一种运载火箭时变结构模态参数辨识的确定性演化方法

针对运载火箭的时变结构模态参数辨识问题进行研究,基于时变自回归滑动平均(TARMA)模型,提出一种时变结构模态参数辨识的确定性演化方法。该方法利用小波基函数的良好局部函数拟合能力,将墨西哥帽小波函数作为TARMA模型时变系数的空间基底,构建了基于小波函数的泛函序列时变自回归滑动平均(FS-TARMA)模型,并发展了两步最小二乘估计方法,实现了时变系数的解耦估计。通过有限单元法,建立了阿里安V号芯级运载火箭时变有限元模型,对所提辨识方法进行了验证,结果表明:墨西哥帽小波基FS-TARMA方法能够有效地辨识系统的时变模态参数;与传统傅里叶基FS-TARMA方法相比,具有更好的辨识精度,并且能够准确地反映出模态局部细节特征。     

连续伴随方法在二维高超声速进气道优化中的应用

针对连续伴随方法,开展在二维高超声速进气道优化中的应用研究。进气道构型采用基于特征线法设计的曲面压缩进气道,运用自由曲面变形FFD方法对进气道外压缩面参数化控制,在黏性情况下基于连续伴随方法以进气道流量为目标开展优化研究。采用三套网格研究外压缩面壁面灵敏度的影响因素,结果表明壁面灵敏度对边界层网格依赖性较强;通过有限差分法对连续伴随方法得到的目标函数梯度进行验证。基于以上方法和结论,采用拟牛顿BFGS方法以进气道流量为目标函数对外压缩面优化,优化后唇口处入射激波实现封口,外压缩面最大法向位移为5.6mm,进气道流量提高6.3%,整体性能得到提升。优化结果表明,伴随方法可有效应用于高超声速进气道优化。     

高超声速喷管三维热化学非平衡流场的数值模拟

利用数值求解三维热化学非平衡Navier-Stokes方程的方法和多块网格技术,数值模拟了典型高焓激波风洞锥型喷管的三维非平衡流场,分析了热化学非平衡效应对喷管流动的影响,给出了平动温度、组分N2和O2振动温度、马赫数和组分质量分数在轴对称线上的分布,也给出了喷管出口附近的速度和温度沿径向分布等结果,获得了喷管流场的详细信息,并与已经存在的采用轴对称Navier-Stokes方程计算的结果,进行了比较,二者吻合得很好.计算结果表明:目前的代码是可以模拟多块结构网格下的热化学非平衡流动的.     

高超声速可变形双翼气动特性

为研究高超声速可变形双翼在不同迎角和不同马赫数条件下的气动特性,并针对在给定的迎角和马赫数条件下可变形双翼的舵面偏转角选取困难的问题,通过结合二分法、遗传算法和高斯牛顿算法对处于不同迎角和不同马赫数条件下的可变形双翼的舵面偏转角进行了选取确定,分析了可变形双翼的气动特性和舵面偏转角对其气动特性产生影响的机理。研究表明:当来流马赫数为5,迎角从1°~8°变化时,可变形双翼的升阻比明显大于Busemann双翼的升阻比,最大可达4.2倍;当迎角为3°,来流马赫数从0.5~5变化时,可变形双翼的升阻比最大可达Busemann双翼升阻比的3.4倍。结果表明可变形双翼在大迎角和大速度范围内均能保持高升阻比,在高超声速飞行中将具有更好的应用价值和前景。     

Longitudinal parameter identification of a small unmanned aerial vehicle based on modified particle swarm optimization

This paper describes a longitudinal parameter identification procedure for a small unmanned aerial vehicle(UAV)through modified particle swam optimization(PSO).The procedure is demonstrated using a small UAV equipped with only an micro-electro-mechanical systems(MEMS)inertial measuring element and a global positioning system(GPS)receiver to provide test information.A small UAV longitudinal parameter mathematical model is derived and the modified method is proposed based on PSO with selective particle regeneration(SRPSO).Once modified PSO is applied to the mathematical model,the simulation results show that the mathematical model is correct,and aerodynamic parameters and coefficients of the propeller can be identified accurately.Results are compared with those of PSO and SRPSO and the comparison shows that the proposed method is more robust and faster than the other methods for the longitudinal parameter identification of the small UAV.Some parameter identification results are affected slightly by noise,but the identification results are very good overall.Eventually,experimental validation is employed to test the proposed method,which demonstrates the usefulness of this method.     

基于LQG/LTR的高超声速飞行器全通道姿态控制

针对高超声速飞行器具有强烈的非线性、耦合及不确定性等特点,且存在系统噪声和量测噪声,使姿态控制变得困难的问题,提出了采用LQG/LTR控制方法进行全通道姿态控制的思路。首先,在平衡点通过小偏差线性化方法建立多变量耦合的控制模型;然后,运用LQG/LTR控制方法设计姿态控制器。仿真结果表明,在有高斯噪声情况下,所设计的姿态控制系统实现了指令精确跟踪,具有较强的鲁棒性。     

基于预测控制的无人机编队内部避碰

针对无人机编队内部避碰问题,首先采用基于预测控制的方法,解决了在即将发生碰撞情况下无人机的航向调整问题;然后,建立了航路回归模型,解决了无人机避碰后,迅速回归预定航路的问题。仿真结果表明,文章给出的避碰方法能够有效解决无人机编队内部碰撞问题。     

在大气紊流中飞行的弹性飞行器动力学模型

本文以大展弦比、后掠翼飞机和轴对称导弹为例,分别建立了弹性飞机和细长体弹性飞行器在大气紊流中飞行时的动力学模型。该模型考虑了非定常气动力的影响以及刚性运动和弹性变形模态之间的气动耦合作用,并给出了其状态空间方程的标准形式。     

H－I运载火箭控制系统

Ｈ－Ｉ运载火箭概况、主要技术性能以及控制系统的配置和功能在文中作了介绍。详细介绍了惯性测量装置、陀螺仪、加速度表、数据接口单元等。最后介绍了系统工作和飞行试验结果。     

再入机动飞行器气动特性的数值计算和近似计算方法

本文提供了改进的空间Euler方程推进方法和稳定方法,可有效地计算再入机动飞行器的流场,然而,这种数值方法计算再入飞行器的气动特性耗机时多,经费昂贵。 本文发展了一种新的近似计算方法,其计算结果与数值解和试验相比相当吻合,计算机时仅为数值计算的0.2％,对于工程应用,该方法是有数的工具。