Aerodynamic Modeling and Parameter Estimation from QAR Data of an Airplane Approaching a High-altitude Airport

Aerodynamic modeling and parameter estimation from quick accesses recorder (QAR) data is an important technical way to analyze the effects of highland weather conditions upon aerodynamic characteristics of airplane. It is also an essential content of flight accident analysis. The related techniques are developed in the present paper, including the geometric method for angle of attack and sideslip angle estimation, the extended Kalman filter associated with modified Bryson-Frazier smoother (EKF-MBF) method for aerodynamic coefficient identification, the radial basis function (RBF) neural network method for aerodynamic modeling, and the Delta method for stability/control derivative estimation. As an application example, the QAR data of a civil airplane approaching a high-altitude airport are processed and the aerodynamic coefficient and derivative estimates are obtained. The estimation results are reasonable, which shows that the developed techniques are feasible. The causes for the distribution of aerodynamic derivative estimates are analyzed. Accordingly, several measures to improve estimation accuracy are put forward.     

A Dual-driven Intelligent Combination Control of Heat Pipe Space Cooling System

Effective thermal control systems are essential for reliable operation of spacecraft.A dual-driven intelligent combination control strategy is proposed to improve the temperate control and heat flux tracking effects.Both temperature regulation and heat flux tracking errors are employed to generate the final control action;their contributions are adaptively adjusted by a fuzzy fusing policy of control actions.To evaluate the control effects,describe a four-nodal mathematical model for analyzing the dynamic characteristics of the controlled heat pipe space cooling system(HP-SCS) consisting of an aluminum-ammonia heat pipe and a variable-emittance micro-electromechanical-system(MEMS) radiator.This dynamical model calculates the mass flow-rate and condensing pressure of the heat pipe working fluid directly from the systemic nodal temperatures,therefore,it is more suitable for control engineering applications.The closed-loop transient performances of four different control schemes have been numerically investigated.The results conclude that the proposed intelligent combination control scheme not only improves the thermal control effects but also benefits the safe operation of HP-SCS.     

变体无人机动力学模型及切换控制研究

针对能够在飞行过程中进行结构变形的变体无人机,考虑由变形引起的气动力与力矩,惯性力与力矩的非线性变化,建立其在质点系假设条件下的多体动力学模型。根据切换系统理论,将变体无人机视为一类线性切换系统,选择设计点,采用极点配置方法针对各设计点处的线性子系统设计控制器,再制定以变形量为决策变量的控制切换方案,构成切换控制系统。通过建立公共Lyapunov函数,推导了能够保证闭环切换系统在结构变形过程中一致有界的充分条件。以变体无人机Fire-Bee为例,验证了方案的有效性,仿真结果表明闭环系统无论在固定结构下还是变形过程中都具有良好的动态特性。     

开式转子发动机对转桨扇性能建模研究

对转桨扇开式转子发动机性能计算的难点在于对转桨扇部件的性能计算。传统方法是将对转桨扇简化处理为涡轮螺桨进行计算,但精度较低。本文基于传统涡轮螺桨性能模拟方法,考虑前排桨扇出口气流对后排桨扇的影响,对前、后排桨扇进行独立建模,建立了开式转子发动机对转桨扇部件级性能计算模型,并使用美国NASA风洞试验数据进行验证。结果表明,对转桨扇性能模型计算精度较高,采用此模型可较准确地模拟不同设计参数和不同控制规律下的对转桨扇性能,并评估其对开式转子发动机总体性能的影响。     

复合材料蜂窝板积水的脉冲热像检测的研究

 用数值模拟和实验研究了飞机蜂窝板积水的脉冲热像检测的规律。提出了蜂窝板积水检测的新型三维传热模型;用有限元法分析了近水检测、远水检测和立放检测3种检测模式下信息参数与积水量的关系;用脉冲热像实验验证了近水检测的基本规律。结果表明:在这3种检测模式下,最大温差和最大对比度与积水高度均呈非线性关系,随着积水高度的增加而增大。近水检测灵敏度最高,其次是蜂窝板立放检测,远水检测灵敏度最低。积水和富胶对表面温度的影响趋势一致,利用温差曲线或最大温差信息无法区分积水和富胶状态。根据可检信息参数与积水高度的关系曲线可以反向估计积水高度。这些研究结果为飞机蜂窝板积水的脉冲热像检测及评估提供了技术支持。     

基于RBF神经网络的开关磁阻电机在线建模 及其实验验证

 为了获取开关磁阻电机(SRM)的精确模型,提出了一种基于径向基函数(RBF)神经网络对SRM进行建模的方法,主要包括离线建模和在线建模两部分。离线建模通过实验测量得到SRM的磁链特性曲线,并利用该数据训练RBF神经网络,实现SRM磁链的离线建模;在线建模是指当SRM的运行状态发生变化时,离线模型的估计磁链与实际磁链会产生误差,通过对神经网络的输出权值进行在线调节,实现具有在线动态调节功能的SRM在线模型。为了验证该方法的可行性,针对一台12/8结构的SRM样机进行仿真和实验,结果表明SRM的离线模型和在线模型在仿真和实验条件下均能正确地估计SRM的磁链特性,而且在线模型的估计精度高于离线模型,验证了本文的研究方法合理有效。     

民用飞机驾驶舱构型快速设计方法

为在方案设计阶段提高民用飞机总体方案的设计质量和形成效率,研究了民用飞机驾驶舱构型的设计措施,并在一个开放式的飞机总体设计环境中实现了这一功能.定义了飞机机身坐标系,研究了确定驾驶员设计眼位、驾驶舱布置和风挡参数化设计与模型构建的方法.建立了交互式民机驾驶舱构型二、三维快速设计环境.在此基础上,实现了驾驶舱模型的自动化调整,为总体设计阶段进行多学科设计优化奠定了基础.通过设计实例证明了该方法的有效性.     

基于UML的无人机飞控系统建模

针对无人机飞控系统功能及其复杂而又难以比较全面的描述,提出利用面向对象统一建模语言UML对飞控系统进行建模,可直观地描述飞控系统,并可以从不同角度较全面地描述飞控系统。首先简要介绍了飞控系统的原理和功能,在此基础上,利用UML例图、类图、协作图、顺序图、活动图,分别从整体、静态、动态角度描述了飞控系统。使用这种方法对飞控系统建模可应用在无人机系统仿真建模中,对无人机系统仿真建模具有积极的研究意义。     

基于三维CFD的RBCC发动机建模方法

RBCC发动机可多模态工作,能适应宽广的飞行包线,因而其火箭尾流剪切作用变化强烈、流道截面变化大,喷油规律复杂,给发动机建模与控制研究带来困难。针对RBCC发动机的地面直连实验构型,采用三维CFD计算分析RBCC流场特点,研究发动机状态变量特征,并基于CFD计算结合拟合法的建模思路,建立了RBCC状态空间模型,模型的计算结果与三维CFD的计算结果有较好的吻合度,均方差满足要求。研究表明,在一定范围内增加计算特征数据点个数,可提高建模精度,但当计算特征数据点的个数超过20时,继续增加点的个数对精度的提高非常有限。     

复杂时变激励下失谐叶盘瞬态强迫响应分析

提出一种高效的失谐叶盘瞬态强迫响应分析方法,不同于传统的数值积分方法,该方法推导出瞬态强迫响应的解析表达式,能更为高效地预测失谐叶盘的瞬态强迫响应。首先,对叶盘的高保真有限元模型进行减缩建模,在精确地描述叶盘结构的动力学特性的前提下,极大的减少了模型的自由度数目。其次,模拟加速旋转的涡轮叶盘经过复杂流场时叶片表面上的气动载荷,并建立叶盘固有频率和振型随转速变化的数学函数;通过共振分析确定叶盘共振的转速区间并分析引起共振的激励阶次成分。最后,计算了不同旋转加速度和阻尼下叶盘的瞬态强迫响应,并对叶盘的失谐幅值放大因子进行研究。应用本办法对某86个叶片的涡轮叶盘进行了数值分析,结果表明,相同阻尼水平下,叶盘的瞬态强迫响应幅值随旋转加速度增加而降低,失谐幅值放大因子在瞬态条件下大于稳态条件下,最高可达30%。