[發明專利]一種全新的高超聲速飛行器FADS系統測壓孔布局優化方法

在審

• 申請號: 202011592880.8
• 申請日: 2020-12-29
• 公開（公告）號: CN112668099A
• 公開（公告）日: 2021-04-16
• 發明（設計）人: 楊柳慶;楊婷婷;王鵬飛;張勇
• 申請（專利權）人: 南京航空航天大學;南京長空科技有限公司;南京浦口高新技術產業開發區管理委員會
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/28;G06F113/08;G06F119/14
• 代理公司: 北京華沛德權律師事務所 11302
• 代理人: 馬苗苗

本發明公開了一種全新的高超聲速飛行器FADS系統測壓孔布局優化方法，包括以下步驟：根據初始猜想值定義測壓孔初始位置；用計算流體動力學CFD計算飛行器頭部的壓力分布；基于FADS系統空氣動力學模型解算大氣數據，多次重復取平均值與參考數據比較獲得誤差；進行價值函數的計算，通過混沌灰狼優化算法實現目標函數的最小化。本發明采用的混沌灰狼優化算法具備跳出局部最優解的能力，使獲得最優解的質量更加可靠，利于全局擇優；基于此特點，本方法能確定高超聲速飛行器最佳的測壓孔位置，從而提高FADS系統的測量精度和抗干擾能力。

技術領域

本發明涉及大氣數據傳感器檢測位點的確定方法，具體是一種全新的高超聲速飛行器FADS系統測壓孔布局優化方法。

背景技術

以超燃沖壓發動機為動力的吸氣式高超聲速飛行器，由于一體化的機身/推進系統設計，超燃沖壓發動機對迎角極為敏感，需要準確測量。高超聲速飛行的高熱環境又限制了以空速管、風標式迎角傳感器等為基礎傳統大氣數據系統的應用。FADS系統通過安裝在飛行器頭部前端或機翼前緣的壓力傳感器陣列來測量迎角、側滑角、動壓、靜壓及馬赫數等參數。通常,至少在飛行器頭部(鈍頭體或圓錐體)的某一橫截面上布置四只氣壓傳感器,用于測量靜壓和攻角,而在鈍頭體或圓錐體的頂點處安置一只氣壓傳感器用于測量總壓,如圖1所示。

壓力孔陣列中，壓力孔的數量、布局形式等對迎角、側滑角、靜壓等大氣數據參數的計算精確性有影響。傳統的測壓孔位置布局一般依靠經驗進行選取。“計量學報”第25卷第3期第257-261頁文獻《基于模糊邏輯的嵌入式飛機大氣數據傳感器測量位置優化設計》中以模糊邏輯為理論基礎,結合大氣數據的基本探測原理,設計了用于嵌入式大氣數據系統中傳感器測量位置進行優化設計的方法。該方法先建立優化準則，建立相應的隸屬度函數，利用實數積算子運算得到最優的“站位”(測壓孔的截面位置)。該方法一方面只能優化測壓孔的截面位置(即圖1中的x坐標)，而同一個截面上的測壓孔位置未進行優化；另一方面，總壓、迎角、靜壓等參數的最優位置并不一致，該方法并未給綜合這些參數的測壓孔位置如何選取。此外，該方法還存在并未給出測壓孔數量的優化準則、隨著站點的增多實數積算子運算復雜程度迅速增加等局限性。

發明內容

本發明的目的是提出一種全新的高超聲速飛行器FADS系統測壓孔布局優化方法，建立綜合性能指標并通過混沌灰狼優化算法能得到全局最優解，從而為吸氣式高超聲速飛行器FADS系統建立一套測壓孔布局設計方法，以避免目前測壓孔布局多依靠經驗、缺乏理論支撐的不足。

為實現上述目的，本發明采用如下的技術方案：

初始化：令當前計算次數k＝1，測壓孔初始位置；

將測壓孔的位置在笛卡爾坐標系中詳細指出，并將笛卡爾坐標系中坐標轉換為圓錐角和圓周角表示，飛行器頭部(x_i y_i z_i)位置對應圓錐角λ_i和圓周角φ_i，也可用圓錐角和圓周角表示測壓孔位置，初始猜測位置(x_i y_i z_i)或(x_i λ _iφ_i)的壓力值記為P_i；

假設吸氣式高超聲速飛行器設計工作狀態為α_r＝2°，β_r＝0°，Ma_r＝7,運用計算流體動力學(CFD)軟件計算飛行器頭部的壓力分布得到壓力值P_i；

通過l次蒙特-卡諾仿真來模擬壓力測量隨機誤差對大氣數據計算的影響，CFD仿真得到的壓力值P_i上加上一般的分布式隨機噪聲作為壓力測量模擬值，如下式(1)所示：

P_mik＝P_ik+ε_k (1)