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针对典型超声速飞行器的头部外形,采用CFD数值模拟方法计算获得超声速飞行器头部测压点阵列的压力数据,设计了基于BP神经网络技术的求解算法和基于FPGA+DSP构架数字信号处理的解算机、飞行马赫数2.0~4.5的嵌入式大气数据传感系统实时解算方案。应用蒙特卡罗法分析测量总误差对算法模型的影响,并获得满足嵌入式大气数据传感系统设计目标要求的测量系统总误差。算法在解算机上完成1次计算所需时间1ms,完全可以满足嵌入式大气数据传感系统算法实时解算设计的要求。在1.2m×1.2m超声速风洞完成求解算法的实时解算试验,试验结果与风洞系统的测量结果基本吻合,系统在实时解算过程中未出现异常、能灵敏反映出来流参数变化、具有很好的鲁棒性和敏捷性。静压测量相对误差≤6.9%,马赫数测量误差0.1,迎角和侧滑角的测量误差均1°。最后还分析了试验误差影响因素,提出了试验改进的方法。 相似文献
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针对某型飞机给出了DFADS系统的构型描述,进行了DFADS的算法设计,算法采用了一种非物理映射的方法来建立各测压点压力和基本大气参数之间的关系.先是利用制定的多传感器数据表决规则表决出2~3对相关的测压点,然后通过建立相关测压点压力和其压力系数值之间的关系,利用这几对测压点的压力对事先建立的Cpi(α,β,Ma)映射关系表格数据库进行查表计算,从而得到当前的飞行状态.本文利用计算流体动力学(CFD)计算手段获得了332个飞行状态下飞机前机身14个测压点的表面压力系数数据,并以此为基础对DFADS的算法进行了仿真验证.结果表明,该DFADS的算法可以根据14个点的压力输入,正确地解算当前的大气参数. 相似文献
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基于相似理论提出一种通过变指数因子计算航空发动机风扇换算转速的改进方法.收集不同公司的某型航空发动机的巡航数据建立数据样本.采用支持向量回归机方法建立指数因子与大气温度的数学模型并利用遗传算法对模型参数进行寻优,进而得到由风扇指示转速和大气温度计算风扇换算转速的变指数因子模型.使用该模型对样本数据进行计算,并把结果与定指数因子方法求解的风扇换算转速进行对比,对改进算法与定指数法换算结果进行了误差分析.结果表明:改进后的变指数因子模型计算的航空发动机风扇换算转速具有更高的精度,同时具有良好的推广泛化性能,该方法是航空发动机风扇换算转速的一种有效算法,在航空发动机性能预测也具有实际的指导意义. 相似文献
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大气数据的精确测量对飞行器的导航与控制至关重要。相较于传统的探针式大气数据测量系统,嵌入式大气数据传感系统更适用于隐身性能要求、大迎角飞行要求的飞行器或高超声速飞行器。回顾了嵌入式大气数据传感系统的发展历程,介绍了该系统完整的组成部分及其工作原理,并指出该系统在应用时的四项关键技术(测压孔布局、气动模型及求解算法、校正算法、故障检测及管理技术),结合国外多种飞行器上该系统不同的应用方案,分别对比分析四项关键技术不同应用方式的优缺点;指出了该系统的四项关键技术均会影响系统精度及可靠性,实际应用中需综合考虑选择其应用方式;最后展望了该系统在未来航空航天领域的应用。 相似文献
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针对民用飞机在随机大气扰动下的乘坐品质问题,研究更符合实际的乘坐品质评价指标和方法。从大气紊流强度的概率特性出发,依据飞机对大气紊流响应与乘坐品质C准则之间的关系,推导了飞机乘坐品质C准则的概率指标公式。在此基础上,通过计算大气扰动的功率谱响应,给出了准则的计算方法,并以Boeing747飞机为例,具体说明了算法的实现和计算过程。所建立的乘坐品质的概率指标比传统的C指数更符合实际,计算方法简单有效,有工程实用价值。 相似文献
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为了实现载体三维运动姿态下的大气偏振模式表征,探究了载体非水平运动条件下的偏振光定向机理。利用一阶Rayleigh散射特性,融合微惯性信息,提出了一种适用于载体三维运动的大气偏振模式对称定向算法。首先,建立了大气偏振模式仿真模型,求得不同水平角下大气偏振模式分布;其次,采用基于梯度计算与定点约束下直线拟合的方法准确提取大气偏振模式分布的对称线,计算偏振角梯度分布,使用定点约束与最小二乘法对特征点进行直线拟合得到对称线;最后,融合微惯性提供的水平角信息,建立了三维运动条件下的对称大气偏振模式定向模型。对所提出的算法进行了实验测试,当载体俯仰角为10°时,融合水平角的三维定向结果均方根误差从5.4592°减小至1.3741°。 相似文献
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系统可靠性的贝叶斯网络评估方法 总被引:11,自引:1,他引:11
针对现有组合法与状态法在可靠性评估方法中的局限性,对基于贝叶斯网络的系统可靠性评估新方法进行了研究。运用该方法进行可靠性评估,不但能计算出系统的可靠性指标,而且能方便地给出一个或几个部件对系统可靠性影响的大小,识别系统的薄弱环节。结合故障树方法建立系统可靠性评估的贝叶斯网络模型,并用实例阐述了贝叶斯网络方法进行系统可靠性评估的有效性。同时通过对贝叶斯网络的条件失效概率与系统可靠性评估中常用重要度指标的对比分析表明,贝叶斯网络的推理算法更便于查找系统的薄弱环节。 相似文献
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模型直升机悬停状态下飞行力学模型辨识 总被引:5,自引:1,他引:4
直升机飞行力学模型的准确性对于直升机的控制系统设计具有非常重要的影响。采用常规的建模方法往往很难获得准确的飞行力学模型。为满足飞行控制系统设计的需要,提出了一种直升机飞行力学模型的系统辨识建模方法。该方法将机理建模方法与辨识建模方法相结合,首先利用状态子空间法获得直升机的近似飞行力学模型,再将机理建模提供的先验知识与子空间法辨识得到的模型相融合,限定主要参数,采用误差预报法进一步寻优得到较准确的直升机飞行力学模型。通过飞行试验,成功地辨识得到了悬停状态下模型直升机状态空间方程表达的线化飞行力学模型。所得的辨识结果能够准确预测出模型直升机的响应,可以应用于飞行控制系统设计当中。 相似文献
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根据潜射反舰导弹武器系统作战使用情况,在借鉴WSEIAC系统效能分析方法及有关作战效能指标体系设计方法基础上,结合作战运用效能分析方法和层次分析法,分析了影响作战效能的主要因素,建立了反舰导弹武器系统作战效能的评价指标体系,并详细阐述了评价指标体系的组成要素。 相似文献
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高空长航时无人机SINS/CNS组合导航系统仿真研究 总被引:14,自引:0,他引:14
根据高空长航时无人机的特点研究了SINS/CNS组合导航系统并进行了仿真。研究了分段定常系统(PWCS)的可观测性分析方法和基于奇异值分解的系统状态可观测度分析问题,并提出了一种改进的状态可观测度分析方法,在求状态变量的可观测度时,抛开了观测量,只利用可观测矩阵进行分析,然后将该理论应用到SINS/CNS组合导航系统中,证明了其合理性与可行性,进一步根据可观测度分析的结果对系统进行反馈校正,通过仿真结果证明导航精度得到了提高。 相似文献
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基于飞行品质的飞机控制增稳系统参数估计 总被引:1,自引:0,他引:1
提出了一种控制增稳系统参数的设计方法,即利用低阶等效系统和飞行品质边界,通过搜索算法确定满足对应飞行品质的参数集合,再利用多种飞行品质确定的参数集合的交集和数据的插值算法,确定控制增稳系统的控制律参数。通过纵向增稳系统设计仿真表明,所提方法简化了传统设计方法通过性能指标反复选择参数和验证系统飞行品质的过程,为控制增稳系统的设计提供一种简单有效的方法。 相似文献
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基于模糊灰色聚类和组合赋权法的飞机健康状态综合评估方法 总被引:4,自引:2,他引:4
针对目前飞机健康状态不易准确评估的难题,以飞机液压系统为具体研究对象,提出一种基于模糊灰色聚类和组合赋权相结合的健康状态综合评估新方法。首先,利用熵权法和层次分析法(AHP)分别计算并确定飞机液压系统各关键部件相关参数的权重,再通过组合赋权法将上述两种权重进行组合,得到具有主客观意义的组合权重。第二,采用灰色聚类法评估飞机液压系统各关键部件的健康状态。针对评估结果,由飞机液压系统各关键部件聚类系数创建飞机液压系统的健康评估模糊评判矩阵。然后依据该矩阵,采用熵权法和AHP分别求出各关键部件权重,并用组合赋权法进行组合。最终,采用模糊综合评判法评估飞机液压系统的健康状态。以某型飞机真实液压系统为例进行了试验验证,结果表明,所提出的基于模糊灰色聚类和组合赋权相结合的健康状态综合评估方法能够有效实现飞机液压系统健康评估的效能,具有很好的工程应用价值。 相似文献