基于参数化气动模型的机载导弹分离轨迹优化

论述了机载导弹分离过程中导弹气动参数化建模的方法。该方法将导弹在分离过程中的气动力视为导弹在无载机干扰的自由流场中的气动力与载机对导弹干扰气动力的叠加,建立了变系数多项式模型来描述干扰气动力的变化规律,采用多元正交函数最小二乘法和混合优化算法求解出模型中的未知参数。通过与CFD计算数据和CTS风洞试验数据的对比,本文方法得到的模型预测值与实验值相吻合,验证了参数化建模及计算方法的可行性。在上述参数化气动模型基础上,为保证分离过程的安全性并且使分离终端时刻姿态稳定,构建了纵向平面内的分离轨迹优化问题,采用高斯伪谱法将其转化为非线性规划问题并通过序列二次规划算法求解。计算结果表明,优化得到的分离轨迹可以保证分离过程的安全平稳。     

3种气动弹性状态空间建模方法的对比

研究气动弹性状态空间建模的3种常用方法:最小二乘(LS)法、最小状态(MS)法和拟合状态空间(MA)法.用2个算例从颤振和频响特性角度分析和总结了它们的建模特点.在气动力有理函数拟合建模方法(LS法、MS法)研究中,着重分析滞后根的影响;在MA法的研究中,讨论了建模的特点.最后,系统对比了3种建模方法的建模效果及使用原则,为这些方法的工程应用提供参考.仿真计算结果表明,MS法建立的模型阶数低、精度适中且使用方便,是比较好的方法,而MA法建立的模型频响特性与参考结果最为接近.     

旋转弹气动力建模与飞行轨迹仿真

运用一种自回归滑动平均(ARMA)的时域气动力建模方法,以计算流体力学与刚体动力学(CFD/RBD)耦合仿真的输出结果为样本,对旋转弹的非定常气动力进行建模。利用建立的气动力模型与刚体动力学方程求解模块耦合,实现了旋转弹轨迹的快速仿真,并讨论了不同的建模方式对仿真精度的影响。算例结果表明:采用气动力模型与刚体动力学方程耦合仿真技术可以在不同初始发射条件下进行旋转弹飞行姿态与运动轨迹预测,且与CFD/RBD仿真结果吻合较好,证明ARMA气动力建模方法可以在保证旋转弹轨迹预测精度的同时大幅缩短仿真时间,节省计算资源。     

基于状态空间法的快速俯仰运动建模研究

通过对过失速机动运动规律和气动力特性进行简要分析,说明了过失速机动气动力建模思路;采用状态空间法建立了快速俯仰运动气动力模型,并对模型的输出方程进行了分析和简化;验证结果表明,气动力模型具有较好的预测结果。     

民用飞机气动力模型建模方法研究

对民机常用的两种气动力建模方法——全机建模法和分部件组合建模法进行了研究,并对两者的优缺点进行了对比分析,进而对两类方法在大型客机气动力建模中的综合运用提出了建议。     

耦合运动非定常气动模型对飞机飞行特性仿真的影响

 在大振幅偏航滚转单自由度强迫振荡和耦合强迫振荡运动风洞试验的基础上，分别运用准定常气动力建模方法和非定常气动力建模方法，获取飞机的气动力模型；运用两种不同的气动力模型，对飞机的纵向正弦振荡机动飞行进行了仿真。结果表明，准定常模型在小迎角下的仿真结果与非定常模型的结果基本一致;在较大迎角时，准定常模型仿真结果趋于稳定，而非定常模型仿真结果使飞机进入横航向振荡飞行状态，这一现象与F-16XL的试飞结果类似，其主要原因是耦合运动的非定常模型与准定常模型所产生的阻尼特性不一致。这也表明，分析大迎角飞行特性时应考虑耦合运动下的非定常气动特性。     

基于网格测力数据的多体分离轨迹预测方法研究

将基于风洞网格测力试验数据建立的气动力模型与刚体运动方程进行耦合求解得到多体分离轨迹-时间特性，建立了一种多体分离的离线轨迹预测方法。为了提高气动力模型的预测精度，针对移动最小二乘法（MLS）模型提出一种新的权函数形式，针对Kriging气动力数学模型通过加入样点预处理提出了Kriging-Pre数学模型。研究方法应用于来流马赫数6条件下，某并联两级入轨飞行器标模的分离特性研究。研究表明采用改进的两种气动力数学模型均可有效提高分离轨迹预测精度，得到与CFD以及风洞试验定性一致的结论。验证了本文提出的离线轨迹预测方法可以满足当前多体分离特性定性分析需求，具有较高时效性。     

变弯度后缘与常规舵面机翼的颤振主动抑制对比

后缘变弯度机翼的气动弹性建模与稳定性分析日益受到关注。为了探究变弯度后缘相比常规偏转舵面机翼颤振主动抑制的方法与特点，以一个小展弦比后缘变弯度机翼为对象，首先建立结构有限元模型，并引入变弯度后缘变形模态和常规舵面偏转模态，采用亚声速偶极子格网法计算非定常气动力；然后使用基于最小状态法的有理函数拟合进行频域到时域模型的转换，建立两种构型机翼的气动弹性模型，并在建模时考虑了变弯度后缘与常规舵面控制带宽的差异；最后利用线性高斯二次型方法设计控制律进行颤振主动抑制，分析对比两种控制方式的特性差异。结果表明：采用变弯度后缘的闭环系统能够将颤振临界速度提高22%，其提升效果优于常规舵面，所需舵面偏转峰值更小。     

伞翼无人机精确建模与控制

前缘切口以及后缘下偏是影响伞衣气动力计算的关键因素。为实现伞翼无人机（UAV）的精确控制，从提高翼伞系统动力学模型的精度入手，在升力线理论的基础上，基于计算流体动力学方法，综合考虑前缘切口以及后缘下偏的影响，计算了不同切口尺寸模型的升力、阻力系数。利用最小二乘法辨识了升力、阻力系数与迎角、切口尺寸以及下偏量的关系，实现了翼伞气动力的精确计算，改进了伞翼无人机的六自由度动力学模型。对改进的动力学模型进行轨迹跟踪控制的仿真，通过与空投试验数据的对比，验证了改进翼伞系统动力学模型方法的准确性，对于伞翼无人机的仿真和控制器设计具有重要意义。     

基于最小状态法的气动力有理函数拟合精度影响因素研究

针对气动伺服弹性状态空间建模的需求,介绍了非定常气动力有理函数拟合常用的最小状态法,并以某大型飞机为例,分析了不同的滞后根取值、个数及拟合约束对最小状态法拟合精度的影响,得出了拟合参数选取的一般规律,为气动伺服弹性状态空间建模打下基础。     

考虑模型抖振力跨向不完全相关性效应的气动导纳识别

首先通过考虑节段模型上抖振力跨向不完全相关性效应推导了节段模型风洞试验中作用在模型断面上的分布抖振力谱和由底支式天平测到的模型总抖振力谱之间的关系。然后,以准平板断面为例,进行了格栅湍流场节段模型的测力和同步测压试验,获得了模型总抖振力谱以及模型抖振力跨向相关性函数。接着,采用等效导纳法以及抖振力自谱和抖振力脉动风速交叉谱综合残量最小二乘法分别识别了准平板节段模型等效气动导纳和六分量气动导纳,讨论了模型抖振力跨向不完全相关性效应对气动导纳识别结果的影响,并把识别得到的准平板断面气动导纳与平板断面气动导纳的理论结果——Sears函数进行了比较。结果表明：忽略抖振力跨向不完全相关性效应（即假设节段模型分布抖振力沿跨向完全相关）而直接采用平均抖振力作为断面上分布抖振力的传统方法会导致气动导纳识别结果偏小,并且,其偏小程度会随着频率的增加而增加;此外,相对于抖振升力和扭矩相关的气动导纳分量而言,由于抖振阻力的跨向相关性比抖振升力和扭矩的跨向相关性显得更弱,因此抖振力跨向不完全相关性效应对阻力相关气动导纳分量识别结果的影响更大;利用识别得到的六分量气动导纳反算的作用在模型上的分布抖振力谱与试验中实测结果非常接近,经抖振力跨向不完全相关性效应修正后的竖向脉动风速对应的升力和扭矩气动导纳分量的识别结果与Sears函数也比较接近,从而验证了用于六分量气动导纳识别的自谱-交叉谱综合最小二乘法的可靠性。     

利用卡尔曼滤波求取直升机气动导数的应用研究

 本文主要介绍利用低通滤波、卡尔曼滤波及最小二乘法求取直升机气动导数的方法。本方法的特点是,通过低通滤波使旋翼高频成份的影响减至最小,同时求取试验数据的测量噪声和过程噪声,然后通过卡尔曼滤波使试验数据包含的随机噪声减至最小,最后用最小二乘法求得直升机的气动导数,为了提高卡尔曼滤波的准确度,用最小二乘法由试验数据求取直升机的气动导数作为卡尔曼滤波时的初始导数。计算结果表明,该方法可使试验数据中包含的噪声大大减小,误差带减少70％以上,而计算工作量又远远小于最大似然法。     

机翼-副翼-调整片的非定常气动力和颤振计算

 本文应用偶极子格网法对一个机翼-副翼-调整片颤振模型进行了三元非定常气动力和颤振计算,还研究了网格数目对结果收敛性的影响。计算结果表明本方法具有较好的收敛性,和试验结果相比较表明本方法有一定的工程精度,在飞机设计中能用于操纵面-调整片构型的非定常气动力和颤振计算。     

PSO-LSSVM在民机气动性能数学建模上的应用

目前风洞试验仅为民用飞机飞行性能提供有限数据.全飞行包线的技术支持对于民机飞行试验十分重要,需要采用数学建模和参数辨识的方法.选择合适的机器学习算法是参数辨识中最为关键的一步.支持向量机(SVM)采用结构风险最小化原理,尤其适用于小样本情形.根据A320非巡航起降阶段的几组真实数据,以及全机气动力估算的结果,使用最小二乘支持向量机建立预测模型.随后采用粒子群算法优化模型参数从而提升泛化能力.由此实现民机飞行包线的气动性能整体建模与辨识.与Ma=0.78时的实验数据相比较,PSO-LSSVM模型的预测结果吻合,是一种有效的气动数学建模方法.     

三次样条插值法在气动导数计算中的应用

在飞行仿真建模过程中,快速、精确的气动导数查寻可以提高仿真系统的实时性和逼真性。在研究大量现有气动导数查寻方法的基础上,提出了一种运用三次样条法、双三次样条法进行气动导数查寻的新思路,该方法不仅避免了以往线性插值的"局部性",提高了计算结果的精度,而且还克服了函数(多项式)拟合法导致动力学模型通用性差的缺陷。仿真实验表明,该方法在气动力和气动力矩的计算中是有效的、可行的。     

地面颤振模拟试验中的非定常气动力模拟

地面颤振模拟试验作为一种颤振研究的新方法,可以有效地弥补传统气动弹性试验的不足。对地面颤振模拟试验的主要难点,即非定常分布式气动力集成减缩加载的方法开展研究:基于亚声速偶极子格网法和活塞理论建立了亚声速以及超声速翼面的非定常气动力模型,通过曲面样条插值以及有理函数拟合获得了试验时域减缩气动力;提出以颤振关键模态的振型为优化目标,使用遗传算法搜寻气动力最优减缩位置的优化方法;建立了闭环系统的时域状态空间模型,使用颤振时域仿真结果与频域理论结果进行对比,对比发现二者误差可控制在3%以内。研究结果表明,该文提出的非定常气动力模拟方法可以很好地表征翼面非定常气动力分布特性,可以作为地面颤振模拟试验研究可靠的理论基础。     

直升机机动飞行旋翼的气动力模拟

 探讨了预测机动飞行旋翼气动力的细节问题。在考察非均匀诱速分布、入流动力学和非定常翼型性能的基础上,建立了一种模拟非定常旋翼气动力的新方法。对某一特定机动科目,首先由逆解技术得到操纵输入和飞行姿态;然后综合应用涡流理论、动力入流理论和非定常翼型气动模型来数值模拟非定常的旋翼气动力。通过样例分析给出了紧急转弯和平飞跃升的计算结果。     

Active aeroelastic control over a four control surface wing model

This paper describes the procedure implemented to design, develop and test an aeroelastic control system installed on a forward swept wing of the aeroelastic demonstrator X-DIA. A control method directly based on Nissim aerodynamic energy concept has been chosen. Two different modeling techniques have been adopted for the calculation of generalized aerodynamic forces, such as doublet lattice method and computational fluid dynamics and the obtained results are finally compared. The latter approach, applied to better estimate the control surfaces effectiveness, requires the capability to correctly model the control surface rotation and the grid deformation, usually addressed as non-trivial problems in CFD based aeroelastic analysis. A genetic algorithm optimization technique has been adopted to state and refine all the control gains.     

操纵面故障对飞行包线的影响研究

进行飞机操纵机构故障时飞行包线估计对提高飞行安全具有重要意义。针对飞机操纵面故障特点,提出一种在线飞行包线估计方法。首先根据操纵面对飞行动力学参数的影响建立故障参数模型,然后应用基于遗忘因子的最小二乘参数估计方法进行气动参数的在线估计,最后基于参数估计结果进行包线的精确估算和分析,计算结果可为驾驶员和包线保护控制提供参考。仿真分析表明,该方法能精确估计飞行包线范围。