高超聲速嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)及研究.pdf

1、精確測量大氣飛行數(shù)據(jù)對于現(xiàn)代飛行器是非常重要的,全部的大氣飛行數(shù)據(jù)狀態(tài)可以由迎角、側(cè)滑角、馬赫數(shù)、壓強(qiáng)和飛行器相對于周圍大氣飛行時(shí)的速度描述,利用這些參數(shù),其他大氣數(shù)據(jù)便可以推算出來。對于高超聲速飛行器,對溫度環(huán)境有極高的要求,所以傳統(tǒng)的大氣數(shù)據(jù)傳感器便不能使用,這時(shí)便需要一種新的傳感系統(tǒng),稱為嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)(FADS),它利用安裝在飛行器頭部的壓強(qiáng)傳感器陣列,通過飛行時(shí)得到的壓強(qiáng)數(shù)據(jù),經(jīng)過一定的算法,得到飛行器飛行時(shí)的大氣數(shù)據(jù)

2、。
　　本文先證實(shí)了CFD模擬計(jì)算方法的可行性,通過計(jì)算RAE2822翼型的流場分析,并分析了不同湍流模型與實(shí)驗(yàn)值的對比,最終確定了本文所用到的湍流模型為SA模型。
　　通過分析不同的高超聲速飛行器系統(tǒng)發(fā)現(xiàn),FADS主要包括以下幾個(gè)方面:空氣動(dòng)力學(xué)模型、飛行器測壓孔布局、大氣數(shù)據(jù)求解算法和校正。本文主要針對高超聲速飛行器,利用軟件三維建模,劃分網(wǎng)格,再計(jì)算不同飛行條件下飛行器頭部的壓強(qiáng)場,獲得壓強(qiáng)數(shù)據(jù)。通過對這些數(shù)據(jù)的分析,