无控飞行器气动参数估值

本文是我们用数值积分法从无控气行器飞行试验数据换算气动系数的总结报告。对于俯仰和偏航静、动导数的换算,文中给出以攻角(姿态角)、过载、角速率为状态参数的三组估值方程组;我们还建立了以角速率为状态参数的静稳定度的估值方程组;为换算法向力导数,我们提出以攻角为状态参数,计及角速率零位漂移,相位迟后,同时对攻角和法向力导数进行状态估值和参数估值的系统鉴定方程组。估值过程采用改进牛顿-拉夫逊的叠代公式并以回归分析提供叠代初值。采用六自由度数字模拟验证了这些算法的正确性和适用范围,以及对遥测仪表测量精度的要求。模拟结果表明本法可用于从飞行试验和风洞实验数据换算非轴对称无控飞行器的俯仰和偏航静、动导数,法向力导数、静稳定度和阻力系数。     

高速空气动力学三大手段数据融合研究进展

风洞试验、数值计算和模型飞行试验三大手段的深度融合，是开展新一代高速飞行器研究的必然需求。本文重点介绍了高速风洞试验设备、数值计算软硬件建设和航天模型飞行试验能力建设情况，以及自主研制的表面温度、热流、脉动压力、摩阻等飞行试验测量技术；并根据气动数据融合特点，提出了一种基于气动数据和物理模型相关度的融合准则，发展了基于组合深度神经网络的气动数据融合方法，解决了不同来源数据之间的数据关联问题，大幅提升了融合数据的可信度，在某高速飞行器俯仰力矩系数和头罩典型构型的气动热数据天地关联方面得到成功应用；综合运用三大手段，开展了高速激波-边界层干扰基础流动问题研究，建立了激波-边界层干扰力/热载荷天地相关性经验公式，修正了压力-热流关联关系，并首次证实了分离泡低频振荡现象在真实飞行条件下客观存在。     

2.4m跨声速风洞大振幅动态试验技术

现代先进飞行器在高机动飞行过程中,容易诱发非指令的多自由度耦合运动,呈现出复杂的动态气动力及耦合运动现象。为满足先进飞行器多自由度动态气动特性研究与试验评估的需求,中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所在2.4m×2.4m跨声速风洞建立了可以开展大迎角静态、单自由度俯仰振动、快速拉起、俯仰/滚转双自由度耦合运动等试验的模拟技术。通过典型的70°三角翼验证模型的试验研究,结果表明试验技术获取的试验数据合理可靠,变化规律正确,能够准确反映模型的动态气动力迟滞特性,实现了俯仰/滚转两自由度耦合大振幅运动的纵横向动态气动力测量,可以为飞行器的试验鉴定评估提供技术支撑。     

飞行器飞行大气数据传感技术发展现状与展望

飞行器飞行大气数据传感技术是现代飞行器全包线飞行控制、通信导航和武器打击轨迹精确控制获取飞行大气参数测量的关键或重要途径。回顾了飞行器飞行大气数据传感技术发展历程,阐述了技术跨代发展的驱动因素和系统架构设计、压力受感与传递转换、参数解算模型设计、复杂气象环境适应性设计、系统校准与飞行验证五项关键技术解决情况,分析了现有技术的不足与缺陷,从现代飞行器发展与应用需要出发,结合工程技术研究成果,提出了飞行器飞行大气数据传感技术未来重点发展方向。     

翼身融合的遥控飞机表面压力分布试飞数据和专业预测数据之对比

使用单一制图法UNIGRAPHICS软件和PMARC对一架翼身融合体遥控驾驶飞行器进行了设计。其模制品由数控铣床加工成型，32个压力孔也成型在翼身融合体的混合区里。包含一个32通道PSI压力传感器的航电设备地遥控驾驶飞行器上。飞行试验过程中，从飞机上获得的数据允许将专业方法预测值与表面实际压力分布测量值进行对比。首飞试验表面压力的扫描速率为2Hz。容许系统以30Hz的速率扫描PSI模型的航电设备升级品，以便产生一个机动期间的表面压力分布的实时视图。本文介绍的是首飞试验的结果。     

可变弯尾飞行器飞行特性研究

本文研究了可变弯尾飞行器的机动飞行问题。可变弯尾飞行器具有气动控制独特、机动范围可调等特点，是高超声速飞行器实现机动飞行的有效途径。本文通过气动力工程计算与飞行器六自由度弹道的耦合计算，研究了此类飞行器在再入过程中的机动控制和飞行稳定性。     

耦合六自由度运动弹性飞机阵风响应数值模拟

耦合飞机刚体六自由度运动,考虑飞机结构气动弹性变形,基于全湍流Navier—Stokes方程流场数值模拟方法．建立了离散阵风作用下弹性飞行器气动载荷与飞行姿态响应的数值模拟技术。其中模态空间中结构动力学方程以及六自由度运动方程分别采用四阶R—K进行时间推进求解,采用RadialBasicFunction（RBF）技术进行气动／结构数据耦合。对应飞机姿态以及弹性变形采用RBF与TFI组合模式的动网格方法进行网格更新;以飞翼布局弹性飞机为数值研究对象,研究了离散阵风作用下飞行器的气动载荷响应以及飞行姿态的变化,对比分析了刚性飞行器与弹性飞行器对离散阵风响应的区别,为进一步系统地分析真实飞机飞行品质提供数值平台。     

低速风洞带动力模型自由飞试验

为在风洞中模拟飞行器六自由度飞行的物理过程,获取飞行器流动/运动/控制耦合特性,对低速风洞带动力模型自由飞试验技术进行了研究。基于相似准则,在大型低速风洞建立了试验系统,利用纵向静不稳定的动力学相似缩比模型飞机,经过飞行控制律闭环控制增稳后,开展稳态飞行、施加标准激励验证飞行、控制律参数调整验证飞行、大迎角飞行等自由飞试验,并将试验结果与原型机飞行仿真结果进行了对比研究。结果表明,基于相似准则建立的低速风洞带动力模型自由飞试验系统,能够有效模拟飞机闭环控制飞行过程,试验结果准确反映原型机的稳定与控制特性。低速风洞带动力模型自由飞试验验证了原型机的飞行控制律,预测了其大迎角失速/偏离特性,形成了飞行器气动/飞行力学/控制一体化风洞试验研究能力。     

面向飞行试验的多源气动数据智能融合方法

风洞试验和飞行试验是飞行器研制过程中进行气动性能分析与优化设计的重要手段，然而，在高超声速飞行条件下，真实气体效应、黏性干扰效应和尺度效应的复杂变化给气动数据精准预测带来巨大挑战。为了提升天地气动数据一致性，针对某外形飞行试验数据开展了典型对象的天地气动数据融合方法研究。结合数据挖掘的随机森林方法，本文提出了一种面向飞行试验的数据融合框架，通过引入地面风洞试验气动数据，实现了对复杂输入参数的特征分析与特征排序，进一步对不同飞行时刻下飞行试验的气动数据开展了交叉验证。结果表明随机森林的机器学习框架对风洞-飞行试验数据关联具有较好的预测与外推能力，可以有效提升气动数据预测精度，相关研究为复杂环境下气动数据多源融合提供了思路。     

机动飞机的大迎角空气动力特性的预测

本文描述了一种初始设计的分析预测能力,它适用于非线性,气流条件随时间变化的非定常机动中的飞行器,此方法是流体动力学和飞行力学的直接耦合,用于分析大迎角和快速机动相关的旋涡,分离气流占主导地位的气流现象下飞行器的飞行状态,这种模块化设计方法基于正确地反映了复杂气流的物理特性,且补充了某些经验数据的数学气流模型之上,这种基于物理性质的方法适用于一般构型的飞行器,它不受特定的经验数据所决定,使用起来比较经济,由此得出的方法可应用来预测飞行器的指定机动动作或者气流条件,这种方法也可和解6自由度运动方程结合起来,用来预测飞行器的飞行轨迹和瞬态特性曲线,本文还介绍了对风洞模型和全尺寸试验飞行器的空气动力特性的测量和预测。     

六自由度飞行实时仿真和功率谱法比较

大气紊流是飞机巡航状态中影响飞机运动的主要大气扰动现象,以奖状飞机和波音747为例,研究飞机受大气紊流影响所产生的飞行姿态变化。使用了两种方法进行飞行仿真,一种是基于六自由度飞行力学方程的实时仿真法,另一种是基于线性化小扰动方程组的响应频谱法。通过与试飞数据进行比较,分析两种方法的优缺点。研究表明,六自由度飞行实时仿真可以更好地模拟大型飞机大气扰动下的飞行状态,较准确地表征各项参数变化特性。     

改进的极大似然算法及其在试飞数据处理中的应用

通过对一般极大似然辨识算法的分析,提出一种改进的极大似然辨识方法,使之更适合于飞机飞行试验数据处理。将其应用于纵横向耦合的六自由度飞机的飞行试验数据的协调性检验及重建。结果表明：这种方法使参数辨识的收敛速度得到大大提高,使参数初值更易于选择。     

高超声速飞行器嵌入式大气数据传感系统测压点布局

<正>精确测量大气飞行数据对于现代飞行器是至关重要的,全部的大气飞行数据可以由迎角、侧滑角等数据描述,利用这些参数,其他大气数据便可以推算出来。对于高超声速飞行器,随着速度的增加,温度逐渐升高,飞行环境便越来越恶劣,传统的大气数据传感系统已经不能满足高超声速的飞行状态。嵌入式大气数据传感(Flush Air Data Sensing,FADS)系统可以适应高超声速飞行时的高热状态,它通过机头表面压强测量值,通过一定的算法,可以得     

螺旋桨式微型飞行器飞行特性分析

以南航研制成功的某型号微型飞行器为背景,以该型机的风洞实验数据为基础,针对该机的独特气动布局形式,对该机进行了六自由度飞行力学模型的建立。在建模过程中,考虑了螺旋桨滑流对飞机的气动干扰及不同飞行状态下螺旋桨拉力及扭矩的变化。通过应用四阶龙格-库塔方法对该运动方程进行数值求解,对该型微型飞行器的飞行动力学问题进行了非线性分析。     

嵌入式大气数据传感系统研究进展

大气数据的精确测量对飞行器的导航与控制至关重要。相较于传统的探针式大气数据测量系统,嵌入式大气数据传感系统更适用于隐身性能要求、大迎角飞行要求的飞行器或高超声速飞行器。回顾了嵌入式大气数据传感系统的发展历程,介绍了该系统完整的组成部分及其工作原理,并指出该系统在应用时的四项关键技术(测压孔布局、气动模型及求解算法、校正算法、故障检测及管理技术),结合国外多种飞行器上该系统不同的应用方案,分别对比分析四项关键技术不同应用方式的优缺点;指出了该系统的四项关键技术均会影响系统精度及可靠性,实际应用中需综合考虑选择其应用方式;最后展望了该系统在未来航空航天领域的应用。     

飞行器极性测试六自由度并联平台设计与应用

本文对用于飞行器极性测试的六自由度并联台进行了研究,分析了六自由度并联台技术背景及其在飞行器极性测试领域应用的可行性,给出了六自由度并联台总体设计方案,对平台关键指标进行了仿真验证,系统地阐述了六自由度并联台在飞行器极性测试应用过程中的关键技术和方法.     

一种极坐标系升力式再入六自由度仿真模型

建立了升力式再入飞行器在极坐标系下的六自由度模型。首先,定义了建模所需坐标系及转换关系;然后,建立了极坐标系下的升力式再入质心运动方程以及面对称飞行器在体坐标系下的转动方程,并利用坐标转换关系建立欧拉角转换辅助方程;最后,对欧拉角关系、开环六自由度进行了仿真验证。仿真结果表明,该模型可为同时关注位置变量和速度变量的升力式再入飞行器的飞行力学问题研究,如六自由度的轨迹优化、制导控制一体化设计等提供模型参考。     

高超声速飞行器非线性纵向运动稳定性研究

针对研究高超声速飞行器飞行动力学稳定性时忽略方程非线性影响的问题,建立了保留非线性特征的六自由度动力学方程组和非线性活塞理论耦合模型。研究了初始迎角和活塞理论非线性项对高超声速飞行器纵向稳定性的影响,并在稳定巡航中施加瞬时扰动,分析其姿态响应。仿真结果表明:高超声速飞行器姿态收敛速度比常规低速飞行器慢很多;对迎角施加扰动后,飞行器姿态变化主要影响短周期模态,且偏离平衡位置越远,收敛越快;改变气动力非线性项时,其姿态变化主要影响长周期模态,且收敛较慢;两种扰动均对振荡周期无明显影响。     

多传感器数据融合技术飞行试验方法研究

多传感器数据融合技术正在逐步应用到飞行器航电系统中,新的设计理念和制造技术的出现也给航电系统的飞行试验带来了难度和挑战。本文分析了数据融合技术的作战应用,在此基础上,建立了数据融合技术评价指标,设计了基本的试飞方法,为将来先进航电系统的试飞建立了理论基础。     

DO 28飞行试验数据一致性检验

 本文研究DO28试验机飞行试验数据一致性检验及其误差校正。建立了由非线性运动学方程及内容广泛的校正环节构成的一致性检验模型,解决了大地风场重构、测量信号时间延迟估计、ψ转换及测量控制信号的校正。为DO28参数估计提供了可靠、准确的飞行试验数据。