FADS系统在飞翼布局飞行器上的应用研究

针对飞翼布局飞行平台对高精度迎角、侧滑角的依赖性,设计了一种采用安装于机头表面的测压孔和机翼前缘的测压孔相结合的FADS系统应用方案,给出了其空气动力学模型,并将该FADS系统与惯性系统相结合来提高机动情况下大气数据的测量精度。由于该系统以FADS测量结果为基础,所以可以保证最后输出结果的精度要求,而且还克服了FADS系统延时的影响,其计算复杂性基本没有增加,满足实时性要求,易于工程实现。     

嵌入式大气数据传感系统风洞标定试验研究

首先分析了嵌入式大气数据传感(Flush Airdata Sensing,FADS)系统的空气动力学模型,对于钝头布局的FADS系统,风洞试验需对迎角误差、侧滑角误差以及形压系数进行标定;对于锥形或非规则布局的FADS系统,空气动力学模型还需要通过风洞试验或飞行试验确定。选取锥形头部模型为试验对象在FD-06风洞中进行超声速试验,模型表面压力分布趋势合理可靠,试验表明:可使用纵平面的对称测压点压力差值解算迎角,使用水平面的对称测压点压力差值解算侧滑角。     

FADS系统参数的解算和校正方法

<正>嵌入式大气数据传感(Flush Airdata Sensing,FADS)系统是一种通过嵌入在飞行器前端或者机翼前缘的压力传感器阵列来测量飞行器表面测压孔的压力,并由测得的测压孔压力通过特定的解算算法来获得大气数据的传感系统。1 FADS系统的空气动力学模型通过将位势流模型与修正的牛顿流模型用形压系数ε相结合得到FADS的空气动力学模型。形压系数ε是马赫数Ma∞、当地迎角αe与当地侧滑角βe的函数。入射     

高超声速飞行器FADS算法研究

应用BP神经网络开展高超声速飞行器嵌入式大气数据系统(FADS)算法研究。采用自主研发CACFD软件平台求解欧拉方程,计算获得飞行器头部的压力分布作为神经网络样本训练的输入,对应的来流状态,如静压、马赫数、迎角和侧滑角作为样本的目标训练神经网络,建立基于BP神经网络FADS求解算法,并进行测试研究。研究表明,基于神经网络技术的FADS算法具有较好的鲁棒性和求解精度,实时性强,是一种非常有效的求解算法。研究结果得出,一定样本数范围内,FADS的求解精度随着样本数增加而提高;算法的平均误差随着测压点的增加而减小;包含大锥角位置测压点的布点组合,明显比只有小锥角测压点布点组合的求解结果平均误差要小;去掉顶点测压点,对算法的求解结果影响不大;1%压力测量误差时,神经网络泛化性能表现非常稳定。     

基于奇偶方程的FADS传感器故障检测方法

重复使用运载器（RLV）的嵌入式大气数据传感系统（FADS）中传感器的高可靠性是RLV飞行控制系统高可靠性的保障。结合FADS采用多个测压点冗余配置的特点,利用各传感器测量值之间存在的解析冗余关系,设计奇偶方程,实现对各个测压点故障传感器的有效检测。     

FADS/INS组合法迎角、侧滑角测量方法研究

嵌入式大气数据传感(FADS)系统比传统迎角、侧滑角传感器在测量精度、可靠性、隐身性能上都具有较大的优势,因此该系统可被应用于各型飞行器上。但由于该系统在获得大气参数方面存在延时,所以,它在飞行器机动飞行状态下,迎角和侧滑角的测量精度会下降。针对这一问题,本文提出了以FADS测量结果为基础,采用惯性导航系统(INS)测量的迎角、侧滑角变化量进行修正的FADS/INS组合法迎角、侧滑角测量方法。理论分析和仿真结果表明,该组合系统在飞行器处于平稳和机动飞行时,对迎角、侧滑角的测量均能获得较高精度。     

基于神经网络的类乘波体飞行器FADS算法研究

大气数据是飞行器飞行的重要参数,大气数据系统是必备的机载航电系统。嵌入式大气数据系统（FADS）是新一代大气数据系统,可用于类乘波体飞行器。飞行器外形特殊,大飞行包线内FADS压力场模型复杂,解算算法尚不完备。针对飞行器的特点,利用三维几何建模和计算流体动力学（CFD）计算的方法,分析FADS压力场模型特性,设计并验证了基于神经网络的类乘波体飞行器FADS算法,结果表明,算法对马赫数、攻角和侧滑角大气参数的解算可行有效。     

尖楔前体飞行器FADS系统的神经网络算法

对人工神经网络算法在尖楔前体飞行器用嵌入式大气数据传感系统(Flush Air Data Sensing System,FADS)中的应用进行了探讨。针对该FADS系统存在的建模困难及解算精度低的问题,采用BP神经网络算法代替传统的空气动力学模型,通过合理选择网络结构参数及训练验证,分别建立了FADS系统的含有单隐含层的三层网络模型及含有双隐含层的四层网络模型,对攻角、侧滑角、自由来流静压及马赫数等参数进行求解。数值仿真结果表明,建立的用于尖楔前体飞行器的FADS系统的神经网络算法求解精度较高,且含有双隐含层的网络模型精度优于单隐含层的模型精度。     

嵌入式大气数据传感系统压力传感器设计研究

嵌入式大气数据传感(FADS)系统较之传统的大气数据系统有很大的优势,它依靠飞行器前端的压力传感器间接得到飞行大气数据.在本文中,首先简要介绍了FADS系统的压力模型;然后通过分析压力传感器几何外形设计对系统性能的影响,建立了压力传感器的动力学模型,并提出了FADS系统中的压力传感器的设计准则;最后给出了仿真结果.     

高超声速飞行器嵌入式大气数据传感系统测压点布局

<正>精确测量大气飞行数据对于现代飞行器是至关重要的,全部的大气飞行数据可以由迎角、侧滑角等数据描述,利用这些参数,其他大气数据便可以推算出来。对于高超声速飞行器,随着速度的增加,温度逐渐升高,飞行环境便越来越恶劣,传统的大气数据传感系统已经不能满足高超声速的飞行状态。嵌入式大气数据传感(Flush Air Data Sensing,FADS)系统可以适应高超声速飞行时的高热状态,它通过机头表面压强测量值,通过一定的算法,可以得     

针栓喷注器径向孔形状对喷雾特性影响实验研究

径向孔型针栓喷注器是目前所用的针栓喷注器中广泛应用的构型,径向孔的构型直接影响其喷雾特性,包括空间分布特性和雾化性能.在保持总流通面积和阻塞比(BF)一致的前提下,设计加工了4种结构的径向孔型液液针栓喷注器,并通过冷试试验具体研究了径向孔的几何形状及高宽比对喷雾形态、喷雾锥角、喷雾浓度分布特性和雾化性能的影响.采用背景...     

加工工艺对航空发动机燃油喷嘴性能的影响研究

介绍了喷嘴主要构件的技术要求和加工工艺。通过试验得到喷嘴的流量特性、喷雾锥角、索特尔平均直径的分布规律。喷嘴的SMD随供油压力的增大而减小,当压力增大到一定程度时,SMD趋于不变;喷雾锥角基本不随压力的改变而改变。对10个试验喷嘴测量数据的拟合和方差分析结果表明:喷嘴流量与喷口半径的平方、旋流槽截面积成比例。在生产中,可以按小公差加工喷口和旋流槽,流量不足时,可采取加大旋流槽尺寸或增大研磨喷口(尢其是主喷口)的半径的措施,以增大喷雾锥角。     

圆锥高超声速湍流边界层转捩试验研究

主要介绍了一种用于高超声速湍流边界层表面参数测量的试验方法,利用边界层的表面热流值,作为判断边界层转捩与否的依据,开展边界层攻角效应转捩特性试验研究.试验在我院FD-20炮风洞中进行,马赫数为6,试验模型是半锥度5°的圆锥模型.开展了对于圆锥模型,头部半径对转捩位置的影响,小攻角情况下对圆锥模型转捩位置的影响,并且获得了在2°和3°攻角情况下圆锥模型的攻角效应转捩全局曲线.试验结果证实了,在小攻角下,随着攻角的增加,边界层迎风面转捩位置向后移动,背风面转捩位置向前移动.     

飞行器级间段跨声速脉动压力特性试验

通过脉动压力风洞试验测量，对比分析了跨声速（马赫数介于0.75~1.2）不同锥角和锥长大小的级间段对锥柱外形飞行器局部脉动压力的影响规律。结果表明，肩部脉动压力主要由以低频为主导的激波振荡所致，能量集中在100 Hz左右的窄带区间，且表现为随着马赫数增加，脉动压力系数峰值先增大后减小，并随着肩部激波的后移而不断向后推移。此外，通过对比分析5种不同锥角模型（10°、12.7°、15.3°、20°、25°）的脉动压力系数最大值发现，随着锥角的增加，脉动压力表现出当锥角小于15°时先平缓增加，随着锥角增大脉动压力系数增加幅度进一步加大的趋势。对比分析不同锥长模型的结果发现，锥长对局部脉动压力的最大峰值几乎没有影响，影响的只是脉动压力在肩部作用区域的大小以及峰值出现的马赫数范围，且表现为锥柱级间段越长其作用范围越大，对应于峰值的马赫数区间越宽。     

PIV技术在前体非对称涡结构研究中的应用

介绍了北航D4风洞PIV系统的布置及具体实验方案,在此基础上实现了PIV技术在前体非对称涡流动结构研究中的应用。在迎角50°、Re=0．14×10°～0．55×106时,对旋成体X／D=2和3．35截面流动结构进行研究。结果表明,随着胁数的增加截面上流动结构存在从非对称二涡向三涡发展的趋势;在亚临界区,旋涡对非对称压力分布的影响起主要作用;在临界起始发展区及临界区,边界层流动状态及其分离形态对非对称压力分布的影响起主要作用;前体非对称涡沿轴向由二涡向三涡的发展状态在临界起始发展区比亚临界区将向更上游的位置发生。     

双路离心喷嘴雾化特性的PDPA实验研究

采用相位多普勒粒子分析仪（PDPA）对某型航空发动机双路离心喷嘴的雾化特性进行了实验研究。PDPA可直接测得测点处的喷雾液滴的尺寸分布和速度大小,并据此求出了测点处的索特尔平均直径SMD和液滴的平均速度。在喷雾锥三个横截面上进行了测量,得到了SMD的空间分布,据此得到了喷雾锥的锥角,并与光学照相和计算机图像处理测得喷雾锥角进行了对比。实验结果表明：液滴尺寸随着供油压力的增大而减小,当压力增大到一定程度时,液滴尺寸趋于不变;当主、副油路分别单独工作时,随测量横截面与喷口之间距离Z的增加,SMD减小;在供油压力不变时,同一个测量横截面内,随着径向距离X的增加SMD值变化不大;喷雾锥角基本不随供油压力改变而变化。     

飞行器大迎角非对称涡与气动特性的实验研究

针对飞行器大迎角绕流的非对称气动特性,采用变湍流度技术,通过对细长体和翼身组合体模型的实验研究,分析了湍流度和人工扰动对飞行器大迎角流动非对称性的影响规律。实验结果表明,湍流度和人工扰动对飞行器大迎角情况下的非对称流动特性影响显著。     

高扰动燃油喷嘴雾化试验

为改善航空发动机的燃油雾化、验证高扰动雾化方案应用于航空发动机燃油喷射的可行性,采用相位多普勒粒子分析仪(PDPA)及高速摄影技术,对不同夹角、不同孔径结构条件下的V形交叉孔高扰动喷嘴和单孔喷嘴的喷雾场粒子特性进行了测量。结果表明:随着供油压差增大,雾化锥角随之增大,索太尔平均直径(SMD)值随之减小;交叉孔结构对燃油雾化有明显促进作用,在相同的供油压差、出口截面积条件下,交叉孔的雾化锥角更大,SMD更小;在SMD相同时,交叉孔所需的喷射压力远小于圆直孔;随着交叉角的增加,雾化锥角、SMD均有明显改善;采用空气辅助能够有效增大雾化锥角、降低SMD值,但改善效果随气压增加而逐渐减弱。与传统单孔喷孔方案相比,高扰动喷孔能够在相同压力条件下极大的改善燃油雾化效果。