用极大似然法辨识轴对称飞行器的气动参数

采用极大似然法完成了轴对称飞行器的非线性气动参数辨识。根据飞行弹道的特性,采用考虑了横侧向运动耦合的纵向三自由度飞行动力学模型;为了反映气动参数随马赫数的变化,给出了一种考虑马赫数变化的气动参数数学模型,并采用了分段辨识的技巧;通过采用建模前估计法的辨识结果作为极大似然法的初值,保证了极大似然法的收敛,计算结果表明：这种算法对大攻角下的非线性气动参数能获得满意的辨识结果。     

一维钝体竖向拍振非线性涡激力识别

基于Scanlan经验非线性模型,推导一维钝体竖向涡激振动拍振响应.借鉴Wilkinson涡激力相关性函数,探讨节段模型拍振状态下气动参数、涡激力识别方法,分析相关性对涡激力识别的作用.以一大跨度桥梁主梁断面为例,识别气动参数及其非线性涡激力,结果表明在节段模型试验分析中考虑相关性作用后,可更准确地识别其非线性涡激力.     

时间序列关联维数在非线性系统运动性态识别中的应用

 在非线性动力系统维数较高、数学模型难以建立时, 利用时间序列分维数对系统的动力学性质进行了研究。通过对一经典非线性方程的分析, 得出利用随参数变化的时间序列分维数图, 可以很好地识别非线性系统从确定性状态到分叉或浑沌状态的临界参数点或区域。最后将此方法应用于一单盘Jeffcott 转子模型的分叉参数点识别及一转子运动状态识别, 得到了比较满意的结果。     

高速自旋飞行器气动参数辨识

根据高速自旋飞行器运动的特点，发展了气动参数辨识的一种数学模型，辨识参数包括静态气动导数、气动阻尼导数和马格努斯力矩导数等。仿真算例证实了该数学模型的有效性。应用该数学模型分析处理了某高速自旋飞行器的飞行试验数据．辨识获得了其主要气动参数，并分析了若干常见误差源对气动参数辨识结果的影响。     

高超声速巡航导弹乘波构型优化设计与性能分析

对锥导乘波构型在高超声速巡航导弹气动外形设计上的应用问题进行了研究.以乘波体上表面底部基线为参数化几何建模对象,运用正交试验设计方法,分析了不同设计参数对乘波体几何性能和气动性能的影响.采用回归分析法建立了乘波体容积率和升阻比与设计参数之间的非线性数学模型,然后应用多目标遗传算法对乘波构型进行了优化设计.将优化后的乘波体作为高超声速巡航导弹的初步外形并对其气动性能进行f数值模拟分析.结果表明:以锥导乘波体为基础生成的高超声速巡航导弹初步外形其有良好的几何性能和气动性能,容积率大于0.42,升阻比接近6;参数化设计方法可根据应用对象来方便地控制乘波体的外形尺寸,大大提高了乘波体的适用性;通过回归分析建立的数学模型准确性好,数值模拟精度高,这些方法可以用于高超声速巡航导弹的总体概念设计和初步设计.     

极大似然法及在有控飞行器气动参数辨识中的应用

 <正> 一、引言 飞行器气动参数辨识作为系统辨识理论在航空、宇航领域的应用分支,在一些发达国 家受到了相当的重视,并且从70年代以来已形成了气动参数辨识软件包,不仅缩短了飞行器的设计、改型及性能分析的周期,并且还具有靠风洞实验或理论分析所不具备的优点。目前飞行器的气动参数辨识虽已有很大发展,但是对有控飞行器的闭环辨识问题仍未解决,分析传感器非线性因素对气动参数辨识结果的影响也不够深入。本文使用极大似然法,结合某有控飞行器的全弹道仿真数据,研究了在闭环飞行状态下进行气动参数辨识所存在的问题,分析了传感器的非线性因素对气动参数辨识的影响。     

航空发动机气动热力参数的趋势分析

航空发动机状态的趋势分析,是一种广泛地应用于航空发动机性能监控的分析技术。本文建立了发动机气动热力参数趋势分析的数学模型,着重讨论了有关数据处理中的四个问题:参数的换算;野点的判断和剔除;趋势性的判断和数据的平滑与预测。并将上述模型应用于JT9D发动机的气动热力参数的趋势分析。     

非线性气动模型结构识别

基于最小模型误差最佳估计的一种鲁棒的非线性识别方法用于识别非线性气动模型结构。数据是从具有标准的线性模型加上非线性俯性俯抑力矩导致的麦道Ｆ－４Ｃ型飞机纵向飞行数字模拟得到的。     

有控飞行器非线性气动模型结构的确定（Ⅰ）

非线性气动模型结构确定是飞行器参数辨识中极其重要的问题。首先给出了非线性气动模型的数学描述,在此基础上,以导弹纵向及侧向运动方程为例,首次系统地分析了有控飞行器非线性气动模型结构确定中必然存在的共线性问题。频域分析过程清晰地表明在通常的试验情况下,m_z~α及m_z~(ω_z)是不可单独辨识的,从理论上解释了国内外一直不单独辨识它们的原因所在。指出原有的模型结构确定方法,如AIC准则,逐步回归等已不再适用于非线性气动模型结构的确定。同时对参数的可辨识性也作了一定的讨论。     

估算飞机气动导数的多维最小二乘方法研究

给出了多维最小二乘法拟合经验曲线的格式.在基于总体布局参数的飞机操稳特性研究中,有些气动参数的估算还处于经验曲线阶段,本文用最小二乘法曲线拟合原理和空间多维理论建立了曲线的数学模型,尤其在开发软件过程中,利用所建立的数学模型可以更加简单、快速的估算飞机气动导数.最后对多种型号飞机进行算例分析,并与计算流体动力学(CFD)方法所求的气动导数、实际飞行试验数据进行对比,结果表明,用此方法对经验曲线所建立的数学模型,在飞机的气动导数估算中,其结果是合理可行的.     

用非线性模型分析气动液阀的启动特性

对气动液阀的启动过程建立了非线性数学模型,分析了尺寸参数和推进剂进、出口压力对该阀的启动特性的影响。计算结果表明：在保证必要的工作寿命的前提下,适当地增大控制腔气孔的直径或增大靠近控制腔的活塞端面直径,降低推进剂进口和出口的压力有利于提高该阀的响应能力。     

非线性气动恢复力与飞行器动稳定性

复杂流动中,飞行器非定常气动数值计算后的参数辨识、飞行器模型的风洞定常测量、风洞动态(风洞自由飞)测量均显示了飞行器非线性气动刚度项(气动恢复力项、如俯仰力矩 攻角曲线Cm θ)将出现局部静不稳定( Cm/ θ>0)。　　飞行器气动恢复力对运动稳定性影响以往讨论较少,本文讨论了非线性气动恢复力局部出现静不稳定条件下的动稳定特性,其特点是突跃性、单边性与不确定性。飞行器飞行遥测数据分析支持了上述动稳定特性的描述。     

使用深度残差网络的乘波体气动性能预测

本文探究深度学习人工智能技术在飞行器气动外形预测中的应用。以激波装配法乘波体设计为背景,建立气动数据快速生成工具,使用拉丁超立方采样得到海量样本数据。使用深度残差神经网络构建气动外形参数到气动性能数据的代理模型,并与随机森林和双隐层神经网络等普通机器学习模型对比;同时将数据转换为图片,研究基于图片识别的深度学习模型搭建,省略飞行器外形的参数化表达。测试结果说明,深度残差网络作为数据代理模型的精度是随机森林和双隐层神经网络的3倍以上,而基于图片识别的代理模型精度提高有限。研究表明,深度残差网络在乘波体等易于生成大量数据的气动外形的性能预测中效果明显,为深度学习技术在气动外形设计中的应用奠定了基础。     

气动参数辨识飞行试验研究回顾

简要地介绍了气动参数在飞机研制中的作用，获得气动参数的几种途径。着重地介绍了中国飞行试验研究院气动参数辨识飞行试验研究的历程。在古典参数辨识方法研究方面，扼要地介绍了时间矢量法和频率特性法研究和使用情况。在现代参数辨识方面，阐述了参数辩识所要研究的问题，Ｎｅｗｔｏｎ－Ｒａｐｈｓｏｎ方法和最大似然法（ＭＬ）的原理及其应用，最后概要地介绍了大迎角非线性气动系数辩识方法和电传操纵飞机参数辩识方法。     

导弹舵机/舵面系统模态试验方法研究

针对导弹舵机/舵面系统非线性较强的特点,将"猝发随机法"和"纯模态法"相结合,得出准确测试舵机/舵面系统模态参数的模态试验方法。首先采用"猝发随机法"获取系统的频响函数估计,然后采用多参考最小二乘复频域(PolyMax)法进行模态参数识别,得到系统初步的模态参数,最后利用"纯模态法"剔除虚假模态,准确测试结构的模态参数。该方法提高了导弹舵机/舵面系统模态参数的识别质量和效率,为导弹颤振特性分析及气动伺服弹性分析提供了准确的动特性参数,具有重要的工程应用价值。     

高超声速飞行器全局有限时间姿态控制

针对飞行中气动参数剧烈变化的高超声速飞行器(Hypersonic Vehicle,HSV)的姿态控制问题,提出了一种基于非线性积分滑模的全局有限时间控制策略。首先,根据多时间尺度理论将HSV姿态控制系统分为慢回路子系统和快回路子系统;其次,对快慢回路分别设计非线性积分滑模全局有限时间控制器和非线性干扰观测器,以实现系统的全局有限时间稳定;利用干扰观测器对气动参数变化引起的模型不确定性进行精确估计,从而实现控制器的有效补偿,并基于Lyapunov理论证明了整个系统全局有限时间稳定。仿真结果表明,所提出的控制方法具有良好的控制性能和强鲁棒性。     

飞翼布局飞行器大迎角非定常气动建模

为进一步研究复杂流场气动力模型和辨识方法,通过常规飞翼布局飞行器动态单独俯仰和单独滚转试验数据获得"同相"和"反相"导数。在采用状态空间法建立非定常数学模型的基础上,利用两步线性回归辨识出模型参数,给出带有误差限的特征时间常数分布。数学模型辨识结果与大迎角大振幅运动的试验数据对比表明,该模型建模结果基本上与试验气动数据变化一致,能够反映模型大迎角时的非线性和非定常特性,具有可用性。     

一种减小再入飞行器侧向气动非线性的布局优化方法

为改善升力式再入飞行器在跨声速段出现的侧向气动特性非线性问题,发展了一种基于Kriging代理模型的自适应迭代气动布局优化方法.设计了一种常规升力式再入飞行器布局,计算了该布局在跨声速段的侧向气动力,分析了可能影响侧向气动特性的机翼布局参数.根据气动布局优化流程,计算了气动布局样本气动特性,建立了布局参数到侧向力矩系数...     

非定常气动力非线性微分方程建模方法

为准确描述过失速机动中非定常气动力特性,研究了以非线性微分方程为基本结构的非定常气动建模方法.基于动力学系统建模思想,分析揭示该模型的物理机理,并发展和改进了基于风洞强迫振荡试验的模型参数辨识方法:基于小振幅试验数据,采用线性回归参数辨识方法辨识确定气动模型中特征时间常数等线性参数;基于大振幅试验数据,采用遗传算法全局...     

导弹气动特性在亚跨音速下的风洞试验研究

在导弹的设计过程中,导弹的气动特性作为重要因素直接影响导弹飞行的动态品质。在亚跨音速段气动特性呈现剧烈非线性的情况下,工程估算以及CFD数值计算方法所能提供的气动计算精度有限,导致对舵效特性的辨识精度较低,需要进一步采用风洞试验的方法精确计算气动参数,进而确定导弹的舵效。本文应用风洞试验方法研究导弹飞行马赫数在亚跨音速段对导弹气动特性的影响。研究结果表明：亚音速时导弹的气动特性基本一致,跨音速时发生剧烈的非线性变化;导弹的俯仰舵效先增加后减小,滚转舵效先减小后增大。结论对导弹控制律的设计以及后续的工程型号研制有参考价值。