大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)是飛機(jī)的重要機(jī)載航電設(shè)備,其性能直接影響飛行控制系統(tǒng),進(jìn)而影響飛行器的飛行質(zhì)量和作戰(zhàn)效能。對于下一代戰(zhàn)斗機(jī)、高超聲速飛行器等先進(jìn)飛行器來說,以侵入式測量為特點的傳統(tǒng)大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)難以適應(yīng)高熱高壓環(huán)境,在大馬赫數(shù)、大攻角、跨大氣層等惡劣飛行狀態(tài)難以有效工作。針對于此,本文以先進(jìn)飛行器大氣數(shù)據(jù)測量為研究背景,研究了嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)算法與大氣數(shù)據(jù)傳感信息融合關(guān)鍵技術(shù),旨在解決大氣數(shù)據(jù)測量、容錯技術(shù)中的關(guān)鍵問題,提高大氣數(shù)據(jù)的測量精度、測量范圍和可靠性。嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)(Flush Air Data System,FADS)以嵌入在機(jī)身表面的多測壓孔壓力信息測量為基礎(chǔ),結(jié)合壓力分布模型進(jìn)行大氣參數(shù)的求解。通過解析算法求解大氣參數(shù),能夠保證系統(tǒng)的穩(wěn)定性,但是對FADS的測壓孔布局存在較強的約束性。針對這一問題,論文提出了弱化測壓孔配置約束條件的FADS解析計算方法,該方法可利用4個不共面的測壓孔壓力數(shù)據(jù)直接獲得攻角、側(cè)滑角、動壓、靜壓以及總壓的解析結(jié)果。與常用的FADS解析算法相比,該方法不再依賴分布在垂直線的測壓孔,極大降低了FADS解析算法對測壓孔配置的幾何約束條件,提高了FA...

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圖1.2F-35機(jī)頭位置空速管示意圖

圖1.2F-35機(jī)頭位置空速管示意圖圖1.3A380機(jī)頭側(cè)邊大氣測量裝置示意圖（空速管、迎角/側(cè)滑角傳感器）1.2.2基于壓力傳感陣列的嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)現(xiàn)狀在跨音速、高超聲速飛行狀態(tài)下，飛行器與周圍空氣的劇烈摩擦對外置的大氣測量探頭帶來巨大的受力，由摩擦引起的高熱環(huán)....

圖1.3A380機(jī)頭側(cè)邊大氣測量裝置示意圖

圖1.2F-35機(jī)頭位置空速管示意圖圖1.3A380機(jī)頭側(cè)邊大氣測量裝置示意圖（空速管、迎角/側(cè)滑角傳感器）1.2.2基于壓力傳感陣列的嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)現(xiàn)狀在跨音速、高超聲速飛行狀態(tài)下，飛行器與周圍空氣的劇烈摩擦對外置的大氣測量探頭帶來巨大的受力，由摩擦引起的高熱環(huán)....

圖2.3試驗用的測壓孔配置分布圖

南京航空航天大學(xué)博士學(xué)位論文測壓孔配置約束條件的FADS解析算法仿真驗證出的FADS解析計算方法能夠處理一般測壓孔配置下的FADS大氣參驗證算法的有效性，結(jié)合應(yīng)用于X-33的嵌入式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)測壓孔2.3所示的測壓孔配置方案�？梢钥闯�，該配置在45的圓周上均在20....

圖2.5噪聲干擾下本章解析算法的大氣參數(shù)計算誤差曲線圖

本文編號：3942908