫数。

作为上述方法的一种改进，所述根据孔位选取准则，结合气动特性从飞行器前部和中部各选取一个测压孔阵列，从而完成无驻点形式的FADS系统测压孔设计；具体包括：

以迎角系数为纵轴，迎角为横轴，绘制迎角受感特性曲线；

以侧滑角系数为纵轴，侧滑角为横轴，绘制侧滑角受感特性曲线；

以马赫数系数为纵轴，马赫数为横轴，绘制马赫数受感特性曲线；

以静压系数为纵轴，马赫数为横轴，绘制静压受感特性曲线；

根据上述受感特性曲线，从前部和中部各选取一个测压孔阵列，使得所选取测压孔阵列的每条受感特性曲线均满足单调变化，并且斜率保持不变或在预设的范围内波动。

与现有技术相比，本发明的优势在于：

1、本发明的方法无需驻点，对于经历严酷的气动加热环境的再入飞行器而言，提供了一种全新的设计方法和解决方案，具有工程实用性；

2、孔位选择思路简洁，其思路具有可移植性，针对不同气动外形的飞行器，均可采用“前后两排、‘+’型分布压力孔”这一总体思路，进行测压孔位的初步设定；再通过必要的CFD模拟及风洞试验获取压力数据后，以特性曲线的优劣遴选测压孔位，这样的设计思路和套路，避免的设计的盲目性、重复劳动，使得设计更有针对性；

3、基于压力孔位数据的特性曲线，能够清晰的反映出压力孔气动特性，有助于迅速判断出其是否可以用来组建FADS系统，这使得设计更具可操作性；

4、所需测压孔数目并未大幅增加，一冗余度情况下，三点法需要5个测压孔；本方法需要6-8个测压孔，且可应对严酷的气动加热环境，测压孔无需大量增加，对于系统的复杂程度、能源需求、维护等方面并未增加明显负担。

附图说明

图1是大气数据系统设计、解算技术路线图；

图2是现有技术的三点法示意图；

图3是飞行器驻点示意图；

图4是现有技术的神经网络法示意图；

图5是某钝头体模型及其测压孔阵列分布形式示意图；

图6是某尖头体模型及其测压孔阵列分布形式示意图；

图7(a)是飞翼外形飞行器的外形图；

图7(b)是图7(a)的测压孔分布形式；

图8是可选测压孔和测压截面示意图；

图9是采用本发明的方法选取的测压孔分布位置及形式示意图；

图10是列举了不同状态下的迎角受感特性曲线示例，其中图10(a)、图10(b)是基于飞行器前部区域同一测压孔阵列中的两个测压孔，经计算得到的在侧滑角＝3°、6°，以及不同马赫数下的迎角受感特性曲线，图10(c)、图10(d)是前部区域另外一组测压孔阵列中的两个测压孔在侧滑角＝3°、6°，以及不同马赫数下的迎角受感特性曲线；

图11是列举了不同状态下的侧滑角受感特性曲线示例，其中图11(a)、图11(b)是基于飞行器前部区域同一测压孔阵列中的两个测压孔，经计算得到的迎角＝4°、8°，以及不同马赫数下的侧滑角受感特性曲线，图11(c)、图11(d)是前部区域另外一组测压孔阵列中的两个测压孔在迎角＝＝4°、8°，以及不同马赫数下的侧滑角受感曲线。

图12是列举了不同状态下的马赫数受感特性曲线，其中图12(a)是基于飞行器中部区域第3个测压孔阵列在侧滑角＝6°，以及不同迎角下的马赫数受感特性曲线，图12(b)是中部区域第4个测压孔阵列在侧滑角＝6°，以及不同迎角下的马赫数受感特性曲线。

图13是列举了不同状态下的静压受感特性曲线，其中，图13(a)是中部区域不同测压孔阵列在侧滑角＝0°、迎角＝0°下的静压受感特性曲线，图13(b)是中部区域不同测压孔阵列在侧滑角＝5°、迎角＝5°下的静压受感特性曲线；

图14是气体绕物体表面流动形式图示；

图15是某飞行器FADS系统校核结果；

图16是某飞行器分别采用传统空速管的测量值和本发明的方法试飞结果对比，其中图16(a)是侧滑角曲线对比，图16(b)是迎角曲线对比。

具体实施方式

下面结合附图和实施例对本发明的技术方案进行详细的说明。

实施例

本发明的实施例提出了一种无驻点形式的FADS系统测压孔设计方法。

本方法选取具有代表性的飞行器外形，对所述方法加以说明。图5是某钝头体模型，共设计45个测点，分布于12个测压截面，其中，第1个截面1个测点，其余截面均为4个测点。图6是某尖头体模型，图中数字代表测压孔的编号，“()”中数字代表该测压孔的编号，并且该测压孔在其上方编号测压孔的背面，例如：“(4)”表示4号测压孔在2号测压孔的背面。

之所以选择这两种典型、简洁的气动外形进行问题叙述，一是因为它们都可以在头部开设驻点，而本方法却不必开设驻点；二是因为便于问题的原理性叙述。当然，在实际的使用中，并不仅限于这两种简单的外形。我们在实际工作中，还为某飞翼外形，如图7(a)和图7(b)所示的飞行器设计了FADS系统。

对于飞行器大气数据系统设计而言，用于感知飞行过程中流过飞行器表面气流压力的测压孔位置的正确选择，是整个系统的前提和基础。压力孔位选择不恰当、不合理，那么后续再好的解算方法都难以解算出准确的大气数据参数。

在飞行器大气数据系统的孔位选择与气动设计中，具有“既相互矛盾又相互关联”的特点。只有在其飞行包线范围内，实现“敏感”与“迟钝”矛盾的有机统一，才能设计出可靠、实用、高效的嵌入式大气数据系统。通俗而言：设计用于解算迎角、侧滑角的压力孔，要求压力孔对迎角、侧滑角的变化较为“敏感”；而设计用于解算空速、静压的压力孔，则要求所选压力孔对迎角、侧滑角的变化较为“迟钝”。

利用空气动力学基本理论与气体流动特性，结合上述设计理论、准则，并考虑规避驻点的设计约束条件，提出本方法。

本方法设计要点、设计思路解释如下：

1、规避驻点开孔

无需驻点，无需总压数据P₀。

这也是本方法不同于已有方法之处。前已有述，这里不再赘述。

2、在飞行器表面恰当区域，遴选两组分别独立、“+”型分布的压力孔

这里，使用“遴选”这个词，通俗讲就是“海选”。即：在一系列可选、备选的测压孔中，如图8所示,，根据设计准则(后续有述)，最终选出性能满足要求的几个测压孔，来完成FADS系统的组建。

如何从这一系列不同位置处的测压孔中，选择出性能满足要求的测压孔？这是本方法的核心内容，即：设计准则、选取方法。

我们在飞行器表面不同位置开设分布形式类似的“+”型分布压力孔。通过下列计算方法与孔位组合形式，在众多测压孔中遴选出气动性能最佳的测压孔，从而确定本FADS系统压力孔具体位置。根据空气动力学基本原理及相似准则，此处定义Ka、Kb、Km、Kp四个无量纲系数，用以可视化的评判每组测压孔组合的气动特性，如图8所示。备选的测压孔有很多，要将可选/备选的测压孔压力数据按照下述公式，一一组合、计算、绘制曲线，因此会有很多曲线。通过观察、判断这些众多的特性曲线的性能，从而最终选出合适的测压孔，及其组合形式；其在整个FADS系统的孔位设计过程中起到联系测压孔压力数据与气动特性的作用。

为简化叙述，我们以其中某一压力孔组合形式，为介绍对象，如图8所示。本方法的测压孔一般均位于模型前部、模型中部，前后两组测压，即可完成FADS系统的组建。选择前部测压孔的原因在于，前部测压孔对于气流的感知较为敏感，特别是用于感知、测量迎角、侧滑角参数；选择中部测压孔的原因在于，中部测压孔对于(因飞行状态的改变而导致的气流变化)气流的感知不甚敏感，主要用于感知、测量来流静压、飞行速度。前后两组测压孔相互搭配，完成FADS系统的组建。

这些孔位及其遴选公式，既相互独立，又相互联系，共同遴选出所需的FADS系统所需测压孔。理论上，前后共计8个测压孔即可组成一个完整的FADS系统；且不需要驻点。

气动特性计算公式如下：

迎角系数K_an为：

其中，K_an为飞行器前部区域第n个测压孔阵列的迎角系数，P_下n,P_上n分别为飞行器前部区域第n个测压孔阵列的上测压孔和下测压孔的压力数据，N表示飞行器前部区域共有N个测压孔阵列；

所述侧滑角系数K_bn为：

其中，K_bn为飞行器前部区域第n个测压孔阵列的侧滑角系数，P_左n,P_右n分别为飞行器前部区域第n个测压孔阵列的左测压孔和右测压孔的压力数据。

侧滑角系数K_bn为：

其中，K_bn为飞行器前部区域第n个测压孔阵列的侧滑角系数，P_左n,P_右n分别为飞行器前部区域第n个测压孔阵列的左测压孔和右测压孔的压力数据。

马赫数系数K_{M_mn}为：

其中，P_上m,P_下m,P_左m,P_右m分别为飞行器中部区域第m个测压孔阵列的上、下、左和右测压孔的压力数据，P_上n,P_下n分别为飞行器前部区域第n个测压孔阵列的上测压孔和下测压孔的压力数据，R表示飞行器中部区域共有R个测压孔阵列；

静压系数K_Pm为：

其中，P_∞为来流静压；q_∞为来流速压：q_∞＝0.7Ma²P_∞。

通过这一系列测压孔的压力数据和公式计算，会得到一系列数据。这些数据就是我们取舍测压孔的依据。将这些公式计算后的数据，画成曲线；通过审视这些曲线形态，便可遴选/取舍出所需测压孔。

这里摘录部分曲线予以解释、说明：不同测点组合形式(如Ka2、Ka5)、在不同状态(不同Ma数、不同侧滑角、随迎角变化)下Ka的特性曲线形态。为最终的选点提供直观的曲线图。图11、图12、图13的思路和图10完全一样。只是分别说明Kb、Km的形态。为最终的选点提供直观的曲线图。

迎角特性曲线Ka：如图10(a)、10(b)、10(c)和10(d)所示；

侧滑角特性曲线Kb：如图11(a)、11(b)、11(c)和11(d)所示，马赫数Km如图12(a)和12(b)所示；

静压特性曲线Kp如图13(a)和13(b)所示。

上述，每一个所求大气数据参数，都给出了其特性曲线。通过研判其曲线的优劣和特性，遴选出数据曲线所对应的测压孔。

判断曲线性能优劣的准则为：

每条曲线应单调变化、每条曲线的斜率应保持不变或在很小范围内波动。做这一系列技术要求的原因在于：保证后续解算过程中解的唯一性，避免出现多解，或出现解的偏差较大的情况。解算方法采用“牛顿最速下降法”，这一解算方法这里暂不讨论，本发明主要讨论孔位的选择方法。

上图中，有些曲线形态明显违背上述的遴选原则，则这些曲线所对应的测压孔就不适合组建FADS系统，应予以剔除，例如图10(c)和10(d)、11(d)。其曲线特性、形态明显“扭曲”。

本方法设计的FADS系统测压孔宏观分布形式，基本都是“+”型、或类“+”型分布，如图8、图9所示。

以下逐一解释设计思路。

之所以在飞行器表面前、后两个位置进行孔位设计，其思路为：

a、位于前部的“第一截面”测压孔，主要担负解算飞行器迎角、侧滑角的“角色”。因此，将这一组测压孔设置于飞行器前体区域，该区域所受气动/流动干扰小、有助于其能够迅速感知飞行器姿态改变带来的模型表面压力变化，进而准确解算出飞行姿态。这利用了前述的“用于解算迎角、侧滑角的压力孔，要求压力孔对迎角、侧滑角的变化较为“敏感””设计思路。

b、位于中部的“第二截面”测压孔，主要担负解算飞行器飞行速度和来流静压。将这一组测压孔设置于飞行器中部区域，该区域测点压力所受飞行器姿态的干扰较小，有助于其能够准确感知飞行器速度、及来流静压，进而准确解算出空速、来流静压。这利用了前述的“设计用于解算空速、静压的压力孔，则要求所选压力孔对迎角、侧滑角的变化较为“迟钝””设计思路。中部区域通常是圆柱体等值段中部，平坦光滑，具体结合飞行器形状综合选取。

c、之所以在每个测压截面，按“+”型分布压力孔，设计思路为：

这主要还是从空气动力学基本理论来说，如图14所示。

对于解算迎角(与之对应的是纵向气流流动形式。)的测压孔而言，其上下分布，最大限度的保证了测压孔对于模型迎角姿态的感知与解算；

对于解算侧滑角(与之对应的是横向气流流动形式。)的测压孔而言，其左右分布，最大限度的保证了测压孔对于模型侧滑角姿态的感知与解算；

而对于解算飞行速度、气压高度的测压孔而言，其周向分布形式，最大限度的抵消了因模型姿态改变，而导致的压力数据的波动。我们通过对其压力数据进行平均处理，可一定程度抵消这一数据波动。

3、这些压力孔准确位置的确定方法与技术手段

上述，给出了FADS系统设计的方法与选取准则。最终的孔位选择，应通过空气动力学基本理论、CFD手段、风洞试验等方式，获取每一个压力孔压力数据，经上述方法遴选优化后，便可确定下来。

孔位选定后，通过解算方法，便可求解出所需大气数据参数。

系统校核与验证：

前已有述，对于飞行器而言的大气数据参数，主要指的是：姿态(迎角、侧滑角)飞行空速/速度、气压高度、升降速度等。

如图15所示。

这里，给出我们设计的一个FADS系统及其校核结果。以此，检验孔位选择的合理性。

我们以迎角、侧滑角、马赫数(Ma)这几个参数为叙述对象，通过校核结果、或实际飞行结果，来检验/衡量系统的合理性。如图16(a)和16(b)所示，为一个飞行器的试飞结果数据对比，在飞行过程中，随时在测量数据。图中ksg表示传统空速管测值，fads表示采用本发明方法的嵌入式大气数据系统测值。图16(a)纵轴是beta，表示试飞过程中侧滑角的测量值；图16(b)纵轴是alpha，表示试飞过程中迎角的测量值，横轴表示时间历程，单位是秒(s)。

从解算结果看，迎角误差alpha_err总体维持在0.1°水平，侧滑角误差beat_err总体维持在0.1°水平，马赫数误差Ma_err总体维持在0.001°水平。这一误差水平，满足FADS系统误差要求。这表明，孔位的选择是合理的。

创新点

本发明相较于神经网络，具有成本低、便于移植等优点。

本发明相较于本领域广泛使用的三点法，具有如下创新点：

a、无需驻点。对于经历严酷的气动加热环境的再入飞行器而言，具有工程实用性。至少提供了一种新的设计方法和解决方案；

b、孔位选择思路简洁，其思路具有可移植性。针对不同气动外形的飞行器，均可采用“前后两排、“+”型分布压力孔”这一总体思路，进行测压孔位的初步设定；再通过必要的CFD模拟及风洞试验获取压力数据后，以特性曲线的优劣遴选测压孔位。这样的设计思路和套路，避免的设计的盲目性、重复劳动，使得设计更有针对性。

而三点法，对于测压孔在模型表面的位置要求严格(圆心角、圆周角都有要求)。在具体实施中，会带来困难；有时甚至无法找出合适的压力孔安放位置。

c、基于压力孔位数据的特性曲线，能够清晰的反映出压力孔气动特性，有助于迅速判断出其是否可以用来组建FADS系统。这使得设计更具可操作性。

而三点法，并未给出清晰的测压孔位置、气动特性选取准则；不便于技术移植与具体操作。

d、所需测压孔数目并未大幅增加。一冗余度情况下，三点法需要5个测压孔；本方法需要6-8个测压孔，且可应对严酷的气动加热环境。测压孔无需大量增加，对于系统的复杂程度、能源需求、维护等方面并未增加明显负担。

最后所应说明的是，以上实施例仅用以说明本发明的技术方案而非限制。尽管参照实施例对本发明进行了详细说明，本领域的普通技术人员应当理解，对本发明的技术方案进行修改或者等同替换，都不脱离本发明技术方案的精神和范围，其均应涵盖在本发明的权利要求范围当中。

Claims (3)

1.一种无驻点形式的FADS系统测压孔设计方法，所述方法包括：

沿飞行器的轴线方向，从飞行器的前部至中部，分别截取若干个横截面，每个横截面设置一个测压孔阵列，所述测压孔阵列包括4个测压孔，呈“+”型分布，每个测压孔对应连接一个压力传感器；

根据每个测压孔对应的压力传感器所采集的压力数据，计算相应的气动参数；

根据孔位选取准则，结合气动特性从飞行器前部和中部各选取一个测压孔阵列，从而完成无驻点形式的FADS系统测压孔设计；

所述根据每个测压孔对应的压力传感器所采集的压力数据，计算相应的气动参数；具体包括：

对于飞行器前部区域，由每个测压孔阵列采集的4个压力数据，计算得到迎角系数和侧滑角系数；

对于飞行器中部区域，由每个测压孔阵列采集的4个压力数据，并结合飞行器前部区域的一个测压孔阵列，共同计算得到马赫数系数和静压系数；

所述根据孔位选取准则，结合气动特性从飞行器前部和中部各选取一个测压孔阵列，从而完成无驻点形式的FADS系统测压孔设计；具体包括：

以迎角系数为纵轴，迎角为横轴，绘制迎角受感特性曲线；

以侧滑角系数为纵轴，侧滑角为横轴，绘制侧滑角受感特性曲线；

以马赫数系数为纵轴，马赫数为横轴，绘制马赫数受感特性曲线；

以静压系数为纵轴，马赫数为横轴，绘制静压受感特性曲线；

根据上述受感特性曲线，从前部和中部各选取一个测压孔阵列，使得所选取测压孔阵列的每条受感特性曲线均满足单调变化，并且斜率保持不变或在预设的范围内波动。

2.根据权利要求1所述的无驻点形式的FADS系统测压孔设计方法，其特征在于，所述迎角系数K_an为：

其中，K_an为飞行器前部区域第n个测压孔阵列的迎角系数，P_下n,P_上n分别为飞行器前部区域第n个测压孔阵列的上测压孔和下测压孔的压力数据，N表示飞行器前部区域共有N个测压孔阵列；

所述侧滑角系数K_bn为：

其中，K_bn为飞行器前部区域第n个测压孔阵列的侧滑角系数，P_左n,P_右n分别为飞行器前部区域第n个测压孔阵列的左测压孔和右测压孔的压力数据。

3.根据权利要求2所述的无驻点形式的FADS系统测压孔设计方法，其特征在于，所述马赫数系数K_{M_mn}为：

其中，P_上m,P_下m,P_左m,P_右m分别为飞行器中部区域第m个测压孔阵列的上、下、左和右测压孔的压力数据，P_上n,P_下n分别为飞行器前部区域第n个测压孔阵列的上测压孔和下测压孔的压力数据，R表示飞行器中部区域共有R个测压孔阵列；

所述静压系数K_Pm为：

其中，P_∞为来流静压，q_∞为来流速压：q_∞＝0.7Ma²P_∞，Ma为马赫数。

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