利用卡尔曼滤波求取直升机气动导数的应用研究

本文主要介绍利用低通滤波、卡尔曼滤波及最小二乘法求取直升机气动导数的方法。本方法的特点是,通过低通滤波使旋翼高频成份的影响减至最小,同时求取试验数据的测量噪声和过程噪声,然后通过卡尔曼滤波使试验数据包含的随机噪声减至最小,最后用最小二乘法求得直升机的气动导数,为了提高卡尔曼滤波的准确度,用最小二乘法由试验数据求取直升机的气动导数作为卡尔曼滤波时的初始导数。计算结果表明,该方法可使试验数据中包含的噪声大大减小,误差带减少70％以上,而计算工作量又远远小于最大似然法。     

由飞行试验数据求取直升机气动导数的最佳方法研究

本文主要介绍利用频率法、卡尔曼滤波和最大似然法求取气动导数的方法。方法的特点是,通过频率法使旋翼高频成份的影响减至最小,同时求取试验数据的测量噪声和过程噪声,然后通过卡尔曼滤波使试验数据包含的随机噪声减小,最后使用最大似然法使试验数据包含的随机噪声进一步减小,并求取最终的气动导数。计算结果表明,该方法可使试验数据中包含的噪声减至最小,复合相关系数提高到0.95以上,特征根更接近真值,其准确度优于最小二乘法、频率法、卡尔曼滤波方法和最大似然法,它保留了使用低通滤波数据的卡尔曼滤波方法的优点,克服了原方法振荡模态频率偏低的缺点,适合于各种直升机的导数识别。     

飞行数据记录方法的改进

在飞行事故调查过程中,黑匣子记录内容不全、黑匣子破损、甚至黑匣子无法找到的事件时有发生。马航MH370航班失联,引发人们对黑匣子的高度关注。今年国际民航组织（ICAO）在关于全球追踪的多专业会议上提出了一种带有应急定位发射机的可弹出式记录仪方案,它被认为是今后的一个发展方向。     

由稳态飞行确定纵向气动导数

研究了从稳态对称飞行数据估计气动导数的一种方法，要估计的导数是纵向静稳定性和操纵性导数，尾翼产生的阻尼导数、速度对升力和俯仰力矩系数影响的导数，其方法是基于扩展的纵向静稳定性和操纵性理论以及相应的飞行试验数据表示方法，对于大多数气导数，假设飞行测量数据是以平衡曲线和ＣＬ（α）曲线形式给出的，导数估计表达式是由已知常数，直接或非直接测量量的代数关系式构成，估计精度用结果标准误差或系统误差带表示。所研     

用于气动导数辨识的试飞数据处理方法研究

飞行试验的测量环境十分复杂,未经处理的试飞数据直接用于飞机的气动导数辨识会降低辨识精度,甚至导致辨识的迭代过程发散或收敛到错误值。提出一套从野值剔除、数据平滑、时延修正到相容性检验的试飞数据处理方法,并将其应用到真实试飞数据的气动导数辨识中,通过对比分析数据处理前后的辨识过程和辨识结果,验证了本文提出的数据处理方法在改善辨识过程收敛特性和提高辨识精度上的有效性。     

结冰飞机气动系数和气动导数的估算方法

飞机在结冰后气动系数、导数会发生变化,由于多种原因,精确地计算其变化量是很困难的。为定量计算其对飞机性能、品质的影响并有效地控制飞机,本文从工程的需要出发,给出一种估算结冰飞机气动系数、导数的方法,对线性变化的各个气动导数、非线性变化的最大升力系数和阻力系数进行估算。根据估算结果与实验数据的比较表明该方法实用有效,可供飞机结冰问题的研究人员参考     

直升机气动与操纵导数的频域辨识方法研究

对频域辨识求取直升机气动与操纵导数方法进行了探索与研究。建立了直升机横航向运动辨识数学模型,并介绍了频域辨识原理;利用直升机模拟器横向扫频飞行测试数据,进行了直升机横航向气动与操纵导数辨识,并对辨识结果进行了时域验证。结果表明,所建立的频域辨识方法正确、可行,具有一定的工程应用价值。     

气动导数非定常数值模拟研究

非定常数值模拟飞行器的强迫振动过程,获得任意时刻的气动参数,可以解决复杂外形以及多种飞行条件的气动导数问题。通过AVICFD-X软件计算0?~80?初始攻角下的BFM带翼导弹的俯仰动导数,验证该方法的可行性。计算结果与实验值具有很好的一致性,反映了大攻角流场非线性特征。计算中充分考虑了工程实际需求,尽可能地减小计算代价,获得了理想结果,表明该方法适用于复杂外形气动导数计算。     

飞翼布局横航向气动导数的总体估算方法研究

根据飞机设计初级阶段所得到的总体布局参数,建立并估算飞翼布局横航向气动导数的数值计算模型,对模型进行了算例分析,与计算流体力学方法(CFD-FASTRAN)、风洞实验所得的横航向气动导数做了对比分析.结果表明,基于总体布局参数估算的横航向气动导数简洁、快速、合理.     

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.     

飞机气动导数相关性飞行试验研究

本文以高速歼击机为例描述了飞机气动导数相关性飞行试验研究的方法,并对试飞获得的结果进行了分析.     

二维插值法在气动导数计算中的应用

飞行载荷是飞机载荷设计中的关键,在载荷求解过程中快速精确得到气动导数可以提高载荷计算的准确性。在现有气动导数数据基础上,利用薄板样条插值法和克里金插值法,对未知气动导数进行计算。计算结果表明,2种二维插值法的计算精度均远高于传统线性插值,克里金插值法的插值效果更好,为后续气动导数计算提供了新思路。     

飞行器气动计算方法的应用研究

飞行器气动计算为总体设计提供重要依据,目前常用气动计算方法有很多.针对海鹰2号导弹气动外形,采用DATCOM及FLUENT软件分别通过工程估计及数值计算的方法对其弹体气动特性进行研究,通过将计算所得的主要气动参数(升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数)与风洞试验结果的对比,从而对不同计算方法的使用精度进行评价.结果显示,两种方法在一定范围内满足工程设计的要求,局部加以一定的工程修正,可以为总体及其他部门提供较为精确的气动力系数,且由于各自的使用特点,可以在设计过程的不同阶段加以应用.     

舰载直升飞机安全飞行的使用特点分析

对舰载直升机的使用环境特点进行了分析,并结合我国舰载直升机在环境恶劣的南极飞行情况及出现的一些问题,对影响舰载直升机飞行安全的有关因素进行了分析探讨。     

三次样条插值法在气动导数计算中的应用

在飞行仿真建模过程中,快速、精确的气动导数查寻可以提高仿真系统的实时性和逼真性。在研究大量现有气动导数查寻方法的基础上,提出了一种运用三次样条法、双三次样条法进行气动导数查寻的新思路,该方法不仅避免了以往线性插值的"局部性",提高了计算结果的精度,而且还克服了函数(多项式)拟合法导致动力学模型通用性差的缺陷。仿真实验表明,该方法在气动力和气动力矩的计算中是有效的、可行的。     

基于非定常CFD方法跨声速民用飞机标模俯仰气动导数计算研究

采用非定常计算流体力学(CFD)方法和动网格技术,计算了跨声速民用飞机全机构型TCR气动标准模型在0°~30°迎角范围内气动力系数的时均值、俯仰静导数和俯仰动导数;通过与试验结果对比,研究了非定常CFD方法在较大迎角范围内对包含鸭翼、垂尾等部件的复杂外形气动导数的计算精度。与试验结果对比表明,在16°~24°迎角范围内,受鸭翼和机翼上流动分离再附以及内外翼分离涡相互作用等复杂流动结构的影响,俯仰力矩系数的动导数与试验数据有相对较大的差异。     

从飞行数据辨识配平攻角和小不对称气动力矩系数的一种方法

在文献[1]的基础上,本文给出一种换算再入体配平攻角和小不对称气动力矩系数的方法。模拟了各种因素对换算精度的影响,如数学模型、过载与角速率数据之间的时差、过载传感器不在重心位置、噪声、采样数字化、非线性静稳定性等。广泛的数值模拟和实测换算表明,这种方法不仅理论合理,而且非常适用,有良好的精度。     

用于飞机模型参数辨识的飞行数据处理方法研究

飞行过程中产生的飞行器监测数据,对飞行器性能的优化与飞行器控制系统的设计有着重要的指导意义。然而飞行试验环境的复杂性与多变性将导致飞行数据中包含较多异常数据,严重影响数据质量。本文研究飞行数据中异常数据的辨识与补偿方法及其在飞行器模型参数辨识中的应用。结合数据相容性检验,提出了一套从野值的识别、剔除与补正、数据的平滑滤波到基于极大似然法的时间延迟、零位误差与比例误差的辨识与补偿的飞行数据处理方法。除此之外,本文对结合常值误差补偿的飞行器模型参数组合辨识方法及其应用进行了设计。应用实例表明,该方法能够在一定条件下实现具有较高精度与速度的飞行数据中异常数据的辨识与补偿,并验证了该方法在改善飞行器模型参数辨识过程与结果精度上的有效性。     

稳定性导数计算方法研究

稳定性导数的准确计算对于飞行器的操稳特性具有重要意义.应用计算流体力学(CFD)方法中的非结构化动网格技术建立能够模拟飞行器做周期性俯仰运动的强迫振荡法,以国际动导数标模Finner导弹为验证算例,获得不同马赫数下俯仰力矩系数的迟滞环曲线,进而计算Finner导弹在不同马赫数下的静稳定性导数和动稳定性导数.结果表明:本文计算得到的俯仰静稳定性导数与试验数据非常接近;在亚音速和超音速范围内,动稳定性导数计算结果与试验值很接近,但在跨音速范围内,本文计算结果与试验曲线的规律性一致,但误差较大.