翼型激波抖振的无模型自适应控制

由于受到流动环境中的不确定因素影响,针对流动系统设计的闭环控制律需要考虑这些不确定因素,自动适应随机扰动和突发扰动.基于流动模型所设计的闭环最优控制,虽然可以以较小的控制量获得满足目标函数的最优控制效果,但随着流动模型的引入,随之而来的建模精度、未建模动态等问题也会出现,固定的流动模型也会限制控制系统的自适应能力.针对翼型在跨声速流动中遇到的激波抖振问题,为了消除不同来流状态的激波抖振带来的脉动载荷,开展了基于数据驱动方法的无模型自适应控制.流场数值仿真采用URANS方法,作动机构采用尾缘舵面,以升力系数作为反馈信号.当流动状态变化时,无模型自适应控制利用输入输出数据在线将流动系统等价转化为动态线性化数据模型,最小化性能指标得到控制律,使系统自动地工作于最优或接近最优的状态.时域仿真结果显示,无模型自适应控制效果优于开环控制和比例控制,并且当来流状态随时间发生变化时,无模型自适应控制也能够完全消除抖振脉动载荷.     

跨声速嗡鸣诱发机理及其失稳参数研究

跨声速嗡鸣问题是现代飞行器设计和使用过程中的拦路虎,会造成操纵面的损坏或严重变形。目前嗡鸣研究的局限在于缺乏预测嗡鸣触发参数范围的有效方法,难以指导工程实践。本文通过基于ROM的气动弹性分析模型和CFD/CSD时域仿真方法,研究了三种类型嗡鸣的触发条件及其参数的物理意义。相关结果表明,三种嗡鸣本质都是亚稳定的流动模态和结构模态耦合诱发结构失稳。降阶模型进一步揭示嗡鸣的触发要求流动的稳定裕量足够低(往往在抖振边界附近),同时结构频率在开环伯德图的零极点频率之间。该研究有助于对嗡鸣物理更深入的理解以及提出新的嗡鸣抑制方法。     

月壤微定量采样器设计与试验验证

根据月球极区的环境和工况,分析了科学探测仪器对月壤样本的实际需求,提出一种将采样与挥发分提取相耦合的挥发分制备方法.通过设计一种采样片,完成月壤的微定量采样,多个采样片串联装于采样管内组成采样器.采样后将采样片置于提取装置中加热,以感应加热的方式间接加热内部的月壤,完成挥发分制备.针对地外天体采样功能需求,对采样器和采...     

基函数宽度对RBF神经网络气动力模型精度的影响研究

将带输出反馈的RBF（recursive radial basis function, RRBF）神经网络用于构建非定常气动力模型,能够得到一种动态非线性气动力降阶模型（reduced order model, ROM）。隐含层神经元的基函数宽度是该气动力模型的一个重要参数。为了研究基函数宽度对RRBF神经网络的影响,首先通过数学分析和计算仿真研究了训练过程中宽度与神经网络结构之间的关系,而后用NACA0012翼型俯仰运动作为算例,研究模型在不同训练信号、延迟阶数和流动状态的情况进行测试。测试结果表明,基函数宽度对此类非定常气动力模型的稳定性及泛化能力都有较大影响;最优宽度的选择随训练及预测信号的变化有所不同;较多样本时,通常选择55~75的宽度能够保证非定常气动力模型具有较高的预测精度。通过对随机俯仰运动样本的预测结果,验证了宽度的最优选择范围。     

蠕动掘进潜入式行星探测装置方案设计研究

针对在地外星体较大深度处长期地实施地质科学探测这一新的研究难题,运用无人自动潜入式探测原理,提出了蠕动掘进潜入式行星探测装置的设计方案,并重点对探测装置的机构设计开展了研究;成功研制出蠕动掘进潜入式探测装置试验样机及其性能测试平台,为蠕动掘进潜入式行星探测装置方案的可行性验证以及性能测试奠定技术基础。研制的蠕动掘进潜入式行星探测装置对我国未来的行星探测任务具有借鉴意义。     

颤振飞行试验的边界预测方法回顾与展望

颤振飞行试验是新型机种定型必不可少的环节,其目的是要确定颤振边界。由于颤振飞行试验的风险大、耗费高并且周期长,研究者一直在追求安全、准确和高效的颤振边界预测方法。鉴于此,在总结前人研究的基础上,从传统的颤振边界预测方法及其改进和新的颤振边界预测方法两个层面展开,对常用的和近年发展的颤振边界预测方法较为全面而相对简洁的论述,着重介绍了各种颤振边界预测方法的基本原理、适用性及其推广和改进。针对各种方法的原理和特点,将其归纳为构造稳定性参数的方法和基于流固耦合分析模型的方法,并对两类方法进行了对比和总结。最后,对目前颤振边界预测存在的一些技术难点及其发展趋势进行了初步的探讨。     

基于分层思路的动态非线性气动力建模方法

很多非线性气动力模型难以精确预测系统的小扰动线性特征。针对这一局限,提出了一种非线性分层模型,用于辨识跨声速非线性非定常气动力。分层建模需要同时提供微幅振荡和大幅振荡两套训练样本,首先通过线性模型(如带外输入的自回归(ARX)模型)对微幅振荡样本进行建模,而后采用非线性模型(如径向基函数神经网络(RBFNN))对大幅振荡的样本与线性模型的差量进行建模,进而把线性模型和非线性模型的输出相叠加,得到分层非线性动力学模型。算例表明建立的分层气动力模型与单一自回归径向基函数(AR-RBF)神经网络模型相比不仅具有更高的数值精度,可以精确预测大幅运动中的非线性特征,而且在小扰动状态下自动退化为线性模型,能够精确刻画结构微幅振荡下的线性动力学特性。     

翼型尾缘低频大功率合成射流的动态载荷特性研究--B：动态气动载荷特性分析

针对NACA0015翼型,设计了适用于风洞研究的尾缘低频大功率合成射流致动器,对翼型尾缘合成射流作用下的非定常气动特性进行了风洞实验研究。研究表明：尾缘合成射流与横流的相互作用能够有效改变作用在翼型上的气动载荷;单侧喷口喷/吸时,喷冲程气动力系数响应幅值约为吸冲程幅值的3倍;双侧喷口同时工作时,升力和力矩系数的幅值并不是单侧喷口单独工作时喷气幅值的简单叠加,而是处于单侧喷气幅值和喷吸幅值和之间;升力和力矩响应的幅值与喷流动量系数的平方根之间存在近似的线性关系;在动量系数不变时,升力和力矩系数响应的幅值会随减缩频率的增加而减小;给定合成射流器行程,升力和力矩响应幅值与合成射流频率之间近似呈线性关系。     

尾缘合成射流影响翼型非定常气动特性的数值研究

为了实现飞行器新型动态特性控制,提出了一种基于尾缘的低频大功率合成射流致动器的设计方案。通过数值方法对该尾缘合成射流工作下的NACA0012翼型的非定常流场进行了模拟。研究了不同开口形式,喷流动量系数和减缩频率对翼型的升力、阻力和力矩特性的影响。研究表明尾缘处低频大功率合成射流激励能有效改变翼型的升力和力矩特性,动量系数的增加会增大升力和力矩系数的最大值,而减缩频率的增加会使升力和力矩系数的最大值减小,且翼型气动特性系数的滞后角也会随减缩频率的增加而增大。