针对一种用于尖锥前体飞行器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进行研究。针对尖锥外形特征,首先基于钝头体FADS系统的理论模型确定其测压孔配置;然后对确定的测压孔进行典型状态的风洞试验测试,...针对一种用于尖锥前体飞行器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进行研究。针对尖锥外形特征,首先基于钝头体FADS系统的理论模型确定其测压孔配置;然后对确定的测压孔进行典型状态的风洞试验测试,并比对了数值计算数据与风洞试验数据;最后基于人工神经网络建模技术构建了FADS系统的网络解算模型及算法。结果表明:针对尖锥外形测压孔配置特征,基于人工神经网络建模技术的算法解算精度较好,迎角、侧滑角、静压、马赫数的网络输出值与试验值吻合较好,输出的测试误差(绝对值)分别小于0.1°、0.1°、50.0 Pa及0.01;同时也证实了人工神经网络算法在FADS系统中有进一步发展的空间。展开更多
测压孔故障是嵌入式大气数据传感(flush air data sensing,FADS)系统实际工程应用中不可避免的工程问题之一,针对尖楔前体飞行器用FADS系统测压孔故障对算法精度的影响进行研究。基于人工神经网络建模技术建立了某型尖楔前体飞行器FADS...测压孔故障是嵌入式大气数据传感(flush air data sensing,FADS)系统实际工程应用中不可避免的工程问题之一,针对尖楔前体飞行器用FADS系统测压孔故障对算法精度的影响进行研究。基于人工神经网络建模技术建立了某型尖楔前体飞行器FADS系统的模型及解算方法,并分析了驻点压力对算法精度的影响。通过人为设置故障测压孔的方法对不同测压孔故障对FADS系统解算精度的影响进行了评估;最终结合实现精度需求给出了某型FADS系统在保证精度要求下的对各个测压孔的误差限需求。结果表明,驻点压力及位于迎风面的测压孔对尖楔前体类FADS系统解算精度影响显著;通过采用相邻的位于同一迎风面或背风面的测压孔替换故障测压孔能够显著降低故障对算法精度的影响;同时表明合理的冗余配置算法会显著提高FADS系统的鲁棒性,使得FADS系统适用性显著增强。展开更多
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...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.展开更多
为解决一种先进的新型机载传感器——嵌入式大气数据传感器(flush air data sensing,FADS)的故障诊断问题,提出了一种新的方法。基于CFD软件和空气动力学知识获得数据库并建立高精度FADS模型。以系统数学模型为基础,经过严格的公式推导...为解决一种先进的新型机载传感器——嵌入式大气数据传感器(flush air data sensing,FADS)的故障诊断问题,提出了一种新的方法。基于CFD软件和空气动力学知识获得数据库并建立高精度FADS模型。以系统数学模型为基础,经过严格的公式推导得到故障情况下各组信号的分布特点。为了降低虚警率,基于统计学知识设计了告警次数阈值。为了验证新提出方法的有效性,在不同方差的测量噪声情况下分别将所提方法与以往该领域中被广泛采纳的基于奇偶方程和卡方χ2分布的2种传统方法进行了对比与分析。结果表明,与以往FADS系统的故障诊断方法相比,新提出方法具有更高的诊断精度和更强的抗干扰性。展开更多
针对钝头机体用嵌入式大气数据传感(flush air data sensing,FADS)系统的4类攻角求解算法及算法的求解精度进行研究.针对典型的15°钝头体外形,在Mach数Ma=2.04,3.02,5.01,攻角α=-5°~30°,侧滑角β=0°的条件下,首先...针对钝头机体用嵌入式大气数据传感(flush air data sensing,FADS)系统的4类攻角求解算法及算法的求解精度进行研究.针对典型的15°钝头体外形,在Mach数Ma=2.04,3.02,5.01,攻角α=-5°~30°,侧滑角β=0°的条件下,首先基于势流理论及修正的Newton流理论建立了钝头机体用FADS系统的理论模型,并给出了典型的测压孔配置方案;然后采用经典三点式及改进三点式算法、基于线性理论的五孔探针算法、基于非线性理论的五点拟合算法、基于神经网络建模的方法及基于压力模型的加权最小二乘迭代算法,分别建立了FADS-α的4类求解算法;最后对钝头机体用FADS-α的算法求解精度进行了系统对比及论证.研究结果表明,三点式算法、改进三点式算法与加权最小二乘迭代算法精度相当,都可以比较准确地预测攻角;神经网络算法精度较好,但算法涉及的经验参数较多,且需要大批量数据集的训练及验证;拟合算法优劣明显,基于线性理论的五孔探针算法精度在小攻角时与上述几种算法精度相当,但随攻角增大(大于10°)精度下降显著;而基于非线性理论的拟合算法精度较好,但拟合过程复杂繁琐.对钝头机体用FADS-α的算法精度而言,三点式算法、改进三点式算法及加权最小二乘迭代算法是较好的计算方法.展开更多
为了提升一种先进的新型机载传感器——嵌入式大气数据传感器(flush air data sensing,FADS)的测量精度,以正态云模型和多目标规划(multi-objective programming,MOP)为出发点,在原有的“三点法”基础上提出一种新的改进方法。基于CFD...为了提升一种先进的新型机载传感器——嵌入式大气数据传感器(flush air data sensing,FADS)的测量精度,以正态云模型和多目标规划(multi-objective programming,MOP)为出发点,在原有的“三点法”基础上提出一种新的改进方法。基于CFD软件得到的数据库和亚音速及超音速情况下的空气动力学知识建立高精度FADS系统模型,利用正态云模型对测量信号的不确定性和随机性进行量化分析,在对系统冗余信号的融合过程中,基于多目标规划中的松弛变量法和拉格朗日乘子法提出一种新的计算客观权重方法。仿真结果表明,与传统方法相比,新提出的基于云模型和多目标规划的方法可将测量精度提升3.2%,测量数据的离散程度降低68.88%。展开更多
可重复使用飞行器是目前航天领域的研究热点,而对于高速再入飞行器在再入大气层时,获得准确的迎角、侧滑角和动压等飞行参数对于控制稳定具有至关重要的作用。传统的外伸式空速管和迎角/侧滑角传感系统在高速状态下会下会引发一系列结...可重复使用飞行器是目前航天领域的研究热点,而对于高速再入飞行器在再入大气层时,获得准确的迎角、侧滑角和动压等飞行参数对于控制稳定具有至关重要的作用。传统的外伸式空速管和迎角/侧滑角传感系统在高速状态下会下会引发一系列结构和防热问题,且无法适用于大迎角飞行状态。针对上述问题,设计了嵌入式大气数据系统(Flush air data system,FADS)。FADS以嵌入在机身表面的多测压孔压力信息测量为基础,结合压力分布模型进行大气参数的求解。分别通过试验室试验对FADS算法的正确性以及风洞试验对FADS全系统的适应性进行了验证。试验结果可以有效地对FADS的性能进行评估。展开更多
The Tianwen-1 Mars entry vehicle successfully landed on the surface of Mars in southern Utopia Planitia on May 15,2021,at 7:18(UTC+8).To acquire valuable Martian flight data,a scientific instrumentation package consis...The Tianwen-1 Mars entry vehicle successfully landed on the surface of Mars in southern Utopia Planitia on May 15,2021,at 7:18(UTC+8).To acquire valuable Martian flight data,a scientific instrumentation package consisting of a flush air data system and a multilayer temperature-sensing system was installed aboard the entry vehicle.A combined approach was applied in the entry,descent,and landing trajectory reconstruction using all available data obtained by the inertial measurement unit and the flush air data system.An aerodynamic database covering the entire flight regime was generated using computational fluid dynamics methods to assist in the reconstruction process.A preliminary analysis of the trajectory reconstruction result,along with the atmosphere reconstruction and aerodynamic performance,was conducted.The results show that the trajectory agrees closely with the nominal trajectory and the wind-relative attitude.Suspected wind occurred at the end of the trajectory.展开更多
文摘针对一种用于尖锥前体飞行器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进行研究。针对尖锥外形特征,首先基于钝头体FADS系统的理论模型确定其测压孔配置;然后对确定的测压孔进行典型状态的风洞试验测试,并比对了数值计算数据与风洞试验数据;最后基于人工神经网络建模技术构建了FADS系统的网络解算模型及算法。结果表明:针对尖锥外形测压孔配置特征,基于人工神经网络建模技术的算法解算精度较好,迎角、侧滑角、静压、马赫数的网络输出值与试验值吻合较好,输出的测试误差(绝对值)分别小于0.1°、0.1°、50.0 Pa及0.01;同时也证实了人工神经网络算法在FADS系统中有进一步发展的空间。
文摘测压孔故障是嵌入式大气数据传感(flush air data sensing,FADS)系统实际工程应用中不可避免的工程问题之一,针对尖楔前体飞行器用FADS系统测压孔故障对算法精度的影响进行研究。基于人工神经网络建模技术建立了某型尖楔前体飞行器FADS系统的模型及解算方法,并分析了驻点压力对算法精度的影响。通过人为设置故障测压孔的方法对不同测压孔故障对FADS系统解算精度的影响进行了评估;最终结合实现精度需求给出了某型FADS系统在保证精度要求下的对各个测压孔的误差限需求。结果表明,驻点压力及位于迎风面的测压孔对尖楔前体类FADS系统解算精度影响显著;通过采用相邻的位于同一迎风面或背风面的测压孔替换故障测压孔能够显著降低故障对算法精度的影响;同时表明合理的冗余配置算法会显著提高FADS系统的鲁棒性,使得FADS系统适用性显著增强。
文摘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.
文摘为解决一种先进的新型机载传感器——嵌入式大气数据传感器(flush air data sensing,FADS)的故障诊断问题,提出了一种新的方法。基于CFD软件和空气动力学知识获得数据库并建立高精度FADS模型。以系统数学模型为基础,经过严格的公式推导得到故障情况下各组信号的分布特点。为了降低虚警率,基于统计学知识设计了告警次数阈值。为了验证新提出方法的有效性,在不同方差的测量噪声情况下分别将所提方法与以往该领域中被广泛采纳的基于奇偶方程和卡方χ2分布的2种传统方法进行了对比与分析。结果表明,与以往FADS系统的故障诊断方法相比,新提出方法具有更高的诊断精度和更强的抗干扰性。
文摘针对钝头机体用嵌入式大气数据传感(flush air data sensing,FADS)系统的4类攻角求解算法及算法的求解精度进行研究.针对典型的15°钝头体外形,在Mach数Ma=2.04,3.02,5.01,攻角α=-5°~30°,侧滑角β=0°的条件下,首先基于势流理论及修正的Newton流理论建立了钝头机体用FADS系统的理论模型,并给出了典型的测压孔配置方案;然后采用经典三点式及改进三点式算法、基于线性理论的五孔探针算法、基于非线性理论的五点拟合算法、基于神经网络建模的方法及基于压力模型的加权最小二乘迭代算法,分别建立了FADS-α的4类求解算法;最后对钝头机体用FADS-α的算法求解精度进行了系统对比及论证.研究结果表明,三点式算法、改进三点式算法与加权最小二乘迭代算法精度相当,都可以比较准确地预测攻角;神经网络算法精度较好,但算法涉及的经验参数较多,且需要大批量数据集的训练及验证;拟合算法优劣明显,基于线性理论的五孔探针算法精度在小攻角时与上述几种算法精度相当,但随攻角增大(大于10°)精度下降显著;而基于非线性理论的拟合算法精度较好,但拟合过程复杂繁琐.对钝头机体用FADS-α的算法精度而言,三点式算法、改进三点式算法及加权最小二乘迭代算法是较好的计算方法.
文摘为了提升一种先进的新型机载传感器——嵌入式大气数据传感器(flush air data sensing,FADS)的测量精度,以正态云模型和多目标规划(multi-objective programming,MOP)为出发点,在原有的“三点法”基础上提出一种新的改进方法。基于CFD软件得到的数据库和亚音速及超音速情况下的空气动力学知识建立高精度FADS系统模型,利用正态云模型对测量信号的不确定性和随机性进行量化分析,在对系统冗余信号的融合过程中,基于多目标规划中的松弛变量法和拉格朗日乘子法提出一种新的计算客观权重方法。仿真结果表明,与传统方法相比,新提出的基于云模型和多目标规划的方法可将测量精度提升3.2%,测量数据的离散程度降低68.88%。
文摘可重复使用飞行器是目前航天领域的研究热点,而对于高速再入飞行器在再入大气层时,获得准确的迎角、侧滑角和动压等飞行参数对于控制稳定具有至关重要的作用。传统的外伸式空速管和迎角/侧滑角传感系统在高速状态下会下会引发一系列结构和防热问题,且无法适用于大迎角飞行状态。针对上述问题,设计了嵌入式大气数据系统(Flush air data system,FADS)。FADS以嵌入在机身表面的多测压孔压力信息测量为基础,结合压力分布模型进行大气参数的求解。分别通过试验室试验对FADS算法的正确性以及风洞试验对FADS全系统的适应性进行了验证。试验结果可以有效地对FADS的性能进行评估。
基金The authors are grateful to Ying Li for extraction of the raw pressure and temperature data,Fajun Yi for calibration of pressure sensors,Minwen Guo for providing inertial data,and Francois Forget and Millour Ehouarn for collaboration in the Martian atmospheric model.
文摘The Tianwen-1 Mars entry vehicle successfully landed on the surface of Mars in southern Utopia Planitia on May 15,2021,at 7:18(UTC+8).To acquire valuable Martian flight data,a scientific instrumentation package consisting of a flush air data system and a multilayer temperature-sensing system was installed aboard the entry vehicle.A combined approach was applied in the entry,descent,and landing trajectory reconstruction using all available data obtained by the inertial measurement unit and the flush air data system.An aerodynamic database covering the entire flight regime was generated using computational fluid dynamics methods to assist in the reconstruction process.A preliminary analysis of the trajectory reconstruction result,along with the atmosphere reconstruction and aerodynamic performance,was conducted.The results show that the trajectory agrees closely with the nominal trajectory and the wind-relative attitude.Suspected wind occurred at the end of the trajectory.
