大迎角非定常气动力数学模型研究

对建立纵向大迎角非定常气动力模型的状态空间法进行了分析。针对模型形式复杂、待辨识参数过多的问题,提出了减少参数的新模型。新模型保持状态方程不变,简化了输出方程。结果表明,改进的模型简化了辨识过程,可同时表现气动力非线性与非定常的基本特性,准确预测动态气动力。     

识别信号对尾流激励的叶片气动力Volterra 降阶模型的影响

针对涉及动、静叶干涉的叶片气动弹性振动问题,基于Volterra级数方法,建立了尾流激励的叶片气动力降阶模型,分析了稳态条件和识别信号幅值对气动力降阶模型辨识精度的影响。结果表明:所建立的气动力降阶模型能够正确表征尾流对叶片的激励作用,不同流场稳态条件和阶跃信号幅值下气动力降阶模型的结果基本相同。     

混合遗传算法在气动力参数辨识中的应用

遗传算法是求解复杂系统优化问题的一种有效方法，具有较强的鲁棒性和全局寻优能力，但计算量大，效率较低。将遗传算法与一维局部寻优算法相结合，构造了一混合遗传算法．并将其用于气动力参数辨识．以取代通常采用的梯度类优化算法。采用该混合遗传算法对某型飞机的横向气动力参数进行辨识计算与分析，结果表明该混合遗传算法是气动力参数辨识的一种有效方法，与遗传模拟退火算法相比．其计算效率有较大提高。     

排球球缝随机气动力辨识建模

本文应用Ｈ（Ｈｏｕｓｅｈｏｌｄｅｒ）变换求解病态法方程之最小二乘法及三次样条函数最小二乘法，对不同球缝随机性气动力模型进行辨识，提高了参数估计精度。讨论了不同球缝和各种发政治协商会议方式气动力的建模方法，给出了数学模型，并进行了验证，所得结果与实践经验一致。表明气动力模型较符合实际，建模方法可行，模型简单实用，为研究运用球缝发飘球技术，提供了重要的模型依据。     

遗传算法在气动力参数辨识中的应用

将遗传算法推广用于气动力参数辨识，以取代通常采用的梯度类优化算法。通过采用遗传模拟退火算法对某型飞机的纵向气动力参数进行辨识计算及分析后，可以看到：(1)遗传算法是气动力参数辨识的一种新的有效方法，该算法不受参数初值选取的影响，具有较好的全局寻优特性；(2)遗传算法的计算效率受种群规模、遗传算法构造本身等因素的影响比较大。并且还有相当大的进一步完善与改进的空间。     

一种飞行器投放分离气动力辨识修正方法

空中投放发射的大翼面飞行器的分离轨迹与姿态受载机干扰流场影响更加明显,对分离时干扰气动数据库的准确性提出了更高要求。针对投放分离干扰气动力特点,提出了一种简化的差量气动力模型,并给出了一套飞行数据处理与参数预估计的方法。分离段飞行数据的辨识结果与六自由度飞行动力学仿真结果说明了提出的差量气动模型与相关数据处理方法的有效性。用辨识结果对气动数据库进行修正提高了数据库的准确度,可提高分离安全飞行仿真分析的精度。     

非定常气动力的结构自适应神经网络建模方法

讨论了非线性非定常气动力的结构自适应神经网络模型建模方法,该方法具有同时进行结构辨识与参数辨识的优点;利用纵向大振幅强迫振荡风洞试验数据,验证了建模方法及所建模型的有效性,结果表明:结构自适应神经网络模型对非定常气动力有很好的逼近能力,由于采用飞行参数的时间离散数据作为输入量,模型可直接应用于飞行仿真研究。     

飞机大攻角空间机动气动力建模研究

 准确的气动力模型是大攻角机动仿真与控制等飞行动力学问题研究的基础。针对纵向运动建立的非线性非定常气动力微分方程模型扩展应用于一般空间运动形式,在分析大攻角非定常流动机理和试验数据的基础上,发展了一种多自由度非线性非定常气动力数学模型,并探讨了模型辨识和参数估计问题。用全机构形的大攻角动态风洞试验数据对模型进行的验证表明所发展的气动力模型能够描述大攻角气动力主要的非线性和非定常特性。     

10°尖锥标模高超声速动导数的实验测量

在中科院力学所JP－4B高超声速脉冲风洞中，用模型自由飞方法对1°尖锥开展动态实验测量，并用参数微分法辨识得到了该模型的俯仰阻尼导数。文中还介绍了在模型优化设计，模型工艺以及实验测量记录和数据判读技术方面的一些进展。实验结果表明；脉冲风洞中模型自由飞方法得到的10°尖锥标模高超声速动态气动特性测量值与国外可比数据一致，重复测量精度与弹道把试验相当。     

脉冲风洞天平-模型支撑一体化测力技术研究

机体/推进一体化气动性能评估是超高速技术发展的关键之一，一体化试验模型具有扁平比很高的特点，内部空间十分有限，传统测力天平安装时将占用模型大量空间，导致发动机相关设备难以安装，从而影响风洞试验的开展。针对上述问题，设计了天平-模型支撑一体化测力装置，并对其进行了强度分析和模态分析，验证了测力装置的强度和频响特性；其次，对一体化测力装置进行了静态校准，获得了相应的载荷计算公式；最后针对2.0m试验模型在Φ600mm脉冲燃烧风洞中开展了Ma5.0、Ma5.5、Ma6.0状态下的气动力载荷测量试验，并对该测量结果与成熟的盒式天平测量结果进行了对比，两者一致性较好，最大测量误差为Ma5.5状态下的法向输出结果，最大值为6.45%，能满足脉冲风洞测力要求。本研究提出的一体化测力装置可为脉冲风洞中机体/推进一体化气动力实验提供参考，进一步发展了脉冲风洞测力技术。     

平尾积冰对飞机纵向气动参数的影响

建立飞机纵向动力学模型,基于最大似然参数估计原理,设计用于辨识飞机纵向气动参数的辨识系统,并对辨识系统的正确性和精确度进行了验证.以DHC-6飞机飞行试验数据为依据,对未积冰飞机和两种平尾积冰冰型的飞机进行纵向气动参数辨识,通过对比3种情况下飞机纵向气动参数的辨识结果,定量分析了平尾积冰对飞机纵向气动参数的影响.结果表明:平尾积冰将导致飞机纵向气动特性恶化,俯仰阻尼可减小15％,升降舵效率可降低20％,对飞行稳定性、操纵性以及飞行安全构成一定的威胁.     

基于参数辨识原理的飞机参数分析及算法研究

提出一种在飞机概念设计中基于参数辨识理论的设计参数分析方法。在给定的设计重量和任务剖面要求下,利用基于物理的运动方程和动力学方程模型辨识出飞机气动力参数,并在总体性能评估的基础上进行设计参数分析,给气动设计提供了设计参考;在辨识过程中针对参数可行域离散度很高使得很难收敛到Pareto解的问题,提出了将神经网络预测模型融合到遗传操作过程,使得尽量在可行域内搜索。最后通过对某客机进行算例分析,表明基于辨识理论的参数分析方法和改进的算法是合理和可行的。与一般经验公式方法相比,该方法对布局类型的限制较小,在满足概念设计参数分析准确度要求的条件下能够为下一步的气动设计提供设计指标。     

非定常气动力非线性微分方程建模方法

为准确描述过失速机动中非定常气动力特性,研究了以非线性微分方程为基本结构的非定常气动建模方法.基于动力学系统建模思想,分析揭示该模型的物理机理,并发展和改进了基于风洞强迫振荡试验的模型参数辨识方法:基于小振幅试验数据,采用线性回归参数辨识方法辨识确定气动模型中特征时间常数等线性参数;基于大振幅试验数据,采用遗传算法全局...     

基于翼面压力的飞行器气动力感知技术与自由飞验证

飞行器在大迎角飞行状态下其复杂绕流流动会导致非指令运动出现,严重影响了飞行器的操纵性与飞行安全。现有以惯性元件为核心的机载设备无法直接提供非定常气动力参数,而如何实时感知飞行器大迎角状态的非定常气动力/力矩,是抑制非指令运动现象的核心所在,将是未来战机设计中亟待解决的空气动力学和飞行控制的关键问题之一。针对上述问题,提出基于翼面压力信息获取特征截面滚转力矩系数C_lsec,估算飞行器全机在大迎角状态下的非定常气动力矩,进而判断飞行器的滚转运动的设想。风洞和飞行试验研究结果表明：对于80°/48°双三角翼,0.8c特征截面滚转力矩系数C_lsec与模型滚转力矩存在相关性;在飞行器进行大迎角平飞动作时,非指令滚转运动下的滚转力矩系数C_lsec大幅增加;C_lsec能够比惯性传感器提前预测模型的滚转运动趋势,可为飞行器大迎角状态的非指令运动抑制提供一定数据依据。     

冰形表面粗糙度对翼型的失速特性影响分析

结冰翼型气动影响分析是飞机结冰问题重要的研究内容之一,可帮助进行飞机结冰安全分析和容冰设计。为填补现阶段关于冰形表面粗糙度对翼型气动影响的研究空缺,以冰形的粗糙度参数(冰形表面粗糙高度和冰形表面粗糙分散度)为依据,提出了一种冰形粗糙度叠加方法;并通过有限体积法求解空间离散的RANS方程,结合S-A湍流模型,分别针对流线冰型和角状冰型,量化分析了不同微观特征参数的冰形对翼型失速特性的影响规律,为研究飞机结冰问题提供了思路和基础。结果表明,对于流线结冰翼型,冰形表面粗糙度会明显影响翼型的失速性能;而对于角状结冰翼型,两个凸起的羊角状外形才是导致气动力损失的主要因素,粗糙度的影响往往可不考虑在内。     

基于总体布局参数的飞机静稳定性研究

基于飞机初步设计阶段所得到的总体布局参数,建立飞机气动导数数值模型,对亚声速静稳定性进行估算。最后对所建立的数值模型进行算例分析,并与计算流体动力学(CFD)方法所求的气动导数、实际飞行试验数据进行对比,结果表明,基于总体布局参数计算的气动导数方法快速、合理。     

双三角翼布局歼击教练飞机的概念优化设计

双三角翼气动布局比三角翼飞机具有更好的大攻角空气动力特性。引入了评估教练机训练效能的作战分析法 ,研究了双三角机翼布局飞机空气动力特性的工程计算途径以及飞机性能指标的确定方法。以训练效能作为目标函数并选取机翼平面形状的几何参数为设计变量 ,采用多变量数值寻优方法 ,在战术技术指标及相关几何约束条件下 ,对某高级教练机的双三角机翼气动布局方案进行了优化选择。算例表明最优方案不仅比原准方案具有更高的训练效能 ,还改善了结构的受力情况 ,与工程实践吻合。     

一种针对结构损伤的非线性容错飞行控制方法

飞机结构损伤会引起气动参数变化,进而影响系统的静稳定性和控制精度。针对具有多输入的非线性飞机模型,利用带有二阶命令滤波器的自适应反步控制方法在线估计飞机气动参数,补偿结构损伤导致的气动参数变化对控制系统的影响,以实现容错飞行控制功能;引入的命令滤波器可以避免反步控制中复杂的求导运算。从理论上分析证明了带有二阶命令滤波器的自适应反步控制的闭环系统稳定性,并给出了控制跟踪误差的理论上界和二阶命令滤波器频率参数选取的下界。通过一个大型客机垂直尾翼脱落场景的仿真实验,验证了所提容错控制方法的有效性。     

飞翼布局横航向气动导数的总体估算方法研究

根据飞机设计初级阶段所得到的总体布局参数,建立并估算飞翼布局横航向气动导数的数值计算模型,对模型进行了算例分析,与计算流体力学方法(CFD-FASTRAN)、风洞实验所得的横航向气动导数做了对比分析.结果表明,基于总体布局参数估算的横航向气动导数简洁、快速、合理.     

基于数值模拟的气动载荷计算方法研究

飞机气动载荷的获取一般要根据多项实验结果,经过飞行参数的仿真模拟,实验结果的处理等过程才能获得,而在飞机的初步设计阶段不可能进行大量的实验,但需要计算飞机的载荷和寿命.本文提出了一种利用数值模拟来确定基本气动载荷的方法,对于偏副翼的情况,用工程计算方法获得偏转引起的附加量,加到基本气动载荷上得到偏副翼时的气动载荷,该方法已用于某飞机型号设计.