機(jī)載分布式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)大氣參數(shù)融合算法研究.pdf

1、隨著航空技術(shù)的高速發(fā)展，飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性、敏捷性、精確打擊能力逐步成為重要指標(biāo)，新一代飛機(jī)對大氣數(shù)據(jù)的精確測量提出了新的要求。大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)在不同環(huán)境下、不同飛行條件下的精確性、可靠性對飛機(jī)的高機(jī)動(dòng)安全飛行、作戰(zhàn)性能具有重要的意義。本文在此背景下，開展大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)和慣性導(dǎo)航系統(tǒng)數(shù)據(jù)融合技術(shù)研究，在不降低各自系統(tǒng)自主性的前提下，改善二者的綜合性能。
　　論文研究了基于機(jī)載設(shè)備測量信息的風(fēng)速估計(jì)算法，采用擴(kuò)展卡爾曼濾波實(shí)現(xiàn)該算法，為高空機(jī)動(dòng)

2、的新一代飛機(jī)實(shí)時(shí)提供高精度的風(fēng)場信息，也為機(jī)載分布式大氣數(shù)據(jù)系統(tǒng)重構(gòu)提供重要基礎(chǔ)元素。
　　針對跨音速階段大氣攻角出現(xiàn)突變誤差的情況，論文設(shè)計(jì)了一種跨音速下基于大氣/慣性/動(dòng)力學(xué)信息的慣性攻角融合算法，利用卡爾曼濾波器將慣性信息和飛機(jī)動(dòng)力學(xué)信息以及大氣信息進(jìn)行數(shù)據(jù)融合，為新型戰(zhàn)斗機(jī)跨音速階段提供穩(wěn)定、平緩變化的慣性攻角信息。
　　論文設(shè)計(jì)了一種針對大攻角飛行的大氣/慣性高度融合方法，在新型戰(zhàn)斗機(jī)進(jìn)行大攻角飛行時(shí)，斷開大氣阻尼