針對一種用于尖錐前體飛行器的嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感(Flush Air Data Sensing,FADS)系統(tǒng)的解算模型及精度進行研究。針對尖錐外形特征,首先基于鈍頭體FADS系統(tǒng)的理論模型確定其測壓孔配置;然后對確定的測壓孔進行典型狀態(tài)的風洞試驗測試,并比對了數(shù)值計算數(shù)據(jù)與風洞試驗數(shù)據(jù);最后基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)建模技術(shù)構(gòu)建了FADS系統(tǒng)的網(wǎng)絡(luò)解算模型及算法。結(jié)果表明:針對尖錐外形測壓孔配置特征,基于人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)建模技術(shù)的算法解算精度較好,迎角、側(cè)滑角、靜壓、馬赫數(shù)的網(wǎng)絡(luò)輸出值與試驗值吻合較好,輸出的測試誤差(絕對值)分別小于0.1°、0.1°、50.0Pa及0.01;同時也證實了人工神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法在FADS系統(tǒng)中有進一步發(fā)展的空間。

【文章頁數(shù)】：7 頁

【文章目錄】：
0 引言
1 FADS系統(tǒng)模型
2 典型尖錐外形測壓孔配置
3 風洞試驗
4 CFD驗證
5 RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)算法的建立
6 結(jié)果分析
7 結(jié)論



本文編號：4001742