尖楔前体飞行器FADS系统的神经网络算法

对人工神经网络算法在尖楔前体飞行器用嵌入式大气数据传感系统(Flush Air Data Sensing System,FADS)中的应用进行了探讨。针对该FADS系统存在的建模困难及解算精度低的问题,采用BP神经网络算法代替传统的空气动力学模型,通过合理选择网络结构参数及训练验证,分别建立了FADS系统的含有单隐含层的三层网络模型及含有双隐含层的四层网络模型,对攻角、侧滑角、自由来流静压及马赫数等参数进行求解。数值仿真结果表明,建立的用于尖楔前体飞行器的FADS系统的神经网络算法求解精度较高,且含有双隐含层的网络模型精度优于单隐含层的模型精度。

尖楔前体飞行器FADS系统驻点压力对神经网络算法精度的影响

针对尖楔前体(类乘波体)飞行器用嵌入式大气数据传感(FADS)系统存在建模困难及解算模型精度低的问题,首先采用BP神经网络建模代替传统的FADS系统空气动力学建模的方法,建立含有双隐含层的四层神经网络模型,然后通过合理选择网络结构参数及训练验证,对FADS系统的攻角进行解算,最后对驻点压力对算法精度的影响进行研究。结果表明,本文建立的含有双隐含层的四层神经网络模型精度较高,攻角测试误差小于0.25°;驻点压力是否作为输入参数对FADS系统神经网络算法求解精度影响较大,攻角测试误差相差达0.1°。在飞行器前缘半径允许的情况下,应尽量得到驻点压力用于解算攻角,提高解算精度。

尖楔前体飞行器FADS系统测压孔故障对算法精度的影响

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。

爆炸焊接锐楔区动力学状态参数数值分析

用运动界面高精度差分格式求解二维Navier-stokes方程,直接模拟不同炸药爆轰速度、基复板安装间距碰撞点锐楔区的压力场及速度流场,分析爆炸复合板锐楔区压力场分布特点及历时作用形式,发现爆轰压力作用下基板表面产生不同程度的反激波现象,及锐楔区空气介质流动在弯折复板与基板之间呈扇形状分布的层流射流状态流动。锐楔区反激波现象研究对爆炸焊接熔化层形成的分析具有一定参考价值。

尖楔前体飞行器FADS系统的径向基网络建模及验证

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.

小半径急弯曲线排水隧道盾构施工控制技术

武汉清水入江八分山排水工程盾构隧道部分区间为S形连续曲线,最小平曲线半径为120m,急弯曲线段土压平衡盾构施工存在较大难度。对施工过程中盾构机铰接装置选择、管片选择与排版、千斤顶行程差、管片壁后注浆、盾构测量与姿态控制、盾构施工参数选择等关键控制技术进行研究,提出详细施工控制措施,不仅保障小半径急弯曲线段盾构施工顺利进行,避免对上覆土层和建筑环境的扰动。

FADS系统在尖楔前体高超声速飞行器中的应用

对于具有尖楔前体的高超声速飞行器,特别是某些验证超燃发动机项目的飞行器,仅仅依靠惯性导航系统(Inertial Navigation System,INS)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(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).对于FADS/INS组合系统,本文首次提出了采用切楔斜激波理论建立其气动理论模型,攻角经过校准后精度较高(误差小于0.1°);对于FADS系统,运用二维区及三维区理论建立其气动理论模型,马赫数误差在5%左右.验证结果表明FADS系统在具有尖楔前体的高超声速飞行器上应用前景广阔.

尖楔前体飞行器FADS-α的求解精度研究

对用于尖楔前体飞行器的嵌入式大气数据传感系统(Flush Air Data Sensing System,FADS)的不同攻角求解方案(FADS-α)的精度进行研究.对比分析了某尖楔前体飞行器FADS系统的三种攻角实现方案的精度及可行性:(1)将尖楔前缘作为小钝头处理,采用经典的三点式算法建立FADS系统的攻角求解方法;(2)基于压缩波-压缩波理论及膨胀波-压缩波理论建立了FADS系统的理论模型,并发展了相关的迭代算法验证模型的精度及可靠性,建立了FADS系统的攻角实现方案;(3)利用BP神经网络代替FADS系统空气动力学模型的方法,建立了FADS系统的攻角实现方案.针对尖楔前体飞行器FADS系统的特点,设计了一个具有双隐含层的神经网络模型,并对模型的精度进行了验证.结果表明,3种求解方案精度都能满足实际需求.但是方案(1)工程实现困难,方案(2),(3)建立的针对尖楔前体飞行器的FADS系统的求解方案易于实现,且方案(2)的精度优于方案(3).

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。