一种扑翼飞行器气动参数的辨识方法

针对实际飞行中无法直接测量的扑翼飞行器气动参数辨识问题,结合刚体六自由度模型,提出一种基于迭代学习和人工鱼群法的扑翼飞行器隐式气动参数辨识方法。鉴于扑翼飞行器飞行试验中待辨识气动参数值难以直接测量、导致一般辨识算法中梯度难以求解的问题,提出基于摄动法的梯度方向寻优方法。考虑到待辨识参数数量及辨识结果对参数初始值的敏感性,该方法采用人工鱼群算法优化计算待辨识参数初始值。且针对迭代过程中损失函数易陷入局部最优和优化速度受限问题,采用变学习因子迭代学习策略。试验结果表明,所提出的算法能有效估算出扑翼飞行器气动参数。     

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。     

高速自旋飞行器气动参数辨识

根据高速自旋飞行器运动的特点，发展了气动参数辨识的一种数学模型，辨识参数包括静态气动导数、气动阻尼导数和马格努斯力矩导数等。仿真算例证实了该数学模型的有效性。应用该数学模型分析处理了某高速自旋飞行器的飞行试验数据．辨识获得了其主要气动参数，并分析了若干常见误差源对气动参数辨识结果的影响。     

2.4 m跨声速风洞虚拟飞行试验技术研究

风洞虚拟飞行试验(WTBVFT)技术是在风洞环境中对飞行器机动运动最逼真模拟的物理过程,它不仅可以更加有效模拟飞行器的机动运动过程、获取气动/运动耦合特性和揭示气动/运动耦合机理,而且能够实现气动/飞行力学集成的相容性研究。鉴于此,简要介绍了2.4 m跨声速WTBVFT技术,包括:相似准则和模拟方法、试验模型支撑技术、气动/运动参数测试技术和操纵控制技术等,并开展了典型导弹模型开环控制、姿态角闭环控制、加速度闭环控制、俯仰/滚转耦合与解耦控制以及靶试弹道验证等WTBVFT。研究结果表明:WTBVFT系统运动灵活,气动参数和运动参数测量结果准确可靠,能够有效模拟导弹实际飞行过程,具备闭环控制与耦合运动解耦控制的试验模拟能力,初步形成了气动/飞行力学一体化试验研究能力。同时,该研究也为开展控制方法优化与验证、数据修正与应用以及发展复杂构型的WTBVFT奠定了技术基础。     

飞翼布局飞行器大迎角非定常气动建模

为进一步研究复杂流场气动力模型和辨识方法,通过常规飞翼布局飞行器动态单独俯仰和单独滚转试验数据获得"同相"和"反相"导数。在采用状态空间法建立非定常数学模型的基础上,利用两步线性回归辨识出模型参数,给出带有误差限的特征时间常数分布。数学模型辨识结果与大迎角大振幅运动的试验数据对比表明,该模型建模结果基本上与试验气动数据变化一致,能够反映模型大迎角时的非线性和非定常特性,具有可用性。     

面对称飞行器气动偏差与控制稳定性分析

TXI系列飞行器是一款单级火箭动力、有翼面对称飞行试验平台,在其气动设计中没有进行风洞试验,全部气动数据都是通过CFD计算所得。针对TXI飞行器首飞过程中出现的短暂振荡现象开展气动参数辨识,将获得的实际飞行气动数据与CFD计算数据进行对比,分析某些状态的气动偏差,并通过振荡状态的稳定性分析对气动偏差进行分析核验。结果表明:稳定性分析与气动偏差辨识结果一致;气动特性的偏差引起了飞行控制系统的不稳定。     

不稳定飞机气动参数辨识的一种实用方法

地是飞行器气动参数辨识最广泛采用的一种方法。但对于气动高度不稳定的飞机，辨识算法往往因状态方程组和灵敏度方程组积分发散而无法进行。为克服这一数值困难，将方程解耦技术引入输出误差法，发展了高度不稳定飞机气动参数辨识的一种实用方法－－基于方程解耦的误差法。并对某鸭式布局飞机的纵向劝仿真数据进行了辨识仿真计算，计算结果证实了所述方法的有效性。     

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。     

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。     

“T”型尾翼飞机的深失速特性研究

应用时间历程法讨论了“Ｔ”型尾翼飞机的深失速开环特性，分析了气动力矩特性和升降舵操纵规律对深失速改出特性的影响。建立了深失速闭环特性计算数学模型，分析了驾驶员数学模型参数变化对深失速特性的影响。研究结果表明，气动力矩特性，升降舵操纵规律和驾驶员模型参数的变化对“Ｔ”型尾翼飞机的深失速改出特性有显著的影响。     

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.     

某小型边条翼无人飞机的气动参数估算及风洞试验分析

根据自主飞行技术要求,对试验载荷飞机的气动布局进行设计论证。在低雷诺数下,通过风洞试验对所设计的微小型边条翼飞行器进行气动性能的评估,得到有效的气动参数。针对风洞对阻力系数测量偏大的弊端以及在低雷诺数下风洞数据在绝对量值上的不精确,利用前人已有的经验公式与处理方法创新性的对风洞数据进行处理,从小迎角范围中选用一些相对合理的参数,对经验公式及结果进行修正,得到更为合理的控制辨识参数,为无人飞行器提供可靠的参数保障,以实现小型飞机的自主飞行。     

基于神经网络自适应动态逆的结冰飞机飞行安全边界保护方法

考虑到飞机带冰飞行的安全问题，对结冰飞机进行安全边界保护成为一种有效的解决手段。基于神经网络自适应动态逆跟踪性能好、鲁棒性强的优点，提出了以安全关键飞行参数限制值作为神经网络自适应动态逆的输入，获取可用舵面偏转角的边界保护方法。建立了飞机本体动力学模型，采用高精度的数值模拟方法获得结冰数据库。设计了神经网络自适应动态逆控制律，通过在动态逆环节引入单隐层神经网络，对不确定性逆误差进行自适应补偿，增强了控制系统的鲁棒性。以俯仰姿态保持模式为例设计了结冰飞行闭环安全边界保护系统。以结冰飞机最小平飞速度的估算值作为飞机最低飞行速度，设计自动油门控制系统，实现对飞行速度的保护。通过仿真验证了设计的控制律具有较强的鲁棒性。对结冰严重程度线性增加情形下飞机状态参数的动态响应进行了分析。仿真结果表明，所设计的结冰边界保护系统，能够实现飞机在容冰飞行过程中对安全关键参数如迎角、飞行速度的实时保护。     

折叠翼变体飞行器非定常气动特性实验研究

折叠翼变体飞行器是一种可以在飞行中改变自身气动外形的新型飞行器。研制出了一种折叠翼变体飞行器的风洞实验模型,在风洞实验中测得了模型不同变体位置下的气动力以及进行变体运动时气动力的动态变化过程,并通过PIV实验手段获得模型周围的流场在变体运动过程中的变化情况。结果表明：在机翼变形过程中,折叠翼模型有明显的非定常气动现象产生,而且折叠变形的速度越大,非定常现象越明显。出现非定常现象的主要原因是变体运动对机翼前缘涡的影响。     

Analysis of the Boeing 747-100 using CEASIOM

One of the requirements for the SimSAC project was to use existing aircraft to act as benchmarks for comparison with CEASIOM generated models. Within this paper, results are given for one of these examples, the Boeing 747-100. This aircraft was selected because a complete dataset exists in the open domain, which can be used to validate SimSAC generated data. The purpose of this paper is to both give confidence in, and to demonstrate the capabilities of, the CEASIOM environment when used for preliminary aircraft and control system design. CEASIOM is the result of the integration of a set of sophisticated tools by the European Union funded, Framework 6 SimSAC program. The first part of this paper presents a comparison of the aerodynamic results for each of the solvers available within CEASIOM together with data from the 747-100 model published by NASA. The resulting nonlinear model is then trimmed and analysed using the Flight Control System Designer Toolkit (FCSDT) module. In the final section of the paper a state-feedback controller is designed within CEASIOM in order to modify the longitudinal dynamics of the aircraft. The open and closed loop models are subsequently evaluated with selected failed aerodynamic surfaces and for the case of a single failed engine. Through these results, the CEASIOM software suite is shown to be able to generate excellent quality adaptive-fidelity aerodynamic data. This data is contained within a full nonlinear aircraft model to which linear analysis and control system design can be easily applied.     

动力学解耦的改进直接力控制

 提出了一种动力学解耦的改进直接力控制技术,通过对传统直接力控制技术的改进,引入翼面气动力闭环控制回路,使空气动力学模型与刚体动力学模型分离,避免了空气动力学模型的不确定性和非线性耦合对控制系统的影响,并针对建模精度较高的刚体动力学模型进行动力学解耦和控制,在此基础上构建了分层递阶控制系统。根据翼面气动力可控特性分析结果,设计了基于广义逆的控制力分配算法,实现了控制力的有效分配,最后进行了仿真校验。仿真结果表明,基于逆动力学的直接力控制系统可以实现飞行器姿态运动和质心运动的解耦控制,并且具有较强的抗扰动能力和鲁棒性,具有良好的工程应用前景。     

模型辨识在飞行模拟逼真度方面的应用

介绍了模拟器气动力模型的辨识方法，首先对试飞数据进行预处理，然后采用逐步回归法对气动力模型结构进行了辨识，并对模型的参数进行了优化。某型飞机纵向倍脉冲平尾和横向倍脉冲副翼响应的优化算例结果表明，所提出的方法是可行的。     

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。     

非电传民机纵向气动参数辨识激励信号研究

针对非电传民机气动参数辨识时,须通过设计激励信号激发出与待辨识参数相关的飞机运动模态才能得到准确的气动参数的特点,开展了适用于非电传民机纵向气动参数辨识的激励信号设计方法研究。基于信号能量分布和幅频响应分析的信号设计方法,对激励信号进行参数设计;综合辨识效果和驾驶员的易操纵性,建议选取经参数设计后的单周期正弦信号作为非电传民机的纵向激励信号。试飞验证结果表明,所提方法能够较好地激发出飞机运动模态,使试飞数据具有较高的气动参数可辨识性。