飞行器大迎角下俯仰静、动导数的数值计算

 采用一种适用于非定常流动计算的逐次超松弛（SOR）时间推进方法耦合求解非定常Navier-Stokes方程和强迫运动方程,数值模拟了NACA0012翼型、弹道外形(HBS)和有翼导弹等飞行器在不同初始迎角下做强迫俯仰振荡的黏性动态流场,给出动态气动力及力矩系数的时间历程;采用积分法获得飞行器的静导数和动导数,将计算结果与实验结果及半经验理论预测方法进行比较并分析飞行器在大迎角下动态特性的非线性特征;计算结果与实验值相吻合,表明本文采用的非定常数值模拟方法在大迎角下能够较准确地模拟飞行器的动态特性,具有工程应用价值。     

可折叠翼变形飞行器气动特性研究

本文设计了一种可折叠翼概念无人机的变形飞行器模型,提出了一种变形飞行器气动系数的定义,通过数值计算,对比了飞行器变形前后以及不同内翼折角状态下的气动特性,分析了飞行器气动系数与内翼折角、迎角以及飞行马赫数的变化关系。     

超临界翼型射流环量控制的数值计算

为提高飞行器的升力特性,改善起飞着陆和机动性能,研究了射流环量控制对超临界翼型气动特性的影响。基于计算流体力学,对影响计算效率和精度的网格参数进行了优化设计,得到一种高效高精度网格的剖分方法;并以此为基础,建立超临界翼型环量控制的计算模型,求解雷诺平均N-S方程,分析了环量控制在不同动量系数和迎角下的作用效果,数值计算结果与实验结果基本一致。结果表明:环量控制大大提高了翼型的气动特性,且在小迎角或负迎角就可以产生较大的升力,但是动量系数并不是越大越好。计算结果可为进一步研究环量控制对飞行器的影响奠定理论基础。     

扇翼飞行器翼型附面层控制数值模拟

基于扇翼飞行器翼型特殊的几何形状及流场特性,在原有翼型的弧形槽下方和后缘加装控制阀门,通过调节阀门开启及开启尺寸的大小,利用弧形槽低压涡所产生的吸力对翼型后缘的附面层进行一定的控制,达到增升减阻的效果。通过采用计算流体力学的方法对其机理及阀门开启尺寸的影响进行了详细计算和分析,研究表明当阀门开启的尺寸为10 mm时,修改翼型的最大升力系数、失速迎角及相同迎角下的升力系数和推力系数均大于基本翼型;随着阀门开启尺寸的增大,修改翼型的最大升力系数和失速迎角均减小,但是在失速前,修改翼型在相同迎角下的升力系数大于基本翼型。此方法可以改变先前通过增大横流风扇的转速来提高其气动性能的做法,减小了能量的消耗,增大了整个飞行器的航程,为扇翼飞行器能够早日投入实际运用奠定了一定的理论基础。     

基于神经网络的飞行器再入制导研究

论述了神经网络理论在飞行器再入制导方面的应用.在分析各方法优缺点的基础上,提出了一种基于广义同归神经网络(GRNN)模型的再入制导方法.神经网络通过一组选定的轨迹样本进行有导师训练,训练好之后作为控制指令生成器,输入为再入过程中飞行器的状态参数,输出为倾侧角控制量,迎角控制量则由迎角剖面给定.仿真结果验证了该方法在再入...     

扑翼飞行器机翼平面形状设计方法研究

通过均匀试验法在设计变量状态空间内寻找分布更均匀、更能反映系统性能的状态点,使用改进的片条理论计算机翼的气动特性,建立了扑翼飞行器机翼面积分布(尖削比)、扑动迎角与扑动频率的响应面模型,得到了尖削比对机翼气动特性的影响规律和机翼升力系数关于尖削比、频率与迎角的估算公式。     

超音速、高超音速飞行器动导数的高效计算方法

将超音速、高超音速气动力工程计算方法综合起来,推广到非定常气动力的计算,并用于求解任意外形飞行器作强迫运动时的非定常气动力.在此基础上进一步发展了一种适合于超音速、高超音速大迎角状态的飞行器动导数计算方法和程序.计算结果与国际标准实验数据作了比较,证明了该程序的正确性和精度.研究了减缩频率和基本迎角对动导数的影响,结果表明基本迎角对动稳定性导数影响较大,而减缩频率在小迎角范围内对动导数影响很小.     

一种新的空间飞行器再入制导律研究

基于阻力与能量关系的优化剖面,以该再入剖面作为基准轨迹,给出了跟踪这一基准轨迹的空间飞行器再入制导律与控制律,将基准轨迹转化为相应的迎角剖面和滚转角剖面,设计了相应的结构配置。仿真结果表明,基于阻力与能量关系剖面设计的制导律满足了各项约束条件,并能成功地控制飞行器到达所要求的位置。     

扑翼飞行器非定常气动特性研究

为了研究复杂的非定常运动状态下扑翼飞行器翅翼的气动特性,针对自行研制的一种仿鸟扑翼飞行器建立了翅翼二维非定常空气动力学模型.基于该模型,通过用MATLAB编制计算升力系数和推力系数的程序,计算并分析了各运动参数对升力和推力特性的影响.结果表明,相位差对推力系数的影响较大,而升力系数随迎角的变化较快.     

基于深度学习的飞行器故障情况下可配平能力快速预示方法

针对飞行器在执行机构故障条件下配平能力受限的问题，本文提出了一种基于深度学习的故障情况下可配平能力快速预示方法。首先，建立飞行器气动力矩和执行机构故障模型，并给出飞行器旋转配平条件。其次，在不同执行机构故障情况下，采用基于二次规划的可配平能力求解方法，在迎角/侧滑角二维平面内进行遍历求解，得到当前故障情况下的可配平能力剖面，并采用8个特征点进行包络，同时为所提方法提供样本。再次，利用深度神经网络强大的拟合能力，从样本中提取故障和气动力矩信息作为网络输入，特征点的迎角和侧滑角的值作为网络输出，离线训练深度神经网络。利用训练好的深度神经网络根据当前故障信息实时计算可配平能力剖面。最后，通过仿真验证了所提方法的有效性和实时性。     

飞机迎角的校准及测量

本文首先叙述了迎角传感器空中校准的必要性和常用校准方法,简要介绍了各种常用空中校准方法的原理及其优缺点。实践表明利用静姿态角法阳参数辨识法相结合进行迎角空中校准,在一定范围内是切实可行的。但在大迎角及失速飞行中因非线性带来的一些问题大大增加了校准的难度。本文针对这一事实提出了用直接测定姿态角加计算航迹角间接确定飞机迎角的方法,解决了Y—7飞机失速试飞中的迎角测量问题。实践表明,该方法可以推广用于一般民用飞机的迎角测量。     

一种估计飞行器运动特性的实用极大似然法

飞行器运动特性受非线性因素和随机噪声的影响,给气动系数,飞行稳定性与操纵性指标的结构模型辨识带来许多困难。为了解这个问题,首先提出了使用极大似然估计法,以提高辨识效率。接着建立了基于飞行器运动固定型数学模型下的极大似然函数,并给出了一种实用极大似然算法及其实现。     

液体火箭发动机对单级入轨运载器的影响

对给定的飞行任务，计算了推进系统采用国外现有、改型以及新型液体火箭发动机时，主推进系统发动机的组成方式对单级入轨运载器干质量的影响。对推进系统采用改进SSME的单级入轨运载器，计算了在运载器起飞质量不变的情况下，发动机比冲和质量对运载器有效载荷的影响，以及在有效载荷不变的情况下，发动机比冲和质量对运载器子质运的影响。计算结果表明，推进系统采用双燃料双膨胀发动机的单级入轨运载器具有最小的干质量。     

用极大似然法辨识轴对称飞行器的气动参数

采用极大似然法完成了轴对称飞行器的非线性气动参数辨识。根据飞行弹道的特性,采用考虑了横侧向运动耦合的纵向三自由度飞行动力学模型;为了反映气动参数随马赫数的变化,给出了一种考虑马赫数变化的气动参数数学模型,并采用了分段辨识的技巧;通过采用建模前估计法的辨识结果作为极大似然法的初值,保证了极大似然法的收敛,计算结果表明：这种算法对大攻角下的非线性气动参数能获得满意的辨识结果。     

用圆弧样条计算地形跟随技术中的期望航迹

从地形外形的采样数据设计飞机贴地飞行的期望航迹,然后由相应的最优控制器使飞机按此航迹飞行,这一地形跟随技术中的最优控制算法,日益得到重视和发展,并应用在综合地形跟随/回避技术中。 本文提出了采用圆弧样条计算期望航迹的方法,在几十种地形情况下进行了对比研究,证明是可行的。明显地减少了期望航迹计算的工作量,增加了系统实时计算的可能性。     

极大似然法及在有控飞行器气动参数辨识中的应用

 <正> 一、引言 飞行器气动参数辨识作为系统辨识理论在航空、宇航领域的应用分支,在一些发达国 家受到了相当的重视,并且从70年代以来已形成了气动参数辨识软件包,不仅缩短了飞行器的设计、改型及性能分析的周期,并且还具有靠风洞实验或理论分析所不具备的优点。目前飞行器的气动参数辨识虽已有很大发展,但是对有控飞行器的闭环辨识问题仍未解决,分析传感器非线性因素对气动参数辨识结果的影响也不够深入。本文使用极大似然法,结合某有控飞行器的全弹道仿真数据,研究了在闭环飞行状态下进行气动参数辨识所存在的问题,分析了传感器的非线性因素对气动参数辨识的影响。     

提高飞行器姿态角计算精度的方法研究

分析了传统的通过方向余弦矩阵、四元数形式的飞行器转动微分方程数值积分结果确定姿态角方法的不足,介绍了基于改进的牛顿法确定飞行器姿态角的方法.基于多次测量均值效应原理,介绍多使用上述两种方法中的元素提高飞行器姿态角计算精度的算法及仿真结果.     

气动外形光顺及其对气动力数值模拟效果的影响

对飞行器及其部件进行气动力数值模拟时,气动外形常常是以离散数据形式给出。若外形的~、二阶导数不能保持连续且光滑就称其为不光滑表面。为解决由此带来的问题,用总体光顺方法(包括横轴转换、分段最小二乘多项式和最小二乘三次样条技术)和基于加权方式的局部光顺方法对不光滑表面进行光滑化处理。经光滑处理后可改善气动外形的几何特性,进而改善气动力数值模拟的效果。     

从非稳态飞行中确定飞机的纵向平衡曲线

介绍了俄罗斯飞行研究院广泛应用的从非稳态飞行中确定飞机纵向平衡曲线的试飞方法。该方法具有对试飞员动作要求宽、每个动作所包含的信息量大、节省起落、缩短试飞周期的优点。同时,还就该方法所存在的不足进行了讨论。     

规则水波对低空飞行机翼特性的影响

掠海飞行实施袭击是战争中的有效攻击手段之一,但是飞行器在海洋上作低空飞行时,其气动特性将受到波浪与空气相互作用的影响。本文根据所得到的理论结果,提出了求解规则水波对于低空飞行机翼特性影响的方法,并给出了若干算例。