过失速机动飞行模拟与操纵效能分析

在大迎角非线性气动力模型和推力矢量发动机模型的基础上,结合非线性控制方法和与常规飞行增稳控制模态转换方法,实现飞机常规飞行包线内和过失速区域的全范围飞行模拟,同时提出了过失速机动操纵效能分析方法。通过对推力矢量飞机操纵效能的全面分析,验证了推力矢量控制有效实现和显著提高过失速区的机动能力。飞机全状态范围的过失速机动飞行模拟与操纵效能分析将为现代高机动飞机过失速机动飞行试验提供重要的技术支持和理论依据。     

战斗机大迎角/过失速机动下的进气道气动特性

为掌握战斗机在大迎角和过失速机动飞行时进气道的稳、动态气动特性,采用基于动态嵌套网格的非定常雷诺平均Navier-Stokes （URANS）方程和大迎角风洞试验方法对某战斗机进行了研究,并通过大迎角和过失速机动飞行试验进行了验证。结果表明：大迎角稳态下进气道气动性能随迎角增大逐渐降低,天地相关性吻合良好,而计算仿真和飞行试验均捕捉了眼镜蛇机动下进气道的非定常迟滞效应。通过研究获得了战斗机在大迎角和过失速机动下的进气道气动特性,建立了过失速机动下进气道非定常非线性特性问题的研究方法。     

小展弦比飞翼大迎角状态空间气动力建模

现代军机大迎角区域性能对空中作战优势的建立有着重要影响,针对大迎角区域建立合适的数学模型对于飞行仿真、稳定性分析和控制律设计都有着重要作用,并且对于解决飞行安全问题和研究飞机失速和尾旋问题具有重要意义。针对小展弦比飞翼标模的迟滞特性,对状态空间模型进行改进,应用大振幅强迫振荡试验数据建立了非定常气动力模型,采用风洞典型机动模拟试验验证状态空间模型的有效性和适用性。结果表明：本文发展并改进的状态空间模型能够准确预测小展弦比飞翼标模不同机动下的非定常气动力特性,具有较强的工程实用性。     

先进战斗机过失速机动大气数据融合估计方法

可控的过失速机动是先进战斗机超机动性能的重要标志,飞机飞行包线的扩大已超出传统的大气数据系统测量范围,可靠的迎角、侧滑角、总压、静压等飞行大气数据是制约先进战斗机过失速机动中飞行控制的关键因素。以中国推力矢量验证机为对象,基于过失速机动飞行试验的数据,开展大气参数估计与验证研究。结合过失速机动的时间与空间特性,研究了基于风速、地速、空速矢量和惯性姿态、导航参数的大气参数融合计算方法;针对过失速大迎角状态下飞机周围气流非定常、模型非线性导致的融合大气参数误差的复杂特性,进一步构建深度神经网络,对机动状态融合迎角、侧滑角的强非线性误差进行拟合。仿真和飞行试验表明：该方法可在大迎角飞行状态下实现主要大气参数的融合估计,过失速机动过程中融合迎角误差优于2.3°,融合得到的大气参数可为过失速大迎角机动飞行控制提供可靠的大气参数状态反馈。     

基于长短时记忆神经网络的非定常气动力建模方法

针对飞机大迎角过失速机动过程中的非定常气动力高精度建模需求,提出了一种基于长短时记忆(LSTM)神经网络的非定常气动力建模方法。以三角翼大迎角非定常气动特性为研究对象,建立了基于LSTM神经网络的非定常气动力模型,实现了对升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数的预测。研究结果表明,基于LSTM的非定常气动力模型收敛速度快,模型预测结果与真实试验结果符合性较好,模型预测精度优于基于循环神经网络的非定常气动力模型,并且具有良好的泛化性能。     

面向复杂构型飞机的非定常气动力建模与辨识

不论是现代高机动隐身战斗机的设计需求还是常规布局飞机的飞行动力学分析,深入研究大迎角飞行时的非线性非定常气动力模型都极其重要。基于纵向运动小振幅及大振幅强迫振荡试验数据,分析了常规稳定导数模型的准确性,并从导数模型出发发展了简化涡流和分离流时间迟滞效应的非定常气动力线性模型和非线性模型,最后应用风洞典型机动历程模拟试验验证了模型的有效性。结果表明：对于复杂构型高机动飞机模型,发展并改进的非线性微分方程模型可以准确预测飞机不同机动下的非定常气动力特性,具有较强的工程可行性。     

非定常自由来流对飞机过失速机动特性的影响研究

在南航非定常风洞内,对三角翼模型在定常和非定常自由来流中做俯仰运动的动态气动特性进行了实验研究.利用模糊逻辑建模方法,对实验获得的非定常气动力数据进行了建模,并将非定常气动力模型应用于过失速机动中70°迎角定直飞行的仿真计算,分析了含自由来流非定常变化影响的非定常气动力数据对过失速机动飞行特性产生的影响.研究表明,考虑自由来流非定常变化的非定常气动力对飞机飞行过程中运动参数的变化和控制律设计都产生较大影响.因此在新一代战斗机的设计、研制中,深入研究飞机的非定常气动特性是十分必要的.     

民机极限飞行状态的动态气动力试验与建模

飞行失控是造成民机灾难性航空事故的重要因素,飞行失控中飞机难以避免超出正常飞行包线范围,进入具有复杂非线性和非定常动态气动特性的极限飞行状态。本文开展典型民机布局飞机极限飞行状态的动导数、大振幅试验,对大迎角动态气动力的参数影响规律以及非线性、非定常特性进行分析和建模。结果表明,在飞机失速到过失速区域,飞行姿态快速变化过程中动态气动力的非线性和非定常特征显著;在动导数试验和建模中,考虑运动角速率的影响,可以预示气动力非线性的迎角范围,并捕捉到关于飞机动稳定性演化的关键特征;利用Goman-Khrabrov状态空间模型结合大振幅试验,可以确定模型中表征非定常特征的关键时间常数,获得特定极限飞行状态运动中的非定常动态气动力特性。研究方法和结果为开展民机极限飞行状态的动态气动力风洞试验设计与建模提供了一个可行途径,能改进飞机飞行失控预防、极限状态改出、飞行模拟训练和飞行事故分析等。     

先进战斗机过失速机动模型飞行试验技术

具有过失速机动能力的战斗机在近距空战中能够取得快速占位、先敌瞄准、有效规避攻击的战术优势,是先进战斗机的标志性性能要求。模型飞行试验技术作为空气动力学研究三大手段之一,在解决飞行器技术难题、实现技术创新方面发挥了重要作用。本文介绍了中国空气动力研究与发展中心利用带动力自主控制模型飞行试验平台发展的过失速机动模型飞行试验技术,以及开展的先进战斗机构型典型过失速机动模型飞行试验,分述了在大迎角非定常气动建模、宽量程气流系参数测量、大迎角非线性控制、推力矢量控制、大迎角非定常气动参数辨识方面的研究工作与解决这些关键问题的技术途径。通过此项研究,在国内首次实现了先进战斗机构型缩比模型典型过失速机动飞行,相关研究成果可为先进战斗机实现过失速机动飞行能力提供有力的技术支撑。     

一种典型过失速机动的仿真

从飞机的六自由度运动方程出发,结合推力矢量控制系统,进行三种典型过失速机动的数值仿真,主要研究了第一种机动的操纵规律;失速迎角后大迎角不对称气动力和力矩及气动迟 完成过失速机动的影响;推力矢量在实现过失速机动中所起到的作用。此外,对不同初始飞行状态也给予了讨论。仿真结果表明：推力矢量是过失速机动的有效手段;在设计操纵规律时,应予以充分考虑到不对称气动力矩的影响,气动迟滞、进入速度对过失速机动的影响