基于全箭模态试验的动力学数据库的方法研究

首次为全箭振动试验数据开发了动力学数据库管理系统。目的是要把所有的试验数据实现集成和共享,便于工程人员查询和分析,提高试验数据资源的利用率,加强全箭振动试验数据的管理。并且,输入一个型号的全箭振动试验数据验证并肯定了前期开发工作的正确性和可靠性,为以后的动力学数据库系统的应用和发展探索了方法。     

航空器带动力自主控制模型飞行试验技术研究进展

模型飞行试验是空气动力学研究的重要手段之一。近年来,带动力自主控制航空器模型飞行试验正逐步成为新型飞机研发中低成本、低风险的一种空气动力学关键技术研究及气动布局演示验证的有效技术途径。本文介绍了国外航空器模型飞行试验发展趋势及主要应用,结合中国空气动力研究与发展中心近年发展建立的航空模型飞行试验平台,描述了系统基本构成,分析了相关关键技术,提出了今后的发展方向。     

高超声速风洞气动力/热试验数据天地相关性研究进展

高温真实气体效应、黏性干扰效应和尺度效应等高超声速流动特性突破了实验气体动力学传统的流动相似模拟准则,使得高超声速流动现象超出了经典气体动力学理论能够准确预测的范围。如何利用地面风洞试验数据预测天上的飞行状态,即天地相关性问题,成为制约新型高超声速飞行器研制与发展的关键性科学问题。本文概述了天地相关性的最新研究进展,并重点介绍了多空间相关理论与泛函智能优化关联方法。多空间相关理论认为,从更高维度空间视角看,不同风洞的试验结果都是内在相关的,而飞行试验可视为理想的风洞试验,所以地面风洞试验数据间的关联规律包含了天地相关性问题。泛函智能优化关联方法基于风洞群（能模拟不同参数区段的不同类型风洞）的试验数据,在泛函空间中利用专业化智能学习算法,从高维度的全参数空间出发,进行降维和自适应空间变换,自动推演出不同风洞共同遵守的不变规律,从而实现风洞试验数据的关联。验证实例和应用实践都表明,多空间相关理论与泛函智能优化关联方法是有效的,是高超声速气动力/热天地相关性研究的一个新方向。     

战术导弹飞行主动段力学环境快速预示方法

研究了战术导弹飞行主动段力学环境预示的快速计算方法。首先根据类似型号外推方法得到新型号的发动机前裙的力学环境,再基于新型号的简单有限元模型可以获得指定的位置的力学环境。该方法简单、计算效率高,可用于型号研制初期,为力学环境试验条件制定提供参考。     

随机振动环境条件制定中的若干问题

随机振动环境是运载火箭最严重的工作环境之一。因振动而使火箭飞行失败或使有效载荷失效的例子不少。因此随机振动环境条件制定的是否正确,将直接影响到火箭的可靠性、研制进度和成本。过去由于遥测数据很少,环境条件主要是在继承性的基础上,参考国外早期类似型号的资料而确定的。随着航天事业的发展,我们开始积累了一些宝贵的遥测数据和地面试验数据;对于环境源以及地面模拟试验方法也有了不少新的认识和探讨;而我们的试验设备和试     

航天飞机驮机空气动力学——航天飞机的空气动力学问题之七

根据美国航天飞机驮机空气动力学的研究结果,本文简要地介绍了轨道器/驮机空气动力学的高阶面元法理论计算,风洞模型试验,仿真和飞行试验。风洞模型试验是建立轨道器/驮机气动数据库的基础,仿真是确定分离程序和训练驾驶员的有效方法,飞行试验是轨道器/驮机的驮运、分离和进场着陆气动性能的最后验证。研究试验表明:飞行试验与风洞试验和仿真结果符合得较好。合理地改装现有大型运输机,可以较好地完成航天飞机轨道器的驮运和进场着陆试验任务。     

无人直升机非线性飞行仿真建模与验证

针对无人直升机飞行仿真,建立了能够满足实时仿真要求的非线性飞行动力学模型。以某型无人直升机为样例,开展飞行控制律设计,完成了悬停机动飞行和小速度飞行的半物理仿真,并与飞行试验数据进行对比验证。分析表明:仿真结果和试验结果吻合,验证了非线性飞行动力学模型的准确性。飞行过程中,直升机姿态能够较好跟踪其设定值,验证了飞行控制参数的合理性。     

飞行模拟中的飞行动力学仿真平台研究

介绍了适合于飞行动力学仿真的运动方程和飞行动力学仿真中的气动力数据和发动机数据的处理方法,改造了部分运动方程以克服地面运动的奇异性问题,建立了一种可仿真地面风场中运动的起落架数学模型,完成了可模拟飞机空地运动的通用的飞行动力学仿真平台。数值仿真了某双发螺旋桨飞机的爬升和巡航性能,数值仿真结果表明：该仿真系统能处理飞行仿真中的所有的飞行动力学问题,计算过程稳定,克服了飞行动力学仿真中的奇异值问题。     

非定常气动力建模研究与虚拟飞行试验验证

非定常气动力建模涉及空气动力学、飞行力学、飞行控制等多个领域,是完善飞机大迎角气动数据库的关键。传统的气动数据库模型为动导数模型,由静态气动力、旋转天平、动导数等数据构成,无法精细表征过失速机动状态下的非定常效应。循环神经网络（RNN）结构是一种处理和预测序列数据的神经网络结构,在人工智能领域运用广泛,与非定常气动力一样都具有时间序列依赖的特点。重点研究了循环神经网络在非定常气动力建模中的应用,利用单自由度俯仰振荡的风洞试验数据进行建模。使用强迫运动试验与虚拟飞行试验2种方法对非定常模型进行验证:在强迫运动试验中,通过直接对比气动力曲线,对具有实战意义的眼镜蛇机动进行了验证;在虚拟飞行试验中,通过对比试验与建模仿真的运动参数曲线,验证了气动力模型的准确性。2种验证方法均表明循环神经网络模型比传统动导数模型更接近试验结果。     

稳定裕度试飞实时数据处理技术研究

本文介绍了稳定裕度试飞流程和稳定裕度实时数据处理软件的设计思路，讨论了稳定裕度实时数据处理系统的数据流程和如何建立飞行试验数据库，最后给出了系统经过试飞验证后的几点结论。     

低速风洞试验数据库系统

风洞空气动力学试验是进行飞行器空气动力学研究的重要手段。如何有效管理和利用好试验数据,是风洞试验的一项重要课题。介绍笔者利用C/S、B/S技术建立的低速风洞试验数据库。     

NASA将在原动力学试验站完成Ares火箭的地面振动试验

NASA马歇尔空间飞行中心原有的动力学试验站将在2011年应用LMS试验软件完成全尺寸Ares发射系统的地面振动试验（GVT）。这个大型火箭的振动试验是利用柔软的悬挂系统将空间飞行器“悬浮”在无约束环境里进行。该设施最早建于1964年,它作为阿波罗载人登月计划的一部分,为进行土星V的火箭振动试验而建的,     

NASA的战神I—X在发射前测试稳定性

NASA新型火箭的第一次飞行试验将在2009年进行。战神I—X包括四部分，第一级是固体火箭发动机，和一个模拟上面级，用模拟上面级代替战神火箭和猎户飞船的重量和外形。火箭将被发射到亚轨道弧进入大西洋，以收集其飞行动力学和降落伞回收性能的数据。     

基于Web的动力学数据库的研究与开发

本文讨论了如何用Java技术和Oracle数据库服务器搭建一个可以实际使用的基于Web的动力学数据库系统(即一个网站)。该网站采用多层体系结构，具有数据入库、数据管理、数据修改、图形输出显示等功能。特别是，它提供了针对型号需要的多种数据处理工具。     

2米旋翼模型试验系统研制

旋翼模型试验系统是开展直升机理论与技术研究、新机研制的最基本和最重要的试验设备。本文简介由南京航空学院研制的2米旋翼模型试验系统、它的设计思想和主要特点等。该系统主要用于开展直升机空气动力学、动力学和飞行力学等方面的试验研究,也可直接为直升机型号研制服务。其主要设计原则是满足试验要求、与现已有的风洞相匹配和满足可行性与灵活性要求等。 本文对旋翼模型、操纵与激振系统,动力、传动系统,测量系统,数据采集与处理系统,安全监控与报警系统,以及中央控制台与显示系统等的主要特点均作了简略叙述;还简要介绍了系统调试中的几个问题:温升、振动、天平标定及变距标定等。 系统调试完成之后,已成功地进行了几个典型的空气动力学与动力学试验。试验结果达到预定要求,表明该试验系统的研制是成功的。     

空气舵执行机构非线性动力学特性表征方法研究

空气舵作为常用的航天飞行器执行机构,具有饱和、间隙与摩擦等非线性因素,如不能准确表征其非线性动力学特性将会影响飞行控制系统的稳定性,甚至造成飞行失利。针对上述问题,开展了空气舵执行机构非线性动力学特性表征方法研究,旨在为非线性动力学特性分析提供工程方法,为控制系统设计提供重要依据。通过研究,提出了试验测试方法、多维空间重构表征方法和传递函数表征方法,三种方法依次递进,可用于控制系统工程设计的各个阶段,对于提高飞行器稳定裕度和飞行可靠性奠定了重要方法基础。     

气动热环境试验及测量技术研究进展

地面风洞试验和飞行试验是研究高超声速飞行器气动加热的主要手段。针对临近空间复杂气动外形高超声速飞行器气动热环境研究的需要,分析探讨了国内气动热试验及测量技术的发展情况。分析了临近空间高超声速飞行器外形特征以及飞行剖面、边界层转捩和气动热环境特性等,进而分析了气动热环境风洞试验模拟理论,介绍了适用于气动热研究的风洞试验设备及其模拟能力,重点讨论了适用于不同类型风洞的热流测量技术发展近况、存在的问题和发展趋势;在以长时间、高热流、高壁温为主要特征的高超声速飞行试验中,无法应用风洞环境下的热流测量技术,因而介绍了目前飞行试验中采用的气动热测量技术,讨论了根据结构温度反辨识表面热流存在的问题,以及热流传感器表面的"冷点效应"、表面催化特性等因素对飞行试验气动热测量的影响,提出了后续工作中应重点研究和解决的临近空间飞行器气动热环境测量技术问题。     

空间系统爆炸分离冲击资料 第Ⅰ卷

本文目的是给出NASA Goddard合同NAS5—15208的研究成果,研究的主要目的是综合和分析空间工业爆炸分离冲击资料,以提供一份完整的冲击数据报告并增进对冲击数据所包括参数的理解。研究的内容有: A)空间系统爆炸分离冲击资料的汇集 B)瞬态爆炸分离冲击特性的确定 C)典型的可供使用的爆炸分离冲击资料的品质估价 D)地面试验和飞行测量系统介绍 E)结构和(或)仪器的设计指南的制订 F)试验模拟技术的介绍 G)按冲击性质和破坏效果对爆炸分离系统的分类 H)结构型式和材料对冲击特性影响的分析 I)有待今后研究的项目 J)冲击传播理论的应用 K)地面试验项目收集和处理的全部2837个测量值载于卷Ⅱ到卷Ⅴ的资科中,这些数据是从空间工业和政府各代理机构的调查及洛克希德导弹与空间公司转订的合同中得到的。卷Ⅰ包括所完成的工作的叙述及分析概要,卷Ⅵ给出了一套应用于结构和设备的爆炸分离冲击环境设计指南。研究的结论载于本卷的5.1节中,今后研究的项目中包括三个方面:破坏和失效准则,冲击传播理论和模拟技术。这三个课题今后试验项目的梗概载于本卷的2.9节中。     

直升机实时仿真建模中的关键问题探讨

分析了直升机飞行动力学模型在型号研制过程中的重要地位，阐述了建立满足工程模拟要求的数学模型理论背景以及建模工作中的难点，研究了建立高置信度模型的主要方法，指出尚存在的问题以及当前研究工作的重点，从直升机飞机动力学模型组成结构出发，分别讨论了旋翼气动载荷模型及诱导速度模型，机身气动力模型，发动机模型和飞行控制系统模型的研究方法，及模型研究中问题的解决途径，文中还介绍了基于Newton-Raphson方法的非线性微分方程组算法，并针对模型算法的实时性进行了有益的探索。     

模糊推理在直升机模型辨识中的应用(英文)

直升机控制系统的设计、飞行模拟器的研制及计算机实时仿真都离不开直升机数学模型 ,但是建立可靠而且准确的直升机飞行动力学模型是十分困难的 ,而且也很难保证动力学模型计算的快速性、可靠性与实时性。本文基于模糊推理技术 ,根据飞行试验数据辨识了直升机飞行模型 ,可以在一定程度上保证所辨识模型的简单、准确与计算的实时性。为了提高模糊模型的精度 ,文中采用了一种新方法来处理矛盾规则。本文利用模糊聚类分析的方法对海量的试验样本数据进行处理 ,有效地减少了辨识模型的规则数量。最后的仿真辨识结果表明 ,辨识效果合理 ,方法可行。