基于气动性能分析的高超声速滑翔飞行器轨迹估计

由于高超声速滑翔飞行器(HGVs)具有高速、高机动的特点,对此类目标的状态估计一直是一个研究热点。鉴于采用传统的运动学和动力学模型进行轨迹估计时加速度估计精度不高,提出一种基于气动性能分析的非线性气动参数目标估计模型。首先,在研究了高超声速滑翔飞行器跳跃再入段运动特性的基础上,以类HTV-2飞行器为研究目标,采用气动力估算方法对高超声速滑翔目标再入段的气动力进行计算分析。其次,建立与马赫数线性相关的气动参数"基准模型"和以一阶马尔可夫过程描述的气动参数"偏差模型",对目标气动参数进行非线性估计。数学仿真结果表明,该方法可以一定程度上提高卡尔曼滤波方法对该类目标的加速度估计精度。     

基于模糊逻辑方法的涵道风扇飞行器非定常气动力建模及应用

为研究涵道风扇飞行器过渡阶段飞行特性,使用CFD方法,通过叶素理论和滑移网格技术,求解涵道风扇飞行器定常状态气动力及俯仰非定常状态气动力,并计算了升降舵偏角对气动力的影响。将CFD计算数据作为训练样本,使用模糊逻辑方法建立了涵道风扇飞行器纵向非定常气动力模型,该模型考虑了涵道风扇飞行器俯仰运动时的非定常效应及气动力与发动机转速的耦合效应,对涵道风扇飞行器非定常气动力具有较高精度的描述。使用该模型求解涵道风扇飞行器六自由度方程,进行时域仿真,仿真结果表明涵道风扇飞行器高度和速度的指令跟踪性能良好,低速飞行性能良好,过渡阶段姿态稳定。     

基于分叉理论的变体飞行器稳定性分析及控制器设计

研究了变体飞行器飞行过程中稳定性边界确定及控制器设计问题。运用虚位移原理推导出变体飞行器非线性动力学模型,并进行解耦得到纵向动力学方程;将其转化为以后掠角变形率为时变参数的系统,通过分叉原理讨论变体飞行器的稳定性边界。设计了一个分数阶PIλDμ稳定控制器,利用改进的粒子群算法优化控制器参数。仿真结果表明,与传统PID控制器相比,分数阶PIλDμ控制器具有更好的控制性能。     

具有模型参数不确定性的高超声速飞行器动态特性分析及控制律设计

大范围机动、质量分布快速变化、气动特性复杂,以及飞行器结构、气动、推力的相互耦合,使得高超声速飞行器动力学呈现出强不确定性,给其动态特性分析和控制器设计提出了挑战。文章针对高超声速飞行器模型参数不确定性问题,首先分析各种可能造成模型不确定性因素的物理本质,确定其主要影响因素;在此基础上建立了能够反映这些主要影响因素带来的具有参数不确定性问题的动力学模型;并分析每一个单独不确定性参数变化对飞行器特征根分布的影响;在考虑高超声速飞行器参数不确定性的情况下,针对刚体-弹性体模型,采用修正的反馈线性化方法设计控制律。研究结果对高超声速飞行器的动力学特性分析、总体设计、控制系统设计、准确度分析等提供具有重要参考价值的依据。     

基于Fluent的扑翼飞行器非定常空气动力学分析

在仿生扑翼飞行器的设计和研究中,扑翼所产生的升力系数和推力系数具有重要的意义.针对本课题所研制的一种仿鸟扑翼飞行器,利用Fluent分析了翅翼在不同控制飞行参数(包括飞行速度,扑动频率)下的升力和推力系数,其仿真结果与对气动模型进行定性分析的结果基本一致,验证了该法对扑翼飞行器进行非定常空气动力学分析的可行性,为扑翼飞行器的进一步研究设计提供考.     

垂直/短距起降飞机非线性动力学建模与仿真

垂直/短距起降(V/STOL)飞机具有广泛而高效的军事应用前景.为研究V/STOL飞机复杂的飞行控制问题,需要建立能够准确反映其动态特性且可用于飞行仿真的动力学模型.综合考虑V/STOL飞机的多进气道气流量变化、大迎角非线性和迟滞非定常特性、地面效应和喷气诱导效应等因素的影响,利用线性叠加原理并结合机理建模与经验公式,建立了全面的推进/气动力与力矩模型;在此基础上,基于刚体动力学和运动学原理,推导得到了V/STOL飞机的全状态六自由度非线性数学模型;最后,仿真分析了V/STOL飞机的地面效应和喷气诱导效应引起的动力学变化及其三角翼非定常动力学特性.结果表明:地面效应对V/STOL飞机动力学的影响可以忽略,而近地飞行时的喷气诱导效应会导致较大的升力损失,离地越近损失越大;V/STOL飞机的非定常动力学源于飞机迎角变化所引起的气动力滞环效应,且迎角越大、空速越小,滞环效应越显著,非定常动力学特性越强.所建模型物理意义明确、计算方便,能够较为准确地反映V/STOL飞机的动力学特性,可为其不同飞行模式下的模型简化应用和飞控系统设计提供帮助.     

基于降阶模型的弹性飞行器QFT控制器设计与仿真

弹性飞行器具有很高的阶次,直接设计控制器会很困难,且不利于工程实现.为此,文章研究了基于降阶模型的控制器设计方法.以某大型弹性飞行器12阶模型为研究对象,首先利用平衡截断降阶方法对该模型降阶,所得到6阶的降阶模型能在较宽频段范围内近似全阶模型.然后,基于降阶模型,使用QFT方法设计飞行器的高度保持控制器,直接用于12阶模型的控制.给出了系统高度响应、鲁棒性验证以及系统状态和4阶弹性变形模态的仿真结果曲线.仿真结果表明,无论是在标称状态,还是当系统矩阵摄动的状态,高度响应都能快速跟踪指令信号,且无稳态误差,调节时间约为7s,系统的各阶结构弹性变形模态都得到了快速抑制,最终衰减为零.     

吸气式高超声速飞行器动力学建模与分析

基于拉格朗日力学原理建立了吸气式高超声速飞行器(AHFV)的动力学模型,并分稳定飞行和机动飞行2种情况进行了动力学分析。首先选择确定飞行器位姿的广义坐标,然后建立动能、势能以及广义力的表达,接着推导了AHFV的质心运动方程和绕质心转动运动方程。与传统飞行器动力学模型相比较,AHFV动力学模型中包括了发动机内流体质量变化对飞行器动力学的影响项。最后对AHFV动力学模型进行分析,分析表明:在稳定飞行时,AHFV发动机内流体质量变化对飞行器动力学的影响项可以忽略,而在机动飞行时,要考虑发动机内流体质量变化对飞行器动力学的影响。     

水平轴风力机叶片非定常气动特性分析

针对水平轴风力机叶片的非定常气动特性,采用状态空间描述的、改进的BL动态失速模型进行风力机翼型非定常气动力分析.模型采用不可压缩假设并忽略了前缘流动分离所产生的非定常效应,考虑气流的近尾流效应和在失速区域的后缘分离效应以揭示翼型在任意运动中的非定常气动力.模型用4个气动状态来描述非定常气动力系数动力学,其中2个用于描述近尾流效应中的时间迟滞,另2个用于描述后缘分离效应,得到了风力机翼型非定常气动升力、阻力和力矩状态变量表达式及计算流程.通过对NACA0012风力机翼型的非定常气动力分析表明,模型能较好地描述风力机翼型的动态特性.     

颤振主动抑制系统开环模型的降阶和参数摄动

本文在改进的非定常气动力拟合的基础上,运用模态集结法,对颤振主动抑制系统(AFSS)进行了降阶处理,导出了降阶前、后模型参数摄动误差表达式。数值计算结果表明,对选定的计算项目,本文给出的降阶模型和参数摄动误差,在AFSS参数摄动范围内,与全阶模型非常接近;故可用来进行AFSS其他项目的设计和分析。     

A wake bending unsteady dynamic inflow model of tiltrotor in conversion flight of tiltrotor aircraft

The aerodynamics, dynamic responses and aeroelasticity of tiltrotor aircraft in the tilting of rotor i.e. in conversion flight are extraordinarily complicated. The traditional quasi-steady assumption model can not reflect the unsteady aerodynamic problems in the tilting of rotor. The CFD method based on the vortex theory can get better results, but it consumes a lot of computing resources. In this paper, a wake bending dynamic inflow model of tilting rotor was established firstly based on the Peters-He dynamic inflow model used in helicopter. Then combining with the ONERA unsteady aerodynamic model, a wake bending unsteady dynamic inflow model of tilting rotor in conversion flight of tiltrotor aircraft was established. The wake bending unsteady dynamic inflow model of tilting rotor was verified by using the experimental data of an isolated rotor model in large angle pitching up maneuver and was used to calculate the dynamic responses of tilting rotor in conversion flight of a tiltrotor aircraft model. The calculated results were analyzed to be physically reasonable.     

大展弦比复合材料机翼研究进展

长航时无人机普遍采用轻质、高比强度复合材料结构大展弦比机翼,该类机翼在飞行过程中表现出显著的几何非线性和气动非线性,进而导致机翼的气动弹性非线性.大展弦比复合材料机翼的设计分析方法与传统机翼有很大不同.为研究大展弦比复合材料机翼的进展,并预测其未来可能的发展方向,对现有大展弦比复合材料机翼设计、分析、试验方法进行分析总结.首先,对大展弦比复合材料机翼结构设计方法、结构分析方法进行了介绍;然后,介绍了两类用于大展弦比机翼的气动力分析方法:基于片条理论和二元非定常气动力相结合的气动力分析方法以及考虑展向流动效应的三维气动力分析方法,重点总结了复合材料大展弦比机翼静气动弹性、动气动弹性分析方法以及主动控制技术在大展弦比机翼中的应用,并分析了大展弦比复合材料机翼气动弹性剪裁最新进展;最后,综述了大展弦比复合材料机翼试验研究进展.基于文献分析可知,现有大展弦比复合材料机翼的结构模型多采用等效梁板模型,气动模型多采用片条理论与考虑动失速的二元非定常气动力相结合的模型.气动降阶模型与结构模型相耦合进行相关研究,以及大展弦比复合材料机翼的飞行试验,均是大展弦比复合材料机翼未来可能的研究发展方向.     

耦合运动的襟翼-翼型气动特性数值仿真

为了研究采用主动后缘襟翼的智能旋翼在高速前飞状态下,耦合运动对襟翼-翼型的气动特性和动态失速特性的影响,通过数值求解Navier-Stokes方程来模拟作挥舞-变距耦合运动的襟翼-翼型的气动特性.湍流模型为雷诺平均的Spalart-Allmaras模型.结果显示,与单纯变距运动相比,当与变距运动同频、同相的挥舞运动耦合后,耦合运动会引起更大的气动系数超调和滞回环;耦合运动会增大黏性干扰区域尺度,使襟翼-翼型失速类型由动态轻失速变为动态深失速;耦合运动会增大力矩系数对流场变化的敏感度.     

高速列车受电弓空气动力学对弓网受流的影响

为了研究高速列车弓网受流特性,考虑受电弓平均稳态与非稳态气动力影响,基于受电弓的非稳态空气动力学模型,采用均匀来流假设,运用计算流体力学(CFD)方法得到受电弓各部件的气动升阻力.将非稳态气动力时间平均,得到平均稳态气动力,并将具有一定脉动的受电弓非稳态气动力及平均稳态气动力分别加载至弓网动力学模型中,对比了2种气动力加载情形下弓网动力学. 仿真结果表明:在受电弓三质量块模型下,受电弓平均稳态与非稳态空气动力学对弓网受流的影响差别不大.进一步从受电弓非稳态气动力激励的振幅与频率两方面研究了其对弓网受流的影响,当外部激励振幅较大或频率与弓网系统频率接近时,弓网受流特性会受到显著影响.研究结果为将来考虑非均匀来流、横风等复杂气动条件下的弓网受流特性研究提供了基础.     

高超声速运载器宽速域气动/推进耦合建模与分析

为了满足吸气式高超声速运载器在初步设计阶段的宽速域模型需求,基于流线追踪和高超声速气动理论建立独立于构型的宽速域压力和摩擦力壁面分布气动模型;以准一维流理论为基础,建立包含边界层和跨声速特性的宽速域双模态超燃冲压发动机模型. 对于典型工况,2种模型的仿真结果与试验结果误差分别不大于2%、3%. 在所建立模型的基础上,提出前体/进气道和后体/尾喷管力系的解耦/耦合策略,建立气动和推进学科的宽速域一体化耦合模型及仿真平台.针对某吸气式高超声速运载器的分析发现一体化设计的吸气式高超声速运载器存在严重的非线性气动/推进强耦合,认为所建立的耦合模型在精度满足一定要求的条件下能够定量/定性地评估气动/推进的耦合效应,有助于吸气式高超声速运载器的构型设计、地面仿真和控制研究.     

微扑翼飞行器位置控制研究

研究了微扑翼飞行器位置控制系统设计.在完成气动力计算模型和运动参数(拍动平面夹角、拍动频率、拍动幅值、旋转幅值)对气动力影响基础上,建立了微扑翼飞行器纵向动力学模型,采用了切换控制策略,选择拍动平面夹角和拍动幅值作为控制参数,利用位置误差和速度误差线性组合作为反馈信号,计算平均力,确定切换参数,完成控制规律设计.对爬升和水平飞行的控制进行了仿真实验.仿真结果表明,在切换控制策略下,Y方向上经过0.13 s后进入平飞阶段,Z方向上经过5 s后进入平飞阶段,在一定的误差范围内,所设计的控制规律可以实现位置控制.     

基于动态逆的质量矩拦截弹模糊滑模控制

质量矩控制可以避免飞行器在超高马赫数飞行时的舵面气动加热问题,本文建立了质量矩拦截弹数学模型,将其简化为一个耦合的非线性动力学系统.应用双时标分解的方法,提出将拦截弹动力学分离为快变状态动力学和慢变状态动力学,在快变和慢变子系统中应用滑模控制理论设计拦截弹飞行控制系统,采用模糊逻辑算法抑制系统的抖振现象,同时也可以抑制气动参数摄动而引起的控制系统性能的下降.仿真结果表明系统性能指标满足设计要求,只需微调滑块位置,即可实现拦截弹的飞行控制,提高了拦截弹的机动性和敏捷性.     

弹性飞行器运动耦合特性分析

本文由弹性飞行器纵向运动扰动方程,研究了刚体姿态运动与弹性振动的典型耦合机理及特点,给出了运动耦合的稳定准则,以及对应于非耦合系统的响应误差估计.并以实例给予了验证.