针对一种用于尖锥前体飞行器的嵌入式大气数据传感(Flush Air Data Sensing,FADS)系统的解算模型及精度进行研究。针对尖锥外形特征,首先基于钝头体FADS系统的理论模型确定其测压孔配置;然后对确定的测压孔进行典型状态的风洞试验测试,...针对一种用于尖锥前体飞行器的嵌入式大气数据传感(Flush Air Data Sensing,FADS)系统的解算模型及精度进行研究。针对尖锥外形特征,首先基于钝头体FADS系统的理论模型确定其测压孔配置;然后对确定的测压孔进行典型状态的风洞试验测试,并比对了数值计算数据与风洞试验数据;最后基于人工神经网络建模技术构建了FADS系统的网络解算模型及算法。结果表明:针对尖锥外形测压孔配置特征,基于人工神经网络建模技术的算法解算精度较好,迎角、侧滑角、静压、马赫数的网络输出值与试验值吻合较好,输出的测试误差(绝对值)分别小于0.1°、0.1°、50.0 Pa及0.01;同时也证实了人工神经网络算法在FADS系统中有进一步发展的空间。展开更多
为解决一种先进的新型机载传感器——嵌入式大气数据传感器(flush air data sensing,FADS)的故障诊断问题,提出了一种新的方法。基于CFD软件和空气动力学知识获得数据库并建立高精度FADS模型。以系统数学模型为基础,经过严格的公式推导...为解决一种先进的新型机载传感器——嵌入式大气数据传感器(flush air data sensing,FADS)的故障诊断问题,提出了一种新的方法。基于CFD软件和空气动力学知识获得数据库并建立高精度FADS模型。以系统数学模型为基础,经过严格的公式推导得到故障情况下各组信号的分布特点。为了降低虚警率,基于统计学知识设计了告警次数阈值。为了验证新提出方法的有效性,在不同方差的测量噪声情况下分别将所提方法与以往该领域中被广泛采纳的基于奇偶方程和卡方χ2分布的2种传统方法进行了对比与分析。结果表明,与以往FADS系统的故障诊断方法相比,新提出方法具有更高的诊断精度和更强的抗干扰性。展开更多
为了提升一种先进的新型机载传感器——嵌入式大气数据传感器(flush air data sensing,FADS)的测量精度,以正态云模型和多目标规划(multi-objective programming,MOP)为出发点,在原有的“三点法”基础上提出一种新的改进方法。基于CFD...为了提升一种先进的新型机载传感器——嵌入式大气数据传感器(flush air data sensing,FADS)的测量精度,以正态云模型和多目标规划(multi-objective programming,MOP)为出发点,在原有的“三点法”基础上提出一种新的改进方法。基于CFD软件得到的数据库和亚音速及超音速情况下的空气动力学知识建立高精度FADS系统模型,利用正态云模型对测量信号的不确定性和随机性进行量化分析,在对系统冗余信号的融合过程中,基于多目标规划中的松弛变量法和拉格朗日乘子法提出一种新的计算客观权重方法。仿真结果表明,与传统方法相比,新提出的基于云模型和多目标规划的方法可将测量精度提升3.2%,测量数据的离散程度降低68.88%。展开更多
针对先进高性能飞行器对高精度大气数据的测控需求,研发设计了一套适用于亚声速飞行器的嵌入式大气数据传感(flush air data sensing,FADS)系统。该系统首先基于数值建模技术建立了FADS系统模型的压力数据库,并针对建模数据精度及风洞...针对先进高性能飞行器对高精度大气数据的测控需求,研发设计了一套适用于亚声速飞行器的嵌入式大气数据传感(flush air data sensing,FADS)系统。该系统首先基于数值建模技术建立了FADS系统模型的压力数据库,并针对建模数据精度及风洞试验校准数据分析了Ma=0.2~0.4对应的压力误差限;其次,开发了攻角实时解算算法,并集成到工程原理样机中;最后基于风洞试验和飞行试验对FADS系统的实时解算算法及样机进行了系统评估,并通过事后模型算法对攻角进行重新解算以评估攻角实时解算算法的可靠性。结果表明:(1)与机载惯性导航系统等其他独立测试系统解算的数据相比,飞行试验中FADS系统采用的攻角实时解算方法精度整体较好,攻角误差小于1°,在关键段小于0.5°;基于不同模型建立的FADS系统攻角解算方法得到的攻角数值基本一致,证实了开发的实时解算算法的可靠性。(2)基于风洞试验及飞行试验数据对算法误差限的考核结果显示,飞行试验初始阶段实时解算的攻角值产生波动是压力输入波动误差限较大造成的,高空低速时的压力波动幅值大是实时解算攻角值偏差较大的主要原因;建立的FADS系统的攻角解算方法在算法误差限范围内的压力波动对攻角解算值影响较小,但超过算法误差限的压力波动对攻角解算值影响显著。高空低速飞行器FADS系统对测压传感器精度水平及工程实施水平要求较高,在实际工程应用中应尽量保证测压传感器的精度水平。展开更多
研究了一种新型的空速测量方法。通过引入大气声学中的有效声速概念,建立了稳定气流作用下声矢量传感器阵列的近场输出模型,模型的阵列流形矢量中包含了待估计的空速信息。在此基础上提出了一种基于多重信号分类(multiple signal classi...研究了一种新型的空速测量方法。通过引入大气声学中的有效声速概念,建立了稳定气流作用下声矢量传感器阵列的近场输出模型,模型的阵列流形矢量中包含了待估计的空速信息。在此基础上提出了一种基于多重信号分类(multiple signal classification,MUSIC)的空速估计(airspeed estimation,ASE)算法,该算法可用于对空速的高精度估计。为了降低计算复杂度,进一步提出了一种快速的空速估计(fast airspeed estimation,FASE)算法,该算法虽然在ASE的精度上不如MUSIC-ASE算法,但无需谱搜索,具有更强的实时性。最后,对算法的估计性能进行分析,推导了ASE的克拉美-罗界表达式。仿真实验验证了算法的有效性。展开更多
可重复使用飞行器是目前航天领域的研究热点,而对于高速再入飞行器在再入大气层时,获得准确的迎角、侧滑角和动压等飞行参数对于控制稳定具有至关重要的作用。传统的外伸式空速管和迎角/侧滑角传感系统在高速状态下会下会引发一系列结...可重复使用飞行器是目前航天领域的研究热点,而对于高速再入飞行器在再入大气层时,获得准确的迎角、侧滑角和动压等飞行参数对于控制稳定具有至关重要的作用。传统的外伸式空速管和迎角/侧滑角传感系统在高速状态下会下会引发一系列结构和防热问题,且无法适用于大迎角飞行状态。针对上述问题,设计了嵌入式大气数据系统(Flush air data system,FADS)。FADS以嵌入在机身表面的多测压孔压力信息测量为基础,结合压力分布模型进行大气参数的求解。分别通过试验室试验对FADS算法的正确性以及风洞试验对FADS全系统的适应性进行了验证。试验结果可以有效地对FADS的性能进行评估。展开更多
文摘针对一种用于尖锥前体飞行器的嵌入式大气数据传感(Flush Air Data Sensing,FADS)系统的解算模型及精度进行研究。针对尖锥外形特征,首先基于钝头体FADS系统的理论模型确定其测压孔配置;然后对确定的测压孔进行典型状态的风洞试验测试,并比对了数值计算数据与风洞试验数据;最后基于人工神经网络建模技术构建了FADS系统的网络解算模型及算法。结果表明:针对尖锥外形测压孔配置特征,基于人工神经网络建模技术的算法解算精度较好,迎角、侧滑角、静压、马赫数的网络输出值与试验值吻合较好,输出的测试误差(绝对值)分别小于0.1°、0.1°、50.0 Pa及0.01;同时也证实了人工神经网络算法在FADS系统中有进一步发展的空间。
文摘为解决一种先进的新型机载传感器——嵌入式大气数据传感器(flush air data sensing,FADS)的故障诊断问题,提出了一种新的方法。基于CFD软件和空气动力学知识获得数据库并建立高精度FADS模型。以系统数学模型为基础,经过严格的公式推导得到故障情况下各组信号的分布特点。为了降低虚警率,基于统计学知识设计了告警次数阈值。为了验证新提出方法的有效性,在不同方差的测量噪声情况下分别将所提方法与以往该领域中被广泛采纳的基于奇偶方程和卡方χ2分布的2种传统方法进行了对比与分析。结果表明,与以往FADS系统的故障诊断方法相比,新提出方法具有更高的诊断精度和更强的抗干扰性。
文摘为了提升一种先进的新型机载传感器——嵌入式大气数据传感器(flush air data sensing,FADS)的测量精度,以正态云模型和多目标规划(multi-objective programming,MOP)为出发点,在原有的“三点法”基础上提出一种新的改进方法。基于CFD软件得到的数据库和亚音速及超音速情况下的空气动力学知识建立高精度FADS系统模型,利用正态云模型对测量信号的不确定性和随机性进行量化分析,在对系统冗余信号的融合过程中,基于多目标规划中的松弛变量法和拉格朗日乘子法提出一种新的计算客观权重方法。仿真结果表明,与传统方法相比,新提出的基于云模型和多目标规划的方法可将测量精度提升3.2%,测量数据的离散程度降低68.88%。
文摘针对先进高性能飞行器对高精度大气数据的测控需求,研发设计了一套适用于亚声速飞行器的嵌入式大气数据传感(flush air data sensing,FADS)系统。该系统首先基于数值建模技术建立了FADS系统模型的压力数据库,并针对建模数据精度及风洞试验校准数据分析了Ma=0.2~0.4对应的压力误差限;其次,开发了攻角实时解算算法,并集成到工程原理样机中;最后基于风洞试验和飞行试验对FADS系统的实时解算算法及样机进行了系统评估,并通过事后模型算法对攻角进行重新解算以评估攻角实时解算算法的可靠性。结果表明:(1)与机载惯性导航系统等其他独立测试系统解算的数据相比,飞行试验中FADS系统采用的攻角实时解算方法精度整体较好,攻角误差小于1°,在关键段小于0.5°;基于不同模型建立的FADS系统攻角解算方法得到的攻角数值基本一致,证实了开发的实时解算算法的可靠性。(2)基于风洞试验及飞行试验数据对算法误差限的考核结果显示,飞行试验初始阶段实时解算的攻角值产生波动是压力输入波动误差限较大造成的,高空低速时的压力波动幅值大是实时解算攻角值偏差较大的主要原因;建立的FADS系统的攻角解算方法在算法误差限范围内的压力波动对攻角解算值影响较小,但超过算法误差限的压力波动对攻角解算值影响显著。高空低速飞行器FADS系统对测压传感器精度水平及工程实施水平要求较高,在实际工程应用中应尽量保证测压传感器的精度水平。
文摘可重复使用飞行器是目前航天领域的研究热点,而对于高速再入飞行器在再入大气层时,获得准确的迎角、侧滑角和动压等飞行参数对于控制稳定具有至关重要的作用。传统的外伸式空速管和迎角/侧滑角传感系统在高速状态下会下会引发一系列结构和防热问题,且无法适用于大迎角飞行状态。针对上述问题,设计了嵌入式大气数据系统(Flush air data system,FADS)。FADS以嵌入在机身表面的多测压孔压力信息测量为基础,结合压力分布模型进行大气参数的求解。分别通过试验室试验对FADS算法的正确性以及风洞试验对FADS全系统的适应性进行了验证。试验结果可以有效地对FADS的性能进行评估。
