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导弹气动伺服弹性稳定性分析 总被引:14,自引:0,他引:14
分析了带有舵面及控制系统的战术导弹的气动伺服弹性稳定性。动力学方程中包含弹体的一阶弯曲振动、弹体的刚体平动和转动 ,可控舵面只考虑刚体偏转。用细长体理论和气动导数方法计算了导弹的非定常气动力 ,两种方法均适用于亚音速和超音速情况。采用 Nyquist方法和 Bode图方法分析了某导弹的气动伺服弹性稳定性和稳定裕度 ,两种气动力方法所得结果一致。 相似文献
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飞艇的动导数和附加质量分别表征其在有黏流和无旋无环流中所受非定常气动力/力矩。为了解决在飞艇建模中这两种气动系数的融合问题,分别研究了动导数和附加质量的成分划分问题以及同成分气动系数的融合方法。通过介绍能同时兼容有黏流和无旋无环流的气动力和力矩分析理论,得出同成分气动力/力矩融合时应当取有黏流中的结果并摒弃对应的无旋无环流结果。通过研究气动力/力矩与运动体当前运动参数的关联性,建立依据当前运动参数划分气动力/力矩或气动系数的方法。为了使两种流场中的气动系数分类方法相同,对飞艇的当前运动参数进行重构,使得气动系数在两种流场中均可按重构后运动参数明确划分和计算。根据研究结果,建立了一种动导数与附加质量的新融合方法,并讨论了它与现有文献方法的差异。通过算例分析不同融合方法对飞艇纵向扰动运动特性的影响,说明采用新融合方法的必要性。 相似文献
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本文在小扰动和准静弹性假设下对弹性飞机纵向动态特性进行了计算和分析。对弹性变形对动态特性的影响进行了初步讨论。本文采用格林函数法求得飞机的气动力,用正则模态法计入弹性变形影响并引入准静弹性假设,得到了研究纵向动态特性所需的全部刚体飞机气动导数和弹性飞机气动导数。利用这些导数,对准静弹性飞机动态特性进行计算研究。并将计算结果与刚化模型的同一飞机进行比较和分析。 相似文献
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气动外形光顺及其对气动力数值模拟效果的影响 总被引:2,自引:0,他引:2
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。 相似文献
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飞行仿真气动力数据机器学习建模方法 总被引:1,自引:0,他引:1
基于机器学习思想,提出了一种大空域、宽速域的气动力建模方法。该方法利用飞行仿真弹道数据辨识的气动力数据,采用人工神经网络技术,实现了对高度、速度、姿态和舵偏角等多维度强非线性特性的全弹道气动力数据的高精度逼近。首先,分析了神经网络层数、隐含层神经元个数等对建模误差的影响,通过对典型弹道气动数据的神经网络建模计算,确定了较合适的神经网络层数和较优的隐层神经元个数。进而,利用飞行仿真的弹道数据辨识出沿弹道的气动力,采用神经网络建立了包含多个弹道融合的气动力模型,输出量分别为三轴气动力系数和力矩系数。最后通过气动模型输出量与原样本数据的对比,以及4条未参与训练弹道气动数据的预测,验证了该气动力建模方法具有较高的精度。建模结果表明:采用神经网络方法建立的飞行器气动力模型,对拟合多源耦合输入全弹道非线性气动力是可行的和有效的,在样本覆盖的高度、速度、姿态和控制舵偏角范围内,气动力拟合能力较强,并具有一定的外推性。该项研究可以为基于飞行试验数据的气动建模提供新的方法,并且能为飞行器气动力数据挖掘、飞行仿真和总体性能分析提供参考。 相似文献
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飞行器设计早期阶段需要预测大量工况下的动导数。本文发展了一种面向超/高超声速飞行器的动导数极快速预测方法:首先基于当地流活塞理论,将飞行器进行小幅非定常运动所受到的气动力分为受自由来流引起的无附加扰动项以及受物面变形或运动引起的附加扰动项;通过当地表面斜度法、激波后等熵关系求解物面当地流动参数,进而结合非定常运动规律求出飞行器所受非定常气动力;再采用待定系数法对非定常气动力进行提取、辨识,最终得到超/高超声速飞行器动导数。该方法克服了传统方法对CFD流场参数的依赖和耦合,具有极高的计算效率;同时典型算例验证表明,该方法在超声速、高超声速工况下都能够很好预测动导数变化趋势。将该方法应用于复杂外形飞行器动导数预测,并讨论了与CFD方法的误差来源。本文方法可作为高速飞行器总体设计阶段布局选型的工具。 相似文献
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飞机积冰后若干飞行力学问题综述 总被引:5,自引:2,他引:3
回顾飞机积冰后若干飞行力学问题研究的历史与现状,着重介绍了积冰飞机气动数据的获取途径、积冰飞机飞行力学建模与飞行仿真、积冰对飞机稳定性和操纵性的影响以及积冰对飞机飞行性能的影响.在已有飞机积冰后飞行力学问题研究的基础上,提出了飞机积冰后飞行力学问题研究领域需要解决和关注的若干问题,包括通过数值模拟方法获取积冰飞机的气动数据、完善积冰对飞机气动导数影响的计算模型以及加强平尾失速方面的研究.今后需要进一步对模拟冰风洞、数值模拟方法和平尾失速进行研究,并获取更多实验数据. 相似文献
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QAR数据处理在气动力矩参数辨识中的应用 总被引:1,自引:0,他引:1
长期飞行引起的结构疲劳损伤和复杂环境下的腐蚀损伤等因素导致飞机的气动模型会随时间略有变动,而飞机气动模型的辨识对于分析飞机当前的运行状况具有重要意义.为了完成飞机气动模型的再次辨识,通过分析、处理飞机自带的快速存取记录器(QAR)数据,根据动力学原理建立气动力矩数学模型,最后运用极大似然法辨识出各气动导数.经验证,辨识结果满足仿真要求,可应用于模拟飞行、机务维修信息指导和事故预警与重现等. 相似文献
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简要了介绍了样条函数法的基本原理,飞机的数学模型和空气动力系数的样条函数表达式。用一算例说明了估计过程,获得了纵向气动导数随迎角变化的估计结果。同时还研究了迎角节点间隔和样条函数的次数对估计结果的影响,估计结果表明,样条函数法是非线性参数估计的重要方法之一,适当减小节点和间隔和适当增加样条函数次数可以提高参数估计的精度。 相似文献
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基于非定常面元/黏性涡粒子混合法的旋翼/平尾非定常气动干扰 总被引:1,自引:0,他引:1
旋翼/平尾非定常气动干扰是导致直升机纵向“抬头(Pitch-up)”现象的主要原因。为在直升机设计阶段准确分析旋翼/平尾非定常气动干扰以及由此引起的低速纵向操纵特性变化,通过涡量等效原则和Neumann物面边界条件建立了适用于旋翼/平尾气动干扰分析的非定常面元/黏性涡粒子混合法。该方法耦合了考虑尾迹时变效应的非定常面元法、黏性涡粒子法及涡量镜面法,以准确模拟旋翼和平尾的非定常气动载荷、旋翼尾迹的非定常特性以及旋翼尾迹对平尾的气动干扰效应。首先通过计算NASA ROBIN(Rotor Body Interaction)旋翼尾迹几何和诱导速度分布,并与实验测量值、时间精确自由尾迹及CFD计算结果对比验证方法的准确性。相比于时间精确自由尾迹,本文方法计算精度更高。随后分析了旋翼/平尾非定常气动干扰对平尾向下气动载荷和气动导数的影响,并分析了平尾构型对旋翼/平尾非定常气动干扰的影响规律。分析表明:旋翼尾迹与平尾干扰导致低速状态的平尾载荷突增,气动导数反号;低平尾气动载荷突增较大,高平尾较小,但高速气动导数反号;前置平尾载荷突增量减小,但对应速度范围较宽;右旋直升机右平尾载荷突增量较小,但气动导数特性基本不变。 相似文献
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高超声速气动力试验模拟准则的有效性问题阻碍了飞行器气动性能预测能力的发展。鉴于此,将尺度化方法应用于实验空气动力学领域,基于连续流域高超声速流动的双尺度特点,对各参数选取适当的尺度将流动控制方程尺度化。针对典型飞行状态,通过计算尺度化方程中各系数的量级,获取高超声速气动力试验模拟参数的选择准则。研究表明:建立的模拟参数选取方法为现有的高超声速气动力试验模拟准则提供了理论支持,模拟参数的选取准则随飞行条件发生显著改变。应用理论分析方法验证了黏性干扰参数是高马赫数高超声速气动力试验中的重要模拟参数,并与国外关于黏性干扰效应关联区域的结论进行了相互验证。 相似文献