展望系统辨识方法在大攻角气动问题研究中的应用

在分析了目前进行飞行器大攻角气动特性研究所采用的尾旋风洞试验、常规风洞自由飞试验和遥控模型自由飞试验的优缺点之基础上指出:把系统辨识方法与这些试验方法结合起来,是一种行之有效的研究飞行器大攻角气动问题的技术途径,它可以简化这些试验方法的一些技术环节,提高试验精度。若气动数据来源于尾旋风洞,这种新方法只能研究飞机的发展尾旋和改出尾旋;若气动数据来源于常规风洞,这种新方法也只能研究飞行器的大攻角、偏离、过失速和失速性滚摆/滚转模态;只有通过模型自由飞获取气动数据,这种新方法才有可能研究包括尾旋全过程在内的各种大攻角飞行模态。     

风洞模型自由翻滚实验动导数辨识方法

用笔者发展的从风洞模型自由翻滚实验数据获取动导数的最大似然辨识方法仿真的算例表明 ,动导数辨识结果受测量误差、测量噪声以及静态俯仰力矩系数非线性的影响很小 ,而常用的动导数估算方法所得结果受其影响较大。最后 ,采用最大似然辨识方法处理了某飞行器模型风洞自由翻滚实验数据 ,获取了该飞行器在M =4.0和M =6.0下 0°～ 1 80°振幅范围的动导数     

返回舱跨声速自由飞行的静动稳定性

采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术，研究大钝头、小升阻比的类"联盟号"返回舱在跨声速区自由飞行时的运动特性与气动特性规律。以单平面光路拍摄返回舱模型在风洞中自由飞动态运动过程图像，经图像自动判读获取其运动轨迹与姿态角，并以参数微分法对模型运动姿态角进行线性与非线性气动参数辨识，得到模型俯仰方向的静、动稳定导数系数。研究结果表明:采用线性与非线性气动参数辨识所获得的静稳定导数系数C_mα均小于零，在数值上差距不大；从非线性气动参数辨识结果看，返回舱静稳定导数系数的数值主要由线性项C_mα0决定，非线性项C_mα2α2所占比例较小；类"联盟号"返回舱静稳定导数系数的非线性较弱，可近似用线性气动模型进行辨识。在试验迎角范围内，返回舱的动稳定导数系数呈现出非线性性质，且在小迎角范围内由线性项决定，在大迎角范围内主要由非线性项主导。     

激波风洞气动力试验不确定度影响因素分析

参考北大西洋公约组织和AIAA推荐的风洞试验数据不确定度计算方法,结合激波风洞运行特点,确定激波风洞气动力试验的主要误差源,计算激波风洞B-2标模气动力测量结果的不确定度.采用改变单一变量的方法计算主要误差源对测量结果不确定度的影响程度,辨析对不确定度起主要作用的基本参数.计算结果表明:皮托压力和总压的测量结果对流场参数影响显著,皮托压力的测量结果比总压测量结果对流场参数与气动力测量结果影响更大;降低皮托压力和总压的偏离极限,有利于提高激波风洞气动力试验数据的质量.     

200m自由飞弹道靶模型高精度视觉位姿测量技术

为精确测量弹道靶超高声速自由飞模型位姿变化参数以用于气动力参数辨识，中国空气动力研究与发展中心结合双目视觉定位技术和前光照相技术，在弹道靶上发展了超高声速自由飞模型的高精度视觉位姿测量技术。双目测量站沿模型飞行方向布置，试验前完成测量站单站标定、多站全局坐标关联等。模型进入测量站视场中心时，脉宽小于10ns的激光经扩束后照射表面带编码标记点的模型，同时双目测量站相机获得前光图像。试验后通过模型表面标记点识别解算，获得模型飞行过程的位姿参数。在解决靶室杂光滤除、前光光源出口光斑匀化、双目测量站全局关联、模型表面处理及标记点制作等技术的基础上，建立了200m自由飞弹道靶模型高精度视觉位姿测量系统。在200m自由飞弹道靶上开展了长165mm的20°锥模型的飞行试验，试验环境压力15kPa、速度2.7km/s，根据视觉位姿测量系统获得的锥模型在各测量站飞行位姿参数和激光器的出光时序，通过辨识获得锥模型的阻力系数和动导数等气动力参数，所得结果与AEDC G靶上的结果趋势基本一致。     

旋转导弹风洞动态测力试验技术研究

常规风洞静态气动力测量技术无法得到旋转导弹的非定常气动特性数据，需要研究在风洞中模拟旋转导弹运动特征以及对气动力实现动态测量的试验技术。在1.2 m量级超声速风洞中，研究了大长细比导弹模型旋转运动主动控制技术以及与旋转运动对应的动态测量试验技术。采用旋转导弹模型（长细比为20）对建立的试验技术进行了风洞试验验证。结果表明:采用微型驱动系统并对旋转组件与导弹模型进行一体化设计，可以对大长细比导弹模型转速进行稳定控制；建立的风洞动态测力试验技术可以对导弹模型旋转运动下的动态数据进行测量，试验数据重复性精度良好。     

激波风洞中三角翼体模型的大攻角气动力测量和局部方法的应用

在激波管风洞中,模型自由飞方法测量了两种不同迎风面三角翼体模型的大攻角气动力。应用局部方法以一种迎风面外形的实验结果为依据,估算了另一迎风面外形的气动特性,结果与实验值吻合较好。另外,本文还进一步估算了航天飞机外形的气动特性,与美国的 CALSPAN 公司48英寸(1.2米)激波风洞中的实验值相比,结果也令人满意。从而表明,局部方法和实验相结合。用于简捷快速估算任意外形的高超声速气动特性是一有效的工程预示方法。     

风洞测力试验数据的随机不确定度

本文首先叙述了确定风洞测力试验数据不确定度的必要性,然后介绍了计算随机不确定度的方和根合成方法。在这基础上,对于天平测力和自由飞测力两种情况,推导了计算气动力系数、马赫数、雷诺数等的随机不确定度的公式,给出了算例,并分析了各直接测量量的随机不确定度对上述几个间接测量量的随机不确定度的影响。     

高超声速飞行器气动力/热参数辨识研究综述

飞行器气动力和气动热参数辨识是高超声速飞行器设计的关键技术之一.笔者对高超声速飞行器的气动力和气动热参数辨识技术进行了综述.介绍了飞行器气动力、气动热参数辨识的基本原理与主要方法,气动力、气动热参数辨识技术在高超声速飞行器研发中的应用情况与发展趋势.同时也简要介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)在气动力和气动热参数辨识研究方面的研究概况.     

风洞自由飞模型俯仰阻尼导数的提取方法

本文介绍了提取风洞自由飞模型俯仰阻尼导数的一种方法。使用非线性微分方程对模型姿态角进行参数辩识而得到以瞬时角位移表示的俯仰阻尼导数。假定在每个振动周期内模型阻尼变化小,且阻尼导数对称。使用 Kryloff-Bogoliuboff 方法对瞬时阻尼进行平均化处理便给出以角振幅表示的模型俯仰阻尼导数。这种角振幅表示法使模型非线性阻尼导数具有良好的重复性。因此,风洞自由飞模型非线性俯仰阻尼导数表示为角振幅的函数更为合理。而且在实验数据的角振幅变化范围内提供较为可靠的结果。     

风洞自由飞试验中气动参数辨识准度评价方法研究

当高超声速风洞自由飞试验的测量数据被有色噪声污染时，传统的Cramér-Rao界作为参数估计准度的度量往往过于乐观。文本采用一种修正协方差方法来处理传统的最大似然估计的残差，以便计算出有色残差情况下精确的Cramér-Rao下界，对辨识参数结果进行不确定度评价。以10°半锥角尖锥模型为例，通过大量的Monte Carlo仿真试验和风洞试验验证了修正协方差方法的有效性。结果表明，在风洞试验测量存在有色噪声情况下，修正协方差方法给出的标准差均值约为传统的Cramér-Rao界方法给出的标准差的3~5倍，与参数估计的统计标准差一致，客观反映了参数辨识结果的精准度。     

利用LSCE方法识别桥梁气动导数研究

在节段模型自由振动法识别桥梁气动导数风洞试验中,采用LSCE识别方法,无需迭代和设定初始值而实现整体识别.对具有理论解的理想平板气动导数进行识别仿真研究,结果表明:对不含噪声信号识别结果与理论解完全一致,对含有20%噪声的低信噪比信号识别除了A*4以外也都有较好的一致性,表明LSCE方法具有较高的识别精度和良好的抗噪声性能.风洞试验研究结果进一步证明了该方法具有较好的识别效果.     

常规高超声速风洞模型自由飞试验发射装置设计与应用

自由飞模型发射技术是自由飞试验技术的关键技术之一。针对常规高超声速风洞,中国空气动力研究与发展中心超高速空气动力研究所对模型发射装置进行了详细设计与分析,并采用典型外形模型在某高超声速风洞上开展了模型自由飞试验（试验马赫数6.0）。试验结果表明:装置发射效果良好,模型发射后姿态平稳;根据不同风洞具体情况进行适应性尺寸改造,发射装置能够广泛应用于常规高超声速风洞自由飞试验。在发射装置结构设计时,模型的发射压力与发射速度应作为重要参数加以考虑;模型夹持器需根据模型的不同外形进行适应性设计。     

Φ1.2 m高超声速风洞引射系统设计与性能试验

针对大型高超声速风洞总增压比高、抽吸范围宽、多级参数匹配等要求,开展了Φ1.2 m高超声速风洞多级引射器系统设计计算与抽吸试验研究。通过对无风洞主气流时第一、二、三级引射器的单级性能调试和多级组合性能调试,获得了三级多喷管中心引射器不同工作参数组合的抽吸性能,试验段静压最低达660 Pa。据此,总结得到了多级引射器高效运行的参数匹配原则。有风洞主气流时的引射系数试验结果与理论计算结果吻合较好,验证了多级多喷管引射器气动设计方法的可行性。设计结果可靠,可为高超声速风洞或其他地面气动试验设备的多级引射器系统设计与运行提供技术参考。     

基于符号计算的风洞试验测量不确定度评估

基于符号计算进行风洞试验测量不确定度分析可以实现实验数据处理公式及误差灵敏度系数的自动推导 ,采用该方法对ZSDD 1导弹标模风洞试验结果进行了定量的试验不确定度评估 ,计算得到的气动力系数精度极限与重复性试验得出的试验精度吻合良好 ,气动力系数偏离极限计算值通常是其精度极限的 3～ 4倍 ,其不确定度大约是其精度极限的 4倍。笔者所述分析方法和分析程序为定量评估风洞试验数据的可靠性提供了一种有效手段。     

基于声学风洞的麦克风阵列测试技术应用研究

根据声学风洞气动噪声试验研究的需求,介绍了一种适用于声学风洞试验的麦克风阵列测试技术,并针对声学风洞的特点,利用风洞射流剪切层修正方法,提高了麦克风阵列识别声源的精准度.通过数值仿真和在0.55m×0.4m声学风洞的试验研究,验证了麦克风阵列测试系统和麦克风阵列数据处理方法识别声源的能力.研究结果表明所采用的麦克风阵列测试技术可用于声学风洞试验.最后还采用36通道的麦克风阵列在0.55m×0.4m声学风洞开展了NACA23018翼型气动噪声试验研究,试验明显地观察到翼型后缘噪声,获得不同迎角下翼型的噪声特性.     

根据风洞试验结果建立有尾翼导弹数学模型

通过分析有尾翼导弹气动力的对称特性,建立了有尾翼导弹空气动力系数的三角级数模型,给出了模型结构确定方法,并对某导弹风洞试验数据进行了建模研究,建模结果验证了所建模型的有效性和可行性。该套方法可以减少风洞试验量、帮助总结气动力规律、校正风洞试验的误差,并能为控制规律设计和性能分析提供方便。