飞行器参数化几何建模方法研究

高超声速飞行器的概念设计阶段通常要综合考虑气动力、气动热、飞行弹道、推进系统、结构和控制等多个学科的设计因素,希望通过权衡各个学科得到一个综合性能最佳的设计,即多学科设计优化结果.参数化几何建模是优化设计的基础,本文开展飞行器参数化几何建模的方法研究,利用二次曲线方法与基于类型函数和形状函数的方法,分别进行了两种飞行器几何外形的建模,并进行了初步的气动力计算.通过分析两种建模方法的特点,比较了两种方法在不同情况下的优缺点,提出了在飞行器概念设计阶段几何建模方法的一般选取建议.通过等弧度、等弧长的划分原则,完善了基于类型函数和形状函数方法所生成的表面网格质量.     

飞行仿真气动力数据机器学习建模方法

基于机器学习思想,提出了一种大空域、宽速域的气动力建模方法。该方法利用飞行仿真弹道数据辨识的气动力数据,采用人工神经网络技术,实现了对高度、速度、姿态和舵偏角等多维度强非线性特性的全弹道气动力数据的高精度逼近。首先,分析了神经网络层数、隐含层神经元个数等对建模误差的影响,通过对典型弹道气动数据的神经网络建模计算,确定了较合适的神经网络层数和较优的隐层神经元个数。进而,利用飞行仿真的弹道数据辨识出沿弹道的气动力,采用神经网络建立了包含多个弹道融合的气动力模型,输出量分别为三轴气动力系数和力矩系数。最后通过气动模型输出量与原样本数据的对比,以及4条未参与训练弹道气动数据的预测,验证了该气动力建模方法具有较高的精度。建模结果表明:采用神经网络方法建立的飞行器气动力模型,对拟合多源耦合输入全弹道非线性气动力是可行的和有效的,在样本覆盖的高度、速度、姿态和控制舵偏角范围内,气动力拟合能力较强,并具有一定的外推性。该项研究可以为基于飞行试验数据的气动建模提供新的方法,并且能为飞行器气动力数据挖掘、飞行仿真和总体性能分析提供参考。     

飞机失速/尾旋特性飞行仿真方法研究

针对飞机失速/尾旋特性飞行仿真中的一些关键问题,包括气动力建模、风洞试验数据使用和飞行动力学模型建模等,提出了相应的解决方法 :采用多维数据组形式的非线性气动力模型建模;对于组合舵偏的旋转效应的附加气动力,采用单舵偏叠加的方法得到风洞试验数据;飞行动力学模型必须采用六自由度仿真模型等。将这些方法应用于某算例飞机并进行了飞机的失速、尾旋仿真计算,仿真得到的失速、尾旋进入和改出方法同自由飞试验的进入和改出方法吻合,表明该方法可以应用于工程仿真。     

弧翼飞行器柔性飞行动力学研究

以一种弧翼布局飞行器为背景,介绍了飞行器的特性;建立了线性分布式气动力模型,添加到全机的三维有限元柔性模型上,进行飞行动力学的仿真分析。研究了分布式气动力模型对弧翼布局飞行器的柔性飞行动力学特性造成的影响。通过对不同响应情况下的飞行状态的仿真计算与分析,总结出了采用分布式气动力建模的大展弦比弧翼飞行器的柔性飞行动力学的变化规律。     

动力三角翼飞行器气动力设计技术

介绍了动力三角翼飞行器的总体布局特征及有关气动力设计技术,着重论述了该类飞行器实现飞行稳定性和操纵性的原理,并以某型动力三角翼飞行器的气动力数据为例进行了说明,最后总结出了该类飞行器可行的气动力设计和试验方法。     

一种微型仿昆扑翼飞行器扑翼操控机制

提出了一种扑翼操控机制,用于解决微型仿昆扑翼飞行器悬停飞行的飞行动力问题。通过对扑翼运动参数对气动力及空气动力矩的作用进行理论和仿真分析,设计了一种采用可变幅值的周期函数调节扑翼运动的扑打角和旋转角变化的方法,实现对气动力和气动力矩进行独立控制的操控机制。仿真结果验证了此操控机制可以较好地解决仅一对翼的仿昆扑翼飞行器飞行动力问题。     

柔性扑翼微型飞行器升力和推力机理的风洞试验和飞行试验

为探讨柔性扑翼微型飞行器产生升力和推力的机理,在研究考虑柔性大变形扑翼气动力计算方法基础上,利用南京航空航天大学低速风洞进行了不同扑动频率、迎角、速度下微型扑翼升力、推力的变化和动态流场显示等风洞实验,并与计算结果进行了比较分析,为微型扑翼机的设计提供了的参考依据.自行研制的微型柔性结构扑翼机成功地进行了飞行试验.      

飞行器跨声速区俯仰力矩系数建模方法研究

飞行器气动力建模的准确性对其飞控系统设计、仿真和飞行性能分析有显著影响.在跨声速区马赫数变化对飞行器气动力影响显著,并且呈严重非线性,而在通常的气动力建模方法中却很少考虑马赫数的影响.本文对此问题进行了研究,根据某空空导弹和某返回舱俯仰力矩系数在跨声速区体现出来的特点,提出并建立了俯仰力矩系数随马赫数变化的概率函数模型.采用遗传算法辨识得到了某空空导弹和某返回舱的俯仰力矩系数建模结果,与风洞试验数据的比较表明,本文提出的概率函数模型确实比较好地描述了这些飞行器俯仰力矩系数在跨声速区随马赫数的变化规律.     

有翼再入飞行器气动外形集成设计优化

气动外形设计是有翼再入飞行器（RV-W）的关键技术之一。分析了气动参数对再入飞行性能的影响,探讨了有翼再入飞行器气动外形设计的规律和准则。基于上述设计准则,以类X-37B飞行器为研究对象,集成几何参数化建模、气动力、气动热、热防护等学科快速分析方法,采用多学科设计优化方法,以最优气动特性为目标对飞行器气动外形进行了优化;得到优化气动外形后,对飞行器热防护系统（TPS）进行了轻量化设计优化。结果表明,优化外形的气动特性相比初始外形得到了较大的提升,设计优化得到的热防护系统重量占比（8.7%）优于同类飞行器的热防护系统重量占比统计数据,说明了本文有翼再入飞行器气动外形集成设计优化方法的有效性,可为同类飞行器提供参考。     

基于多学科综合的MAV鲁棒飞行控制器设计

气动、结构、推进和环境等学科设计参数变化与耦合对微型飞行器(MAV)性能影响明显，MAV飞行控制器设计应考虑这些因素。将MAV多学科模型集成在统一框架下，提出了基于各学科设计参数变化的线性化建模方法，研究了利用μ综合手段进行MAV飞行控制器设计的方法和步骤，并将此方法应用于某MAV纵向控制器的设计与评估中。     

飞翼式微型飞行器飞行动力学特性研究

微型飞行器(MAV)非线性飞行力学特性研究是MAV设计中的一个重要环节。由于MAV具有自身尺寸微小,飞行速度低等特点,其空气动力学低雷诺数效应十分明显。飞翼式MAV的非常规气动布局也使得其飞行力学特性与常规飞行器有很大差异。以低雷诺数风洞实验为基础,研究了飞翼式MAV空气动力学特性,提出了1种针对飞翼式飞行器的动阻尼导数计算方法。在飞翼式MAV飞行速度范围内将其运动方程分段线性化以研究其飞行力学特性数值规律。结果表明,飞翼式MAV各项飞行品质指标与常规飞行器存在很大差异,在整个飞行范围内其飞行动力学特性呈非线性变化规律。本文的研究对实现飞翼式MAV自主飞行控制具有重要意义。     

微型涵道飞行器飞行力学模型研究

微型飞行器(MAV)非线性飞行力学模型研究是MAV设计中的一个重要环节。微型涵道飞行器由于大包线、尺寸小、速度低、气动布局特殊,其飞行力学特性具有显著的非线性特性。以低雷诺数风洞实验为基础,研究了微型涵道飞行器的空气动力学特性,并采用CFD方法计算了微型涵道飞行器的动导数。在此基础上建立了微型涵道飞行器的飞行力学模型,并计算了基本飞行性能和配平曲线。结果表明,微型涵道飞行器与常规飞行器相比有很大差异,可以完成悬停、垂直起降和前飞的大包线飞行。     

微型飞行器的设计原则和策略

为了探索微型飞行器(MAV)总体设计方法,在简要介绍微型飞行器的概念与技术难点的基础上,笔者根据多年的MAV研究和试验,提出了对微型飞行器设计原则的思考,阐述了研究性和实用性MAV以及固定翼、扑翼和旋翼等不同类型MAV的设计特点。通过MAV设计的矛盾与协调关系、设计方法和优化问题说明了MAV设计的特殊性。最后,展望了微型飞行器设计的发展方向,为微型飞行器总体设计研究提供了参考思路。     

微型飞行器航时优化

 针对微型飞行器(MAV)低雷诺数条件下续航时间不足的问题,推导了适用于电动推进飞行器的航时计算公式,并提出为实现航时优化的动力系统规划方法。通过初步实验,验证了航时优化理论的正确性,通过规划延长了航时。     

柔性翼微型飞行器气动特性的实验研究

 柔性翼有望提高微型飞行器(MAV)的抗风能力。为进一步了解柔性翼的气动性能,建立MAV数学模型,并为飞行仿真和飞行控制设计做准备,在低雷诺数风洞中对柔性翼微型飞行器进行了风洞试验,同时采用翼型、机翼平面形状和尺寸大小均相同的刚性翼进行了风洞对比试验。对比结果表明：柔性翼相比于对应的刚性翼,失速迎角较大;柔性翼的最大升力系数较大,但是柔性翼的变形在提高升力的同时也增大了阻力,升阻比的情况较为复杂;在较低雷诺数情况下,柔性翼的纵向静稳定性略优于刚性翼;柔性翼的长周期和短周期模态的衰减特性和阻尼特性略优于刚性翼。     

微型扑翼飞行器的升力风洞试验

针对微型扑翼飞行器在专门的低雷诺数试验风洞中进行了扑翼的升力风洞试验, 测试出了微型扑翼飞行器在正常飞行以及向上爬升状态时的升力特性曲线, 并且探讨了扑翼频率、飞行速度以及扑翼的迎角对扑翼飞行升力的影响, 在此基础上, 还分析了扑翼升力的组成部分以及相互关系.实验结果为微型扑翼飞行器总体、气动的进一步设计提供了依据.      

微型飞行器优化设计及气动特性分析

微型飞行器(MAV)气动布局形式是影响其飞行性能指标的关键因素之一。从总体角度出发，设计出三种不同气动布局的MAV，并对其进行了优化设计和气动特性分析。研究结果对MAV气动布局的设计有一定的指导意义。     

微型飞行器相关技术研究进展

微型飞行器是航空领域一个新的研究热点，涉及多个技术研究领域。围绕与微型飞行器相关的低雷诺数空气动力学问题，进行了绕圆柱体低雷诺数非定常流动的数值模拟方法研究、低雷诺数机翼粘性非定常流动机理研究、扑翼的气动力估算方法研究、微流动控制的数值模拟研究和微型飞机的气动实验研究，指出了微型飞行器面临的问题，并展望了其发展趋势。     

柔性翼微型飞行器垂直阵风响应特性的实验研究

微型飞行器因其体积小、重量轻、使用灵活、成本低,广泛应用于军民领域的侦查、通讯、搜救等领域。在制约微型飞行器发展的诸多因素中,阵风对微型飞行器的稳定、安全飞行影响很大。在南京航空航天大学非定常风洞内,研制了一套垂直阵风装置,进行了垂直阵风的流场测试。设计制作了一种柔性翼微7型飞行器,并制作了刚性翼与其对比,在国内首次进行了微型飞行器垂直阵风实验。结果表明：柔性翼能够提高微型飞行器的失速迎角,且具有更好的纵向稳定性,有一定的垂直阵风缓和能力,有利于安全、稳定飞行。     

MAV放宽静稳定性设计的效益/代价分析

介绍了一种固定翼微型飞行器，通过对不同静稳定性设计的升阻特性、力矩特性、配平损失等进行计算分析，确定了在该类微型飞行器上应用放宽静稳定性技术的代价和效益，分析了不同操纵面布局的影响，并给出了微型飞行器在操纵面布局和控制增稳应用方面的一般计算方法和建议。