喷流控制飞行器气动参数辨识方法研究

研究了喷流控制飞行器的气动建模与参数估计方法,以某飞船返回舱飞行试验为例,通过辨识得到了返回舱再入过程中的气动导数、喷流力矩放大系数等重要气动参数。该方法是研究喷流干扰效应的一种有效途径,辨识结果有助于提高返回舱姿态控制的准确度。     

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。     

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。     

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。     

有控飞行器气动参数辨识研究

研究了利用极大似然理论进行有控飞行器气动参数辨识的问题，首先介绍了牛顿－拉夫逊（ＭＮＲ）简化算法，然后，提出了采用此入外部激励的办法进行气动参数辨识，这种方法可增强参数的可辨识性，最后提出了构造故障弹道辨识气参数的设想，由于特定的故障弹道和外加激励一样，不同程度地激发了导弹的飞行信息，故辨识结果较好。     

一种解耦估计算法及其在飞行器气动参数辨识中的应用

本文对于飞行器的气动参数辨识问题导出了一种解耦估计算法,并结合某飞行器的气动参数估计过程作了仿真计算,给出了令人满意的结果。     

旋转钝锥高超声速自由飞气动导数非对称性北大核心CSCD

分别从采用轴对称假设和考虑非对称性的角运动方程出发,通过对高超声速下(M=6)10°半锥角旋转钝锥双平面拍摄风洞自由飞试验结果进行气动参数辨识,对旋转钝锥高超声速自由飞行状态下气动导数的非对称性问题进行了分析。通过对比辨识曲线与观测值的重合性,证明轴对称旋转飞行器存在气动导数非对称的问题,其动导数和Magnus力矩导数均存在较明显的非对称性,动导数的非对称性尤其严重,而静导数的对称性则较好。进一步分析发现气动导数的非对称性对旋转飞行器的瞬态角运动、及总迎角的峰、谷值及相位均存在明显影响,采用轴对称假设而获得的瞬态角运动将存在一定误差。旋转飞行器气动导数非对称性的影响不可忽略。     

闭环气动参数辨识的两步方法

对于闭环控制飞行器动力学系统,如果输入输出数据中含有误差和噪声,将其直接用于辨识气动参数是有偏差的。针对这个问题,利用闭环控制飞行仿真数据,采用两步方法辨识飞行器的气动参数,并与直接开环辨识的结果及参数真值进行对比,表明两步方法辨识结果较直接开环辨识方法具有更高的精度,是一种有效的闭环气动参数辨识方法。     

基于物理信息神经网络的飞机气动参数辨识方法

在飞机设计与研制过程中，通过气动参数辨识建立可靠的飞行动力学模型非常重要。传统的气动参数辨识工程算法，诸如极大似然法，需要给出合理的飞行动力学模型以及待辨识参数的初值。基于传统神经网络的气动参数辨识可以避免飞行动力学建模过程，这种方法需要通过增量法、导数法间接地从神经网络提取气动参数。本文提出了一种基于物理信息神经网络的飞机气动参数辨识方法，可将含待辨识参数的飞行动力学模型作为正则项加入损失函数，直接辨识得到气动参数。该方法可以显著减少建模数据需求，也能提高建模精度。飞行仿真数据验证结果表明，该方法的无噪声、含2%噪声仿真数据，纵向飞行状态空间模型辨识最大相对误差分别为1.80%、4.64%，表明了基于物理信息神经网络的飞机气动参数辨识方法具有可行性，并对含噪声的飞行数据具有泛化性。     

数据挖掘技术在飞行试验数据分析和气动参数辨识中的应用研究

为了检验飞行试验辨识结果的可信度,首次将数据挖掘技术用于飞行试验数据的分析和气动参数辨识,初步解决了试验数据有限、数据信息含量差别较大给聚类、分类、回归等分析处理带来的问题;提出了利用不同时间段、不同飞行批次的飞行数据在划分区间的气动特性分布来检验辨识结果可信度的方法;以某飞行器为对象,利用数据挖掘技术,建立了基于飞行试验数据的气动力数学模型,检验了辨识结果的一致性和可信度,并与地面试验结果进行了比较分析,给出了地面试验预测误差。多批次飞行试验数据的整体辨识结果表明,所发展的方法是可行和有效的。该项研究为验证辨识结果的可信度、建立基于飞行试验数据的气动模型提供了新的途径,并可应用于CFD 和风洞试验的验证与确认。     

小型无人涵道飞行器飞行动力学特性

为了研究无人涵道飞行器的配平特性与稳定性,首先进行了全尺寸涵道螺旋桨风洞吹风试验,分析了涵道螺旋桨的气动特性并建立了涵道螺旋桨的气动模型,在此基础上建立了无人涵道飞行器的飞行动力学数学模型,对无人涵道飞行器进行了配平特性与稳定性分析.结果表明:前飞速度与迎角对涵道螺旋桨气动特性影响很大,导致无人涵道飞行器在不同前飞速度下稳定性与操纵性变化较大.在悬停及小前飞速度下,无人涵道飞行器是一种类似倒立摆的不稳定体,而且气动阻尼较小,无人涵道飞行器的速度与姿态角发散很快,倍幅时间约为0.5s;在大前飞速度下,无人涵道飞行器的气动阻尼增加,飞行稳定性改善,但出现了纵向反操纵现象,增加了无人涵道飞行器的飞行控制难度.     

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。     

直升机垂直飞行状态气动参数辨识方法研究

准确计算直升机的悬停升限依赖于诸如桨尖损失系数,非均匀旋翼诱导速度分布,旋翼下洗引起的直升机增重效应及发动机与旋翼之间的功率传递系数等气动参数的准确度。然而,由于复杂的旋翼空气动力现象,准确预估以上气动参数有较大难度。本文提出了一种确定直升机垂直飞行状态上述气动参数的方法,该方法通过建立直升机垂直飞行状态的运动方程,实测直升机垂直飞行时的相关信息,采用参数辨识的方法得到直升机垂直飞行时的气动参数,然后,利用辨识结果确定直升机的悬停升限。结果表明该方法能有效地确定直升机垂直飞行时的气动参数及相应的悬停升限,且具有飞行试验简便,不受直升机装载和外界环境条件变化限制的特点。     

QAR数据处理在气动力矩参数辨识中的应用

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.     

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。     

Analytical parametric identification in dynamic wind-tunnel tests

The dynamic wind-tunnel tests of a functional model of a flight vehicle being developed make it possible to obtain more reliable data on aerodynamic and structural characteristics and, hence, improve the design quality and increase reliability in the finished product operation. The objective stated is achieved by formation of angular model motions, the parameters of which are measured and compared with angular parameters calculated using the analytical solutions of differential equations of motions being formed. We considered two media of the incoming flow with the resistance proportional to speed and the square of speed. The results can be used in flight vehicle design, development of onboard control algorithms and subsequent identification of other parameters.     

微型涵道飞行器飞行力学模型研究

微型飞行器(MAV)非线性飞行力学模型研究是MAV设计中的一个重要环节。微型涵道飞行器由于大包线、尺寸小、速度低、气动布局特殊,其飞行力学特性具有显著的非线性特性。以低雷诺数风洞实验为基础,研究了微型涵道飞行器的空气动力学特性,并采用CFD方法计算了微型涵道飞行器的动导数。在此基础上建立了微型涵道飞行器的飞行力学模型,并计算了基本飞行性能和配平曲线。结果表明,微型涵道飞行器与常规飞行器相比有很大差异,可以完成悬停、垂直起降和前飞的大包线飞行。     

基于遥测数据的无人机气动参数辨识方法研究

针对无人机在高空低速飞行时易受风场影响及在数据分析时遥测数据不完备的问题,进行了气动参数辨识方法研究,提出了基于空速管平面矢量三角形的风场估计方法及基于风场信息修正的气动角估计方法。以某型无人机为例,对遥测数据进行了充分分析与信息综合,运用逐步回归方法进行了纵向气动参数辨识,并进行了实验验证。结果表明,模型计算结果与实测数据吻合较好,说明所提方法有效。考虑到辨识模型的数学本质,该方法对其他固定翼无人机同样适用。