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。     

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。     

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.     

一种用于亚声速飞机概念设计的快速气动分析方法

<正>飞机概念设计阶段需要反复修改气动外形来优化气动特性。在飞机概念设计阶段,传统的方法采用工程算法来估算气动特性~([1])。这种方法的优点是计算速度快,但是只能适用于常规布局飞机,无法应用于非常规布局飞机气动特性估算。数值分析方法可用于非常规布局飞机气动特性估算,但建模过程较复杂,需要三维几何建模、网格划分、流场分析等,难以满足飞机概念设计中快速估算的要求。针对这一问题,本文基于参数化建模方法和快速气动     

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。     

气动参数辨识飞行试验研究回顾

简要地介绍了气动参数在飞机研制中的作用，获得气动参数的几种途径。着重地介绍了中国飞行试验研究院气动参数辨识飞行试验研究的历程。在古典参数辨识方法研究方面，扼要地介绍了时间矢量法和频率特性法研究和使用情况。在现代参数辨识方面，阐述了参数辩识所要研究的问题，Ｎｅｗｔｏｎ－Ｒａｐｈｓｏｎ方法和最大似然法（ＭＬ）的原理及其应用，最后概要地介绍了大迎角非线性气动系数辩识方法和电传操纵飞机参数辩识方法。     

翼身融合无人机参数化建模与气动特性分析

以亚声速翼身融合无人机概念设计阶段多学科设计优化为应用背景,提出了考虑操纵面偏转的参数化建模与气动分析方法:1)采用CST方法、CATIA二次开发技术建立操纵面未偏转和偏转构型的三维几何外形;2)采用Tcl语言编制具有容错能力的Gridgen脚本,划分网格;3)采用位流分析和工程方法计算气动特性参数.通过iSIGHT软件集成上述步骤,建立了自动化的计算环境,对某无人机进行了建模和气动分析,风洞试验验证表明方法满足概念设计阶段的精度要求.     

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。     

基于模型参考自适应参数辨识的永磁同步电机电流预测控制

在永磁同步电机运行过程中,电机参数时变使得电流预测控制器的模型参数和实际电机参数不匹配,导致其控制性能下降。提出了基于模型参考自适应系统(MRAS)的改进电流预测控制方法,利用旋转坐标系下d、q轴电流方程作为参考模型,基于Popov超稳定理论构建永磁同步电机的电感和磁链在线辨识系统,将得到的辨识参数应用于电流预测控制模型中,实现控制模型参数的在线更新。分析与仿真结果表明该方法能够有效地提升在电机参数变化下的电流预测控制性能。     

用于飞机概念设计的设计要求输入和初步定参数环境

为了在飞机概念设计过程中给新型号的设计要求组织和基本参数估算提供便捷且可扩展的工具而开发了设计要求与初步定参数环境(EDRIPS)。在这一环境中，设计可以通过友好的用户界面交互地输入飞机的性能要求、构造任务剖面和选取有效载荷，然后以此为基础从约束分析所得的可行域中选取设计点，进而利用一种改进的估算飞机起飞重量的方法进行任务分析以得到飞机的基本设计参数。介绍了各模块的实现措施和所采用的方法。最后通过对一个设计实例的分析验证了EDRIPS应用于飞机概念设计的有效性和可靠性。     

高马赫数临近空间无人机主要总体参数设计方法

针对高马赫数临近空间无人机(HSUAV)概念设计的需求,研究一种飞行器主要总体参数设计的改进方法,目的是提高主要总体参数设计的可信度。在现有的约束分析和任务分析方法基础上,通过融入适用性更广、预测精度更高的气动模型和推进系统模型,建立了一种迭代的设计计算流程。应用参数化建模方法建立了气动数值分析模型,应用发动机热力循环分析建立了推进系统模型。应用本文方法完成了高马赫数临近空间无人机主要总体参数设计计算,结果表明:经过若干次迭代设计计算,主要总体参数值收敛;由传统方法确定的主要总体参数与本文方法的结果有明显差别。由于本文方法中使用了可信度更高的气动和推进系统模型,根据本文方法确定的主要总体参数具有更高的可信度。     

估算飞机气动导数的多维最小二乘方法研究

给出了多维最小二乘法拟合经验曲线的格式.在基于总体布局参数的飞机操稳特性研究中,有些气动参数的估算还处于经验曲线阶段,本文用最小二乘法曲线拟合原理和空间多维理论建立了曲线的数学模型,尤其在开发软件过程中,利用所建立的数学模型可以更加简单、快速的估算飞机气动导数.最后对多种型号飞机进行算例分析,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,用此方法对经验曲线所建立的数学模型,在飞机的气动导数估算中,其结果是合理可行的.     

锥导乘波构型设计、优化与分析

乘波构型是高超声速飞行器高升阻比气动布局设计的参考外形之一,设计中需要综合考虑升阻比、容积率和容积等要求。在锥导乘波构型参数化设计的基础上,采用工程估算和计算流体力学相结合的方法,通过正交试验设计分析了不同参数对目标影响的敏感性,合理选择设计参数优化区间,应用改进的多目标遗传算法对乘波构型进行了优化设计,针对优化外形开展了气动性能的数值模拟研究,并在高超声速炮风洞中完成了缩比模型的验证性实验。结果表明:优化设计外形具有良好的升阻比,且在一定攻角范围内升阻比较高,数值模拟和实验分析基本吻合。研究结果可为高超声速滑翔式飞行器的设计提供参考。     

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。     

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。     

一种电动飞机概念方案的参数设计方法

为了准确地进行电动飞机概念方案的设计评估,从其自身特征出发,结合任务需求和不同飞行阶段的能耗分析,建立了全机总质量评估模块;为了完成方程的封闭和满足必要的飞行性能约束,建立了参数矩阵图模块;搭建的设计系统可以有效评估起飞总质量、翼载荷、功率载荷和翼展等总体参数。基于该系统,对国内外三款电动飞机进行设计和对比分析:不同机型下,程序所得的各项质量、翼面积、展长和翼载荷等均与实际数据相近;各项数据对比的绝对数值差异反映出对于任务的模拟和能耗在合理范围之内,且其相对误差对于初级设计阶段的总体参数评估而言,也是可以接受的。这些研究结果不仅验证了本文设计方法的正确性和可行性,还表明了该方法可为电动飞机初步的参数选定和性能评估提供重要的设计支撑。      

基于全寿命周期成本的民用飞机总体参数优化

针对民用飞机给出了其全寿命周期成本的计算模型,并提出了以该模型为目标的面向民用飞机总体参数的优化方法。同时,在Matlab开发平台上,开发出了该方法所需的遗传算法优化程序。为检验该方法的有效性,本文在历史数据的统计分析和处理的基础上,基于回归分析给出了相关公务机总体参数的估算公式,并以该类飞机为案例进行了计算。计算结果表明,优化方法可行,结果有一定的实际意义,可为飞机总体设计参数的选取提供一种依据。     

联接翼气动／结构协同优化设计

联接翼是一种将前翼和后翼连接在一起的飞行器布局形式。针对联接翼气动／结构一体化的布局概念，通过结构有限元参数化建模、结构优化、试验设计和响应面模型技术，采用基于响应面的协同优化算法对其进行了气动与结构一体化设计，所获计算结果对大展弦比联接翼飞机构型初步设计具有参考价值。     

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。