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。     

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.     

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。     

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.     

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。     

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.     

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。     

嵌入式大气数据传感技术研究

从国外大气数据传感技术的类型、现状和发展趋势出发,分析了传统基于空速管的探针式大气数据传感技术和嵌入式大气数据传感技术的特点。嵌入式大气数据传感技术是未来大气传感技术的发展方向,在此基础上提出了嵌入式大气数据传感系统的组成方案,并对各主要部分进行了分析,最后针对高速飞行器分析了嵌入式大气数据传感系统的需求和相关关键技术。     

空天飞行器大气传感技术研究

根据空天飞行器的特点和大气传感系统的技术类型,调研了国外典型空天飞行器的大气传感系统技术,明确了嵌入式大气数据传感技术适合空天飞行器,在此基础上分析了嵌入式大气数据传感系统的组成方案,并针对空天飞行器的特殊需求,梳理了嵌入式大气数据传感系统关键技术。     

临近空间飞行器大气传感关键技术研究

基于临近空间飞行器宽速域、大机动飞行对大气传感系统的需求,结合国内外在相关领域的研究情况,对比分析了探出式和球形头部两种大气传感系统的工作原理及其在复杂外形飞行器上应用存在的问题,详细梳理了临近空间飞行器大气传感的关键技术及后续亟需解决的难题。     

末敏子弹稳态扫描角仿真模型研究

基于末敏弹的工程实践以及目前末敏子弹稳态扫描的研究现状,提出了以系统参数优化为目的的扫描角双频仿真模型。针对某末敏子弹,通过对实测扫描角数据的处理,获得了模型中相关参数的取值范围,并依据实际结果进行了扫描角模型对比。仿真结果表明,采用双频扫描角模型得到的目标捕获概率和命中概率与实际结果相比误差较小,优于单频扫描角模型。     

基于单线激光雷达数据拼接的地面环境感知技术

为了准确获取机器人周围的环境信息,将单线激光雷达应用在地面车辆构建的地面环境感知实验系统.利用阿基米德螺线凸轮机构实现UTM-LX30单线激光雷达的匀速往复运动,通过数据拼接算法和空间几何变换实现场景重建和障碍特征提取,通过插值拟合成统一格式的面数据;将雷达扫描所得地形图中高点和低点进行匹配,计算得到最大偏差为0.5 cm,完全能够满足无人平台的导航需求;运用Matlab模拟构建10 m×10 m区域,根据障碍特征提取得到3维地形数据的最大高度差和最大斜度,结合车体的最大越阶高度和最大爬坡角度,仿真得出无人平台的最佳路径.仿真结果表明:地面环境感知技术具有可行性和有效性,有一定参考价值和实用价值.     

星光折射间接敏感地平定位模型的误差分析

为了全面分析各因素对星光折射间接敏感地平定位精度的影响,在分析星光折射定位模型各类误差来源及其误差特性的基础上,建立了大气密度、折射角、密度标尺高度与星光折射间接敏感地平定位精度之间的误差传递模型,并利用MSIS(质谱非相干散射模式)大气数据对这些误差传递模型进行了不同条件的验证与分析,为间接地平定位法的误差定量分析及工程应用提供了参考。     

末敏弹扫描运动的影响因素分析

针对影响末敏弹扫描运动的落速、转速、扫描角这些因素,依据由四元数法求解伞弹刚体简化模型得出的系统方程组进行数值仿真,从弹重和静态悬挂角方面列表比较,以求找到所需扫描轨迹最为合适的末敏弹参数.同时又考虑风对弹道的影响,结合具体实例做数值仿真,仿真结果也量化了横风和纵风对扫描轨迹的影响,对作战环境的选择具有指导意义.     

变速率与空间复用相结合的遥感数传技术

为进一步提高遥感卫星数据传输效率,在现有单用户变速率传输方法的基础上,提出变速率与空间复用相结合的遥感数传技术,通过“最佳终端组”的选择和自适应调制编码方式的设定,实现遥感卫星同时对多个地面终端的并发数据传输,从而提升遥感卫星过境窗口内的数据传输容量;分析与仿真结果显示:结合空间复用技术后,在卫星中心角7.5 ～5.5度区间内,多用户变速率传输方式的容量较现有单用户变速率方式提高了约60％.     

不同攻角约束下空空导弹敏捷转弯过程弹道优化

为考察攻角约束对直气复合控制的导弹实现越肩发射的影响,首先针对一个反作用喷气系统安装在尾部的敏捷导弹建立了俯仰通道四阶动态模型,然后利用高斯伪谱法获得时间-燃料最优解,并对不同攻角约束下的最优解进行了分析和比较。仿真结果说明攻角约束越严格,敏捷转弯过程的转弯半径越大,时间越长,燃料消耗越多。     

液体动力陀螺仪快速启动系统稳定性分析

液体动力陀螺仪是远程简易控制火箭姿态控制系统的关键敏感元件。文中给出了一种新的电磁控制方案，在火箭弹发射准备阶段，使陀螺轴快速趋近于弹轴并对其进行跟踪。借助液体动力陀螺仪的信号检测线圈给出陀螺惯性轴相对于弹轴的离轴角信号，经适当变换后送至电锁控制线圈，即可产生电磁控制力矩，促使陀螺轴向降低离轴角的方向进动，从而使发射后陀螺仪能正确感受弹轴的方向变化。导出了控制系统的理论模型，并使用李亚普诺夫直接法研究了系统的稳定性，给出了控制系统的稳定条件；同时就弹轴摆动对陀螺惯性轴的影响进行了仿真研究，仿真结果验证了算法的有效性。