本文關(guān)鍵詞：鈍頭機體用FADS系統(tǒng)的校準(zhǔn)

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【摘要】：基于縮比為1/7的F-14全機模型在馬赫數(shù)Ma=0.73,0.90,1.05,1.20,1.39,迎角α=-4°~20°,側(cè)滑角β=-8°~8°時的風(fēng)洞測壓試驗數(shù)據(jù),對鈍頭機體用嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng)(Flush Air Data Sensing System,FADS)的3個校準(zhǔn)參數(shù)上洗角、側(cè)洗角及形壓系數(shù)進行了校準(zhǔn)。結(jié)果表明,基于三點式算法的不同測壓點選擇方案對上洗角及側(cè)洗角的影響較大,與駐點測壓孔呈對稱配置的測壓點校準(zhǔn)效果較好,且上洗角與側(cè)洗角的校準(zhǔn)是相互獨立的。而形壓系數(shù)的校準(zhǔn)與馬赫數(shù)及有效迎角、有效側(cè)滑角相關(guān),隨著馬赫數(shù)的增加,形壓系數(shù)數(shù)值上趨近于0。
【作者單位】： 中國航天空氣動力技術(shù)研究院;
【關(guān)鍵詞】： 嵌入式大氣數(shù)據(jù)傳感系統(tǒng) 校準(zhǔn) 上洗角 側(cè)洗角 形壓系數(shù)
【基金】：航天十一院自主創(chuàng)新研發(fā)項目(80000800029921171206)
【分類號】：V241
【正文快照】： 0引言對于大氣層內(nèi)飛行的飛行器的實時控制、導(dǎo)航和飛行后的數(shù)據(jù)分析,準(zhǔn)確測量其飛行參數(shù)至關(guān)重要[1]。傳統(tǒng)的測量系統(tǒng)采用基于壓力測量的置于飛行器頭部的空速管,以及安裝在飛行器側(cè)緣的迎角及側(cè)滑角傳感器等裝置進行測量。但對于大迎角狀態(tài)下飛行的飛行器,其前端及側(cè)緣探出

【相似文獻(xiàn)】

中國期刊全文數(shù)據(jù)庫 前10條

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本文編號：878284