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准确计算直升机在不同飞行状态的有效气动参数对于确定直升机飞行性能具有重要意义。然而,由于复杂的旋翼空气动力现象以及直升机状态和环境条件的变化,准确预估气动参数有较大难度。为此,采用无量纲分析法建立直升机悬停状态的数学模型,首先对参数重组,确定了几个悬停状态重要参数,包括气动参数和直升机状态参数;然后,以直-9×型直升机为例,结合实际试飞数据,提出了用最小二乘法对该模型进行参数辨识的方法;最后,通过相关性分析,确定了辨识方法的可行性,并将辨识结果有效地用于直升机悬停性能拓展。结果表明,这种利用参数辨识进行性能拓展的方法是可行的,由于辨识结果是利用实际试飞数据确定的,拓展结果具有较高的可信度。这种数据处理方法可有效减少试飞周期,节约试验成本。 相似文献
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扑翼飞行器动力系统建模方法 总被引:1,自引:0,他引:1
为快速评估扑翼飞行器的航时,便于针对不同扑动翼进行动力系统设计与优化,逐步减少实物验证与试飞,加快扑翼飞行器的研制,基于实验数据参数辨识的方法建立了包含直流无刷电机、电调(ESC)、锂电池和扑动机构等扑翼飞行器动力系统组件的动态模型,其中电机模型相对误差小于10%,锂电池动态模型相对误差小于6%;提出了一种基于风洞试验气动数据和功率数据的扑动轴瞬时气动载荷半经验高精度建模方法,解决了气动载荷测量较为困难的问题,模型确定系数大于0.89;集成以上模型后的扑翼飞行器仿真系统还包含扑动翼周期平均气动模型、平尾气动模型和纵向控制模型,确保仿真在动态配平状态下进行,可进行全任务剖面航时仿真,航时仿真与实际试飞结果相比误差小于3%。集成的扑翼飞行器仿真系统采用模块化建模思想,各模型参数独立可调,能进一步应用于扑翼飞行器多学科优化等研究。 相似文献
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基于物理解算的民用飞机气动参数辨识方法研究 总被引:1,自引:0,他引:1
传统的风洞试验与理论计算无法满足建立高精确飞机飞行动力学模型的需求,有必要通过试飞后的气动参数辨识来修正其飞行动力学模型。以极大似然法为代表的传统动态激励气动参数辨识法极大地依赖于激励信号设计、辨识算法等,存在较大的不确定性。本文提出了一种基于物理解算的方法,利用飞机不同飞行条件下的配平数据,从物理机理出发,针对气动静导数条理进行一一解算,并形成了物理解算法的辨识流程和方案。这一方法可为后续动导数的动态激励辨识减少大量未知参数,从而提高了整个气动模型的修正精度和效率。研究结果表明这一方法具有较高的可靠性和准确性。 相似文献
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为了实现航空发动机滑油压力、滑油温度、振动值在试飞中的趋势监控,采用神经网络方法对某型发动机大量试飞数据进行训练和验证,获得了这几个参数全过程较为准确的计算模型。计算模型应用于该型号另1台发动机参数趋势监控中,在应用前,利用有限架次试飞数据修正了这几个参数的计算模型,采用动态链接库形式实现计算模型与原有实时监控系统的协同工作,进行了模型计算结果和试飞结果趋势实时对比监控。结果表明:模型计算结果和试飞结果变化趋势吻合良好,说明了神经网络计算模型的准确性以及在关键参数趋势监控中的工程实用性。 相似文献
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倪晔 《民用飞机设计与研究》2016,(4):80
对基于“航向航迹”原理的侧滑角校准试飞技术以及三种不同的侧滑角测量方法(前支杆法,机身风标法和静压差值法)进行研究,总结民用飞机侧滑角校准研究项目的研究成果。侧滑角是许多试飞科目(横航向静稳定性、偏航机动试飞等)开展的重要输入条件,局方要求必须进行侧滑角校准,且在飞机设计阶段就要完成。因此,作者在项目前期准备阶段组织了侧滑角校准涉及到前支杆加装需求的论证工作,运用项目管理的科学办法对侧滑角校准他机验证试飞技术攻关项目的推进具有重要作用。 相似文献
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F—16飞机在非对称外挂情况下的极限环振荡试验 总被引:1,自引:0,他引:1
空军猎鹰办公室(AFSEO)提出了F-16飞机非对称外挂构型的验证要求。根据模拟构型的试飞和分析结果进行了F-16飞机的颤振验证。历史上,几乎没有对非对称构型提出过要求,因此,F-16飞机在非对称影响下的颤振特性试飞数据是有限的。结合这个问题,AFSEO以前仅用半展动力学和气动力模型进行计算,而假定在另一侧为镜面效应。为了解是否所有的非对称构型都必须用全展模型来分析,他们制定了一个试验大纲。用半展和全展模型对各种非对称构型下的颤振特性进行了分析。全展模型分析结果表明该机有颤振不稳定性,这与半展模型分析结果不同,因而进行了颤振试飞。试飞结果表明非对称构型的加载会产生一个较大的灵敏度,同时还会增加其稳定性。试飞结果与全展的气动模型吻合得相当好,这表明对于非对称的载荷构型应该使用全展气动模型进行分析。 相似文献
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《燃气涡轮试验与研究》2017,(1):7-13
以初步确定的试飞中滑油压力和滑油温度影响参数集合为基准输入参数,基于大量试飞数据,采用人工神经网络方法,获得滑油压力模型和滑油温度模型的基准结果。随后,采用不同的基准输入参数子集进行人工神经网络计算,以模型计算结果与试飞结果的最大偏差、偏差分布范围作为判据,与基准结果对比,确定滑油压力和滑油温度的最大影响参数。最后,建立发动机全包线试飞、全工作状态的滑油压力和滑油温度最大影响参数确定方法。该方法对滑油系统的试飞内容规划、状态预判和安全监控等具有重要的指导作用。 相似文献