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。
文章研究了针对一种用于尖楔外形的嵌入式大气数据传感(flush air data sensing,FADS)系统的解算模型及精度.首先基于飞行包络及CFD数据建立了FADS系统的测压孔选取标准;然后基于径向基函数(radial basis function,RBF)的人工神经网络建模技术构建了FADS系统的网络解算模型;最后给出了模型的测试误差,分析了气动延时效应、位置误差等误差源模型对算法精度的影响,并给出了网络模型的预测精度.结果表明,针对尖楔外形测压孔配置特征,基于RBF的人工神经网络算法解算精度较好,攻角、侧滑角、Mach数及静压的网络输出预测值与真实值吻合较好,输出的测试误差(绝对值)分别小于0.25°,0.5°,0.05及250 Pa.结果同时表明神经网络建模技术在尖楔前体飞行器FADS系统中的有效性.
针对亚声速飞行器对高精度飞行参数的测控需求,研发了一套亚声速嵌入式大气数据传感(flush air data sensing,FADS)系统,集成工程样机,并通过风洞试验及飞行试验进行系统考核评估。基于计算流体动力学(computational fluid dynamics,CFD)方法首先建立FADS系统压力数据库,并通过风洞试验考核了模型算法在低亚声速时的误差限;其次,集成融合实时解算算法的FADS工程原理样机;最后通过飞行试验考核了工程样机的工程适用性。结果表明:(1)与机载的其他独立测试系统相比,FADS攻角实时解算精度高,攻角偏差≤1°,关键段攻角偏差≤0.5°;事后重建的攻角数据与飞行试验FADS系统实时解算数据一致,证实FADS实时攻角解算方法可靠;(2)风洞及飞行试验校核数据表明,FADS实时攻角输出数据在飞行试验初始段的波动是由输入压力波动较大导致,特别是在高空低速段,输入压力波动幅值超过算法的误差限,导致实时攻角解算数值波动较大;(3)CFD仿真结果表明,输入压力波动位于算法误差限内对攻角输出精度影响较小,超过算法误差限的压力幅值波动对实时攻角输出精度影响极大。高空低速飞行器FADS系统对压力传感器等硬件精度及工程实现水平要求较高,应尽量保证工程实施精度。
