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(duì)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(cè)量為特點(diǎn)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(duì)于此,本文以先進(jìn)飛行器大氣數(shù)據(jù)測(cè)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(cè)量、容錯(cuò)技術(shù)中的關(guān)鍵問題,提高大氣數(shù)據(jù)的測(cè)量精度、測(cè)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(cè)壓孔壓力信息測(cè)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(duì)FADS的測(cè)壓孔布局存在較強(qiáng)的約束性。針對(duì)這一問題,論文提出了弱化測(cè)壓孔配置約束條件的FADS解析計(jì)算方法,該方法可利用4個(gè)不共面的測(cè)壓孔壓力數(shù)據(jù)直接獲得攻角、側(cè)滑角、動(dòng)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(cè)壓孔,極大降低了FADS解析算法對(duì)測(cè)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(cè)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(duì)外置的大氣測(cè)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(cè)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(cè)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(duì)外置的大氣測(cè)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(yàn)用的測(cè)壓孔配置分布圖

南京航空航天大學(xué)博士學(xué)位論文測(cè)壓孔配置約束條件的FADS解析算法仿真驗(yàn)證出的FADS解析計(jì)算方法能夠處理一般測(cè)壓孔配置下的FADS大氣參驗(yàn)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(cè)壓孔2.3所示的測(cè)壓孔配置方案�？梢钥闯觯撆渲迷�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(jì)算誤差曲線圖

本文編號(hào)：3942908