钝头前机体用的嵌入式大气数据传感系统的校准程序和结果

美国国家航空和航天局德莱登(Dryden)飞行研究中心通过钝头前机体压力数据来研究的嵌入式大气数据传感(FADS)系统的压力模型与算法的性能.该压力模型建立了表面压力测量结果与大气数据状态之间的关系,将流过球形的匀速流的位流模型与修正的牛顿流模型相结合,可适用于宽范围的钝头前机体形状和高马赫数飞行状态.给出了球形、球锥、兰金(Rankine)半体.以及F-14、F/A-18、X-33、X-34和X-38等飞行器结构下的校准结果.三个校准参数可适应飞行马赫数在0.25～5.0范围内,适应攻角在30°以上,侧滑角在15°以上.在跨声速段时,与传统的总静压系统的尖头形状校准变化的情况相反,FADS系统校准是马赫数、有效攻角和侧滑角的平滑单调函数.由于FADS系统校准对压力测压孔的位置十分敏感,所以需要精确测量测压孔在飞行器上的有效位置,并且风洞校准模型的压力测压孔应设置在类似的位置上.叙述了FADS系统的校准过程.     

FADS系统在各型号飞行器中的应用

嵌入式大气数据传感系统通过在飞行器表面特定区域布置测压孔测量来流压力,根据建立的气动模型反推得到飞行参数(攻角、侧滑角、静压、动压及马赫数等).作为一种先进的飞行参数测量方式,FADS系统已被成功应用于各种前身呈钝体的飞行器及再入飞行器,并对前身呈尖楔体的高超声速飞行器进行过飞行试验验证.基于此,针对X-15、航天飞机、F-14、X-33、X-34、X-43A等各型号飞行器,就FADS系统的应用情况进行了探讨.     

基于三维区理论的FADS技术研究

嵌入式大气数据传感系统(Flush Air Data Sensing System,FADS)通过在飞行器表面特定区域布置测压孔测量来流压力,根据建立的气动模型反推得到飞行参数(攻角、侧滑角、马赫数、静压及动压等)。利用在尖楔前体表面三维区中分布测压孔的方法,根据三维区中的流动特征和压力分布规律,建立压力分布与飞行参数之间的关系。试验结果表明,基于三维区理论的FADS系统得到的马赫数误差在5%左右,精度较高。     

高速飞行器FADS系统建模及解算方法研究

针对传统钝头体飞行器FADS系统空气动力学模型不再适用于升力体高速飞行器的问题,采用基于Levenberg-Marquardt算法的非线性最小二乘优化算法建立升力体高速飞行器FADS系统空气动力学模型,然后根据建立的高阶非线性模型,提出一种优化求解非线性方程组的方法。计算结果表明:建立的FADS系统空气动力学模型能够充分反映来流参数与测量压力间的物理规律,通过求解高阶非线性方程能够获得来流大气参数,其中马赫数误差小于0.15、攻角误差小于0.3°、侧滑角误差小于0.5°、静压小于500 Pa。     

高超声速飞行器大气数据传感系统关键技术初步分析

高超声速大气数据传感技术的研究和创新已经成为了国外高超声速技术领域的重要研究内容,许多国家在嵌入式大气数据传感系统（flush airdata sensing system,FADS）方面开展了大量的理论和工程试验研究工作。FADS技术通过在机身,通常是头部特定位置布置一组测压孔,实时测量来流压力,与通过CFD计算或风洞试验获得的不同马赫数及角度下的测压点压力分布数学模型进行比较,采用非线性递归算法反推得到攻角、侧滑角度等参数值．     

应用于X-43A飞行器中的FADS系统部分测压孔失效原因分析

应用于X-43A飞行器中的嵌入式大气数据传感(Flush Air Data Sensing,FADS)系统,由于部分测压孔测得的表面压力值明显低于数值计算或风洞试验的数值,所以,FADS系统并没有完全利用所有的测压孔,只是利用正常工作的测压孔来配合惯性导航系统(INS)解算攻角.对于部分失效的测压孔,并不是由硬件故障及测压管路故障引起的,而是由于部分测压孔配置区域的流动结构引起的.就FADS系统中部分测压孔失效的原因进行了分析,对于改进应用于其它同类飞行器的FADS系统的测压孔配置具有指导意义.     

空间飞行器FADS系统算法及奇异值分析

嵌入式大气数据传感(FADS)系统依靠飞行器前端的压力传感器间接得到飞行大气数据。简要介绍了FADS系统的压力模型,针对最小二乘法迭代稳定性差的缺点,给出了求解大气数据迎角和侧滑角的三点法。对三点法求解过程中出现的奇异值问题采用分类分析法进行分析,并给出各组合间优势互补的解决方案。仿真结果表明奇异值分析结果和解决方案正确可行。     

FADS在尖楔前体高超声速飞行器外形中的应用

对于具有尖楔前体的高超声速飞行器外形,特别是某些验证超燃发动机项目的飞行器外形,仅仅依靠惯性导航系统得到的攻角不能满足其精度要求。嵌入式大气数据传感系统作为一种先进的大气数据传感系统,可以准确地测量攻角,为此可以将INS与FADS结合运用到尖楔前体的高超声速飞行器外形中。就FADS系统在具有尖楔前体高超声速飞行器外形中的工作原理及校准方法进行了探讨。     

基于吻切分析法的乘波构型前体设计与性能模拟

发展了一种基于分析法的高超声速乘波构型飞行器前体设计方法。运用该方法。设计了Ma=6．0具有三道封闭激波适用于匹配矩形高超进气道的乘波前体构型。对前体构型设计、非设计状态进行了全三维流场计算。计算结果显示：在设计状态下,前体构型具有优良的封闭激波性能,验证了设计方法的有效性;该前体在Ma=5．0～7．0、攻角-2°～＋8°的范围内均具有良好的封闭激波性能。所设计的乘波前体在考虑进气道捕获能力的前提下,在-5°攻角下进气道总压恢复达到最大值。并且在-5°～＋10°攻角范围内均有较高的总压恢复。     

高超声速飞行器嵌入式大气数据获取技术研究

嵌入式大气数据系统是高超声速飞行器大气数据获取最适合采用的技术解决方案,其可为高超声速飞行器制导控制指令的解算提供攻角、侧滑角、马赫数、动压等大气参数的测量基准,具有传统空速管类型大气数据系统无法比拟的优势。对嵌入式大气数据系统涉及的关键技术进行了分析,介绍典型高超声速飞行器的嵌入式大气数据系统方案,重点介绍了相关方案的测压孔布局、系统部组件设计及压力传感器选型,并针对嵌入式大气数据解算,介绍了一种基于卡尔曼滤波的嵌入式大气数据解算方法,研究表明,算法具有精度高、鲁棒性强和适应性强的特点,适用于在现代高超声速飞行器。     

斜激波/平板层流边界层相互干扰的数值研究

由楔／平板结构产生斜激波,人射到零攻角绝热平板上,促使可压缩层流边界层产生分离。在6°楔角的不同来流马赫数μ1下,比较了激波与边界层相互作用强度和边界层厚度等参数。得到人射激波强度是分离强弱及再附现象能否出现的主要原因,发现反射激波的状态是影响分离区范围的重要因素。     

超声速进气道起动性能影响因素研究

从影响进气道起动性能的全因素出发,建立一体化模型,研究来流马赫数、攻角、侧滑角对进气道起动性能的影响,对进气道转级过程进行了动态过程仿真。结果表明,随着来流马赫数的增大,进气道流量系数与总压恢复系数变化趋势相反,应选择合适的设计马赫数,拓宽进气道的工作包线;随着侧滑角的增大,背风侧进气道起动性能及抗反压性能下降;转级过程中,背风侧超临界裕度明显小于迎风侧,研制过程中,应按照背风侧进气道进行超临界裕度设计。     

风干扰引起的飞行器附加攻角和附加侧滑角计算方法

研究了标称无侧滑飞行基础上受到水平风干扰时的飞行器附加攻角和附加侧滑角计算方法,完善了导弹与运载领域长期、广泛使用的传统的简化计算公式,修正了最大附加攻角和附加侧滑角出现条件的工程经验。提出了标称无侧滑飞行基础上受到水平风干扰时的飞行器附加攻角和附加侧滑角计算方法、水平风方向任意时附加攻角和附加侧滑角最大和最小值计算方法、倾侧角任意时附加攻角和附加侧滑角最大和最小值计算方法、水平风方向和倾侧角均任意时附加攻角和附加侧滑角最大和最小值计算方法,这些方法比航天传统方法使用范围更广、更准确,数值算例验证了其正确性。     

尾喷管构型对高超声速飞行器性能影响研究

采用二维耦合隐式欧拉方程对高超声速飞行器内定常无粘流场进行了数值仿真,离散采用二阶迎风格式,分析了尾喷管倾角为8°、11°、13°和15°时,对高超声速飞行器分别处于进气道关闭、发动机通流以及发动机点火三种不同的工作状态下性能的影响。结果表明当尾喷管倾角为11°时,飞行器的升力特性、阻力特性和俯仰力矩性能得到了较好的权衡。性能得到了较大的提高,为下一步的改进工作提供了参考。     

机弹干扰下弹架的气动特性

分析了处于飞机机翼翼下流场中,外挂物挂飞载荷随飞机攻角、侧滑角、翼下位置、马赫数的变化。通过分析得出机弹干扰下弹架的气动特性一般由载机的飞行姿态与弹架位置决定。     

超音速小攻角弹体的表面压力计算方法

本文发展了一种用来计算钝头体表面压力的关系式。该式与改进了的新的二次冲波-膨胀波法相配合,可以计算钝头和尖头的有攻角轴对称体的表面压力分布。基本二次冲波-膨胀波法的修正和推广包括:1)使二次冲波-膨胀波法同钝头压力关系式相匹配的新方法;2)计算拐角处压力梯度的新方法;3)计算有攻角尖锥表面压力的新的表达式;4)有关计算攻角解的新方法。该方法可以预示马赫数最低为1.5时的球锥结合点附近的过膨胀。对于马赫数大于1.5、攻角最大到15°的有裙和没有裙的钝锥来说,本法所得结果同实验数据和精确流场计算很吻合。本法的计算程序简单、有效,可以在初步设计中应用。     

基于N-S方程的十字翼大攻角导弹绕流数值模拟

基于雷诺应力模式的W＆J CC EARSM＋Hellsten k-ω湍流模型。采用N—S方程数值计算方法,模拟了十字翼导弹大攻角状态下绕流流场。通过计算结果和实验数据的比较,研究了在攻角40°以上时,弹翼和弹体之间的相互干扰,分析了不同攻角下弹体背风面分离涡的特点及背风涡对导弹气动力系数的影响。     

边界层转捩在高超声速飞行器外形设计中的应用

介绍了吸气式高超声速飞行器边界层转捩的特点及在设计环境方面的影响. 讨论了美国高超声速计划飞行器的外形选择从轴对称演化到尖劈状外形的过程. 分析了钝头体前缘钝化程度、壁面温度、逆压梯度对转捩的影响. 研究了来流马赫数、雷诺数、攻角对飞行器驻点气动热的影响. 使用基于线性稳定模型的emalik程序计算了转捩现象.     

考眼力

江西赣州读者李春华：倒飞时为什么飞机不会掉下来？ 小编：飞机的机翼形状的确能够在飞机正常飞行时提供一定的升力,但是,机翼的升力主要还是来自迎角,也就是空气流吹向机翼与之形成的锐角。飞机的机翼相对于机身的水平轴线有大约4°的仰角,这叫做机翼的翼弦安放角。你把手掌相对于水平面成45°角挡住快速吹来的气流,就能够感觉到这种升力。     

基于坐标变换的制导炮弹攻角侧滑角观测器

针对制导炮弹攻角、侧滑角不易直接精确测量和系统模型的非线性耦合问题,提出基于坐标变换的攻角、侧滑角观测器。该观测器采用了降阶的系统模型,通过坐标变换方法将系统解耦线性化,利用弹体角速度、加速度信息实现对攻角、侧滑角的估计,其增益矩阵配置方法简便。仿真结果表明:可按期望的动态性能调整参数使该观测器有效地重构攻角和侧滑角,具有较强的工程实用性。