检索结果-内蒙古大学图书馆

宇航学报 2024年第8期45卷 1235-1250页

作者：章胜刘刚周晓雨黄江涛朱喆中国空气动力研究与发展中心空天技术研究所绵阳621000

强风干扰下的复杂空气动力学给固定翼无人机的安全稳定飞行带来了严峻挑战。为提高强风干扰下固定翼无人机的环境适应能力,发展了一种创新的“元飞行”气动建模方法。不同于传统气流系下的气动建模,“元飞行”气动建模是一种元方法论建... 详细信息

强风干扰下的复杂空气动力学给固定翼无人机的安全稳定飞行带来了严峻挑战。为提高强风干扰下固定翼无人机的环境适应能力,发展了一种创新的“元飞行”气动建模方法。不同于传统气流系下的气动建模,“元飞行”气动建模是一种元方法论建模技术,其采用易于测量的飞行器相对于地面坐标系的运动变量进行描述,通过隔离实际飞行中难以观测到的风干扰影响,基于高阶泰勒展开多元函数变量分解理论,构建仅与无人机自身特性相关、不同风况条件下通用的固定翼无人机空气动力共性基函数解析模型,结合在线辨识的风干扰系数函数,进而实现对飞行器飞行过程中气动力(矩)的预测。研究表明文章发展的“元飞行”气动模型可以良好地预测未知风况下固定翼无人机的气动力(矩),为实时空气动力学建模的实现奠定了良好基础。

关键词：固定翼无人机气动建模强风干扰元飞行气动模型空气动力共性基函数

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基于飞行数据多重分区的高机动飞机气动建模及参数辨识

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控制理论与应用 2016年第10期33卷 1289-1295页

作者：胡爽朱纪洪清华大学计算机科学与技术系北京100084

在准定常假设下,飞机在大迎角或大幅机动飞行时,其气动特性呈现非线性特点.常用基于配平状态下小幅机动飞行辨识所得的线性气动模型已不再适用.为解决这一问题,提出一种飞行数据多重分区方法,通过各区间的局部线性化以表征气动特性的全... 详细信息

在准定常假设下,飞机在大迎角或大幅机动飞行时,其气动特性呈现非线性特点.常用基于配平状态下小幅机动飞行辨识所得的线性气动模型已不再适用.为解决这一问题,提出一种飞行数据多重分区方法,通过各区间的局部线性化以表征气动特性的全局非线性.各区间中,针对气动力和力矩系数的静态项、动导数项及控制导数项进行泰勒级数展开,提出一种通用气动模型,并利用最小二乘类方法辨识各项气动参数.根据某现代战斗机仿真飞行试验数据,辨识相关气动参数并与真实值进行比较,结果表明两者吻合较好.试验结果验证了所述飞行数据多重分区方法和通用气动模型的有效性.

关键词：空气动力气动建模参数辨识多重分区

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火星旋翼气动建模与分析

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飞行力学 2024年第3期42卷 82-88页

作者：宣金婷丁志伟李建波南京航空航天大学直升机动力学全国重点实验室江苏南京210016

针对火星大气环境下旋翼的气动建模问题开展了研究。首先,从火星大气环境研究入手,采用黏性涡粒子方法建立了火星大气环境下置信度较高的六旋翼无人机旋翼气动模型。然后,对火星不同大气密度、不同飞行状态下的旋翼气动性能与流场特征... 详细信息

针对火星大气环境下旋翼的气动建模问题开展了研究。首先,从火星大气环境研究入手,采用黏性涡粒子方法建立了火星大气环境下置信度较高的六旋翼无人机旋翼气动模型。然后,对火星不同大气密度、不同飞行状态下的旋翼气动性能与流场特征进行了分析。研究结果表明:在悬停和前飞状态下,火星多旋翼无人机旋翼的消耗功率均随火星大气密度的降低而增加,且在低密度区域增幅更加明显;在火星较低的大气密度下,为了满足拉力需求,旋翼桨尖涡增强,使得诱导速度增加,从而导致了旋翼消耗功率的增加。

关键词：火星六旋翼无人机气动建模黏性涡粒子方法流场特征

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机载导弹分离过程中的参数化气动建模与轨迹优化

机载导弹分离过程中的参数化气动建模与轨迹优化

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作者：宋文斌北京理工大学

学位级别：硕士

现代战争中,战斗机通过携带机载武器从而完成各种各样的战术任务。对机载导弹分离过程进行设计和研究,确保分离过程的安全性,一直以来都是世界各国关注的重点。现有的研究手段主要是基于嵌套CFD数值计算的分离轨迹仿真或者通过风洞进行... 详细信息

现代战争中,战斗机通过携带机载武器从而完成各种各样的战术任务。对机载导弹分离过程进行设计和研究,确保分离过程的安全性,一直以来都是世界各国关注的重点。现有的研究手段主要是基于嵌套CFD数值计算的分离轨迹仿真或者通过风洞进行试验,成本高,耗时长。一个参数化的气动模型可以直观地表达各影响因素对于气动力(力矩)的影响形式,便于工程人员对分离过程进行理解和设计,同时,也有利于气动力(力矩)的敏感度研究、大量的分离轨迹仿真、分离轨迹优化设计和分离过程的控制器设计。然而,机载导弹分离过程中,载机对导弹的气动干扰效应十分复杂,导弹的气动力(力矩)模型也不再是均匀流场中简单的线性化模型,因此,如何构建一个满足所需精度同时又精简的导弹气动参数化模型是一个研究的重点和难点。本文主要论述了分离过程中导弹气动参数化建模的方法,并基于此参数化模型,构建了分离轨迹优化的最优控制问题,采用高斯伪谱法求解了最优分离轨迹。主要内容如下:1.基于扰动叠加的建模思想,将分离过程中导弹的气动模型视为“均匀流模型+扰动模型”,采用多元正交函数最小二乘法对采样数据进行回归建模,给出了均匀流模型与扰动模型的具体表达形式。基于回归模型的统计检验,提出了扰动模型结构的选取策略。针对扰动模型的边界条件与波动规律,提出了变系数的多项式模型,并通过混合优化算法完成了扰动模型中的参数估计。2.详细介绍了参数化建模中的核心算法—多元正交函数最小二乘法,并通过实际数值算例说明了该方法相对于一般多项式回归方法的优点:快速自主地辨识模型结构,有效地避免参数估计中的矩阵“病态”问题。给出了多元线性回归模型的统计学检验方法。3.采用全析因方法设计了试验样本点,基于得到的CFD数据库构建了分离过程中导弹纵向面内的气动参数化模型,通过与建模数据和CTS风洞数据的对比,验证了建模方法的正确性。基于参数化气动模型进行了无控情况下的分离轨迹仿真,选取适当的目标函数与约束条件,构建了导弹纵向平面内分离轨迹优化问题,并通过直接打靶法与高斯伪谱法求解得到了最优开环控制规律和最优分离轨迹。

关键词：机弹分离气动建模多元正交函数轨迹优化高斯伪谱法

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高超声速飞行器面向控制的气动建模补偿方法研究

高超声速飞行器面向控制的气动建模补偿方法研究

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作者：严骅南京航空航天大学

学位级别：硕士

高超声速飞行器的一体化设计为了便于控制分析和优化设计,需要建立面向控制的气动模型。高超声速飞行器的气动特性剧烈变化,高度耦合的设计使其有很强的不确定性。为此,根据具体飞行状态的气动数据和非线性时变特性的模型结构补偿修正模... 详细信息

高超声速飞行器的一体化设计为了便于控制分析和优化设计,需要建立面向控制的气动模型。高超声速飞行器的气动特性剧烈变化,高度耦合的设计使其有很强的不确定性。为此,根据具体飞行状态的气动数据和非线性时变特性的模型结构补偿修正模型,对建立准确、完备、实用的气动模型是非常必要的。因此,本文针对高超声速飞行器的特性和面向控制设计的要求,结合一体化设计的现实条件,研究了精确简洁的气动建模方法。并通过模型补偿修正的方法,提高气动模型的保真度和适应性,力求使得模型可以很好地描述高超声速气动特性的同时保持计算效率。本文以吸气式高超声速飞行器作为研究对象,考虑模型补偿修正的要求,首先研究了多元正交函数的建模方法,自动地建立精确简洁的气动模型。然后利用这种建模形式易于更新修正的特点,在建立的气动模型基础上,针对更新数据修正模型,融合不同来源的气动数据得到更好的建模结果。同时引入频域的建模和模型修正方法,针对非线性和非定常的气动特性补偿修正先前的气动模型。通过模型的补偿修正方法,可以充分利用所有存在的气动数据,不经过人为的分析自动地得到高超声速飞行器面向控制的精确解析气动模型。本文以理论研究为基础,通过高超声速飞行器的气动建模和模型补偿修正仿真实验,对理论的方法进行验证和评估分析。实验结果证明气动模型的补偿修正方法的有效性,由此建立的高超声速飞行器气动模型具有确定的模型结构、精确的参数估计及不确定度。模型的解析形式和良好的预测能力符合面向控制的建模要求。

关键词：高超声速飞行器气动建模多元正交函数面向控制模型修正傅里叶函数分析频域模型补偿

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四旋翼飞行器气动建模及状态估计器设计

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飞机设计 2016年第6期36卷 13-19页

作者：刘锦涛吴文海关英勇曲志刚周思羽海军航空工程学院青岛校区海军91423部队

对四旋翼飞行器的气动模型进行了分析,重点推导了四旋翼飞行器的桨叶挥舞效应和诱导阻力所产生的力与力矩,建立了更为完整的动力学模型。为方便试验辨识,对模型进行适当简化,得到相对简洁的集总气动参数结构。最后依据此改进模型设计了... 详细信息

对四旋翼飞行器的气动模型进行了分析,重点推导了四旋翼飞行器的桨叶挥舞效应和诱导阻力所产生的力与力矩,建立了更为完整的动力学模型。为方便试验辨识,对模型进行适当简化,得到相对简洁的集总气动参数结构。最后依据此改进模型设计了扩展卡尔曼滤波器,对姿态和速度进行了估计,并与传统简化模型进行了对比仿真。结果表明,在动态情况下,基于改进模型的姿态和速度估计精度,相对于传统模型有了大幅提升。

关键词：四旋翼气动建模状态估计

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通航飞机气动建模方法介绍

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中国科技纵横 2024年第8期 76-78页

作者：刘丁松周遵四成都西南信息控制研究院有限公司四川成都 610000

飞行模拟器在飞行员培训中扮演着重要的角色.鉴定合格的飞行模拟机能够有效降低飞行员训练的成本和风险.适用模拟器进行飞行训练效果取决于模拟器的逼真度.另外,飞行模拟器还可以用于飞机设计制造,在设计初期通过模拟器验证飞机的设计... 详细信息

飞行模拟器在飞行员培训中扮演着重要的角色.鉴定合格的飞行模拟机能够有效降低飞行员训练的成本和风险.适用模拟器进行飞行训练效果取决于模拟器的逼真度.另外,飞行模拟器还可以用于飞机设计制造,在设计初期通过模拟器验证飞机的设计是否合理有效,进而降低飞机研制的成本.针对通航固定翼飞机,基于风洞试验和工程设计数据,介绍一种气动建模的方法.

关键词：飞行模拟器通航飞机气动建模飞行训练

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飞机大攻角空间机动气动力建模研究

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航空学报 2004年第5期25卷 447-450页

作者：汪清何开锋钱炜祺毛仲君中国空气动力研究与发展中心四川绵阳621000

准确的气动力模型是大攻角机动仿真与控制等飞行动力学问题研究的基础。针对纵向运动建立的非线性非定常气动力微分方程模型扩展应用于一般空间运动形式,在分析大攻角非定常流动机理和试验数据的基础上,发展了一种多自由度非线性非定常... 详细信息

准确的气动力模型是大攻角机动仿真与控制等飞行动力学问题研究的基础。针对纵向运动建立的非线性非定常气动力微分方程模型扩展应用于一般空间运动形式,在分析大攻角非定常流动机理和试验数据的基础上,发展了一种多自由度非线性非定常气动力数学模型,并探讨了模型辨识和参数估计问题。用全机构形的大攻角动态风洞试验数据对模型进行的验证表明所发展的气动力模型能够描述大攻角气动力主要的非线性和非定常特性。

关键词：空气动力学气动建模微分方程模型大攻角模型辨识参数估计

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飞行器大攻角非定常特性数值模拟与气动力建模

飞行器大攻角非定常特性数值模拟与气动力建模

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第十八届全国计算流体力学会议

作者：王超王方剑伍斌陈兰王贵东

飞行器的大攻角气动特性数值计算和气动建模新型飞行器提升飞行性能的重要内容.本文以轴对称导弹简化模型为研究对象,首先采用计算流体模拟的方法,对70°大攻角状态的非定常气动特性进行数值模拟,计算采用求解RANS方程加SA湍流模型... 详细信息

飞行器的大攻角气动特性数值计算和气动建模新型飞行器提升飞行性能的重要内容.本文以轴对称导弹简化模型为研究对象,首先采用计算流体模拟的方法,对70°大攻角状态的非定常气动特性进行数值模拟,计算采用求解RANS方程加SA湍流模型,有限体积法离散控制方程,无粘部分(对流项和压力项)用Roe通量差分分裂格式,粘性部分(剪切应力和传热项)采用中心差分,时间推进采用LU-SGS方法.飞行器运动模式采用强迫震荡的方式,对5种不同振荡频率进行了非定常计算,并记录每一周期的气动数据.最后采用动导数模型、多项式模型和神经网络建模三种方法进行气动特性建模,结果显示基于神经网络的人工智能气动建模方法具有较高的精度和适应性.该方法为飞行器大攻角非定常非线性气动建模和飞行力学特性分析提供了理论技术支撑.

关键词：飞行器攻角参数非定常气动力气动建模

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无尾翼弹箭电缆罩诱导滚转气动力矩风洞试验与建模分析

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实验流体力学 2024年

作者：张石玉赵俊波付增良周平梁彬中国航天空气动力技术研究院

为减少结构重量、降低成本、提升系统可靠性，新一代弹箭通常简化或去除滚转控制机构。与此同时，弹箭外表面通常布置有电缆罩、挂钩等凸起物，在一定迎角、侧滑角时会产生小量滚转气动力矩，可能导致飞行弹道偏离预定轨迹，甚至导致任... 详细信息

为减少结构重量、降低成本、提升系统可靠性，新一代弹箭通常简化或去除滚转控制机构。与此同时，弹箭外表面通常布置有电缆罩、挂钩等凸起物，在一定迎角、侧滑角时会产生小量滚转气动力矩，可能导致飞行弹道偏离预定轨迹，甚至导致任务失败，需要对其进行准确的地面测量和评估。本文采用气浮轴承连续旋转小滚转力矩测量技术开展长细比约为9、三级助推段均布置电缆罩的无尾翼弹箭小滚转力矩测量风洞试验。结合气动建模和参数辨识技术，建立电缆罩诱导滚转气动力矩模型，并从风洞试验数据中辨识获得各级电缆罩诱导的小量滚转气动力矩。结果表明，沿周向180°对称分布的二级助推段电缆罩诱导的滚转气动力矩相比其他电缆罩高一个量级，且峰值在跨声速附近。沿周向90°均匀分布的一级助推段电缆罩诱导的滚转气动力矩较小，对运动的影响可忽略。

关键词：弹箭电缆罩滚转气动力矩风洞试验气动建模

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