基于响应面方法的高超声速飞行器一体化布局气动设计与优化

建立了高超声速飞行器机体/推进系统一体化三维构型参数化模型,利用CFD数值计算开展了构型气动力的高精度数值试验并以此为基础建立了气动力响应面近似模型,以响应面近似模型作为气动力预测方法,结合遗传算法进行了高超声速飞行器三维构型的气动优化设计,获得了不同优化目标下的优化外形。     

空空导弹反作用侧向力/气动力复合控制系统设计

建立了具有反作用侧向力／气动力复合控制的空空导弹动力学模型,采用全程滑态变结构模型跟踪理论分别设计了导弹俯仰通道气动力控制子系统和反作用侧向力控制子系统。数字仿真结果表明,与单独气动力控制相比,这种复合控制方式可以显著提升导弹响应的快速性和导弹的机动能力。     

“爱国者”六自由度气动力模拟模型飞行试验验证

本文主要讨论"爱国者"导弹六自由度(6一DOF)模拟程序所采用的精确气动力模拟模型的设计和使用。该程序保证"爱国者"导弹系统的6一DOF模拟,其中包括弹体结构和有关空气动力学问题、自动驾驶仪、惯性基准部件、控制作动系统加上陀螺和加速度表传感器等的详细的非线性模型。6一DOF模拟程序通过数字模拟和混合模拟就作为进行导弹特性飞行试验计划、飞行后数据分析及飞行前理论计算的主要工具。广泛的风洞实验为基本气动力模型的设计提供了输入数据。模拟程序曾在"爱国者"控制系统试验弹飞行期间使用,结果表明飞行前理论计算结果和飞行结果相当吻合山。对实际性能和理论计算结果之间的微小差别的观察结果,可作为进一步改善气动力模型的指针。气动力模型估算要求编制两种模拟程序。一种模拟程序是应用飞行试验中所有有关的遥测技术和雷达的测量结果,求解某些空气动力特性的方程式;另一种模拟程序则是应用完全一35一的线性导数模型,它应用的是气动力导数而不是普通气动力系数。这种线性模型通过匹配飞行试验响应来确定正确的祸合飞行瞬变过程,然后这些结果再用来修改普通气动力模型。本篇论文描述了用来估算和改善"爱国者"地对空导弹气动力模型的方法和模拟技术,也介绍了一些模拟结果,这些模拟结果利用飞行试验数据使模拟得到了改进。     

基于K-最近邻的导弹靶试数据分析方法

导弹气动模型是控制系统设计、系统仿真、性能评估的前提和基础.如何从飞行试验数据中获取对导弹气动特性的准确描述是导弹气动力建模方面的一个重要问题.本文将K-最近邻算法引入靶试数据气动力辨识分析,并针对数据特点采取了相应的改进措施,建立了基于气动力辨识数据的气动力模型,为飞行试验数据的应用拓宽了思路.验证结果表明,K-最近...     

四旋翼无人机前飞模态特性

为研究四旋翼无人机在前飞模态下的特性,通过机理建模（叶素法）和风洞试验分析多旋翼无人机在前飞时桨叶和机身气动特性,分别得到了桨叶和机身在前飞模态的气动力模型。该气动力模型带入建立的刚体运动学方程中,可得四旋翼无人机在前飞模态下的非线性动力学模型和状态空间模型,并进行了风洞试验验证。结果表明：在前飞时桨叶气动力模型与悬停模型存在较大的区别;四旋翼在前飞模态时存在俯仰/垂向通道的耦合和滚转/偏航通道的耦合。     

变后掠变展长飞行器动力学建模与动态响应分析

飞行器机翼后掠角和展长动态变化时,气动力、转动惯量、压力中心和质心等关键参数都发生剧烈变化。基于Newton-Euler方法建立了包含5个刚体的变后掠变展长飞行器的动力学模型,推导了由于变形所产生的附加气动力和气动力矩。在纵向上解耦简化了动力学方程,基于准定常气动力模型,分析了不同变形形式和变形速度下的纵向动态响应。研究结果表明,后掠角和展长的变化对动力学特性影响较大,但不同的变化速度对结果影响不大。通过合适的变形方式和变形速度的结合可以弱化变形过程中的动力学参数波动,减小控制系统的负担。     

椭圆形升降式高杆灯的风洞实验研究

本文介绍了椭圆形高杆灯在小量级风洞中 ,用 1 :8缩比模型进行实验研究的方法 ,主要测出了灯及灯盘在各向风的作用下所受的气动力的变化规律 ,并对此进行了简单分析 ,找出了灯及灯盘所受最大气动力的相对位置及体型系数 ,为该灯的强度校核提供了可靠的气动力数据。     

模型分解后的气动参数辨识

将飞行器动力学模型中的质心运动和绕质心转动的运动分解开,并把这二部分有关的状态作适当处理,然后根据飞行试验数据,用分割辨识算法分别辨识飞行器动力学模型中的气动力和力矩系数。 仿真结果表明,这样处理既减少了程序工作量和计算时间,同时气动力和力矩系数仍有相当满意的辨识精度。     

非定常气动力对垂起固定翼无人机动力学的影响

由于垂起固定翼无人机结构复杂,无论是采用数值模拟得到其非定常气动力还是采用单刚体建模方法建立其动力学模型都较为困难。为了解决该问题,通过CFD数值模拟机翼翼型的迟滞环线,引入无人机俯仰运动所产生的迟滞效应,通过ONERA方程建立无人机垂起改平飞过程的非定常气动力模型,最终基于多体动力学,将无人机划分成机翼、机身、旋翼、舵面的多刚体系统,通过凯恩方程推导并建立无人机动力学模型,通过数值仿真可以发现:多体动力学的方法适用于这类结构复杂无人机的建模,引入机翼的迟滞环对无人机的俯仰运动起阻尼作用;引入非定常气动力与未引入非定常气动力相比垂起速度存在8%的差异,垂起改平飞过程结束时两者上升速度存在40%的差异。     

隔转鸭舵式弹道修正弹气动力工程模型与辨识

修正弹的气动力可表示为外形和飞行状态的函数,其模型直接影响动力学系统求解的准确性。在风洞试验数据的基础上,建立适用于隔转鸭舵式弹道修正弹的气动力工程模型。模型综合考虑复攻角和鸭舵相位角的复合效应,并利用最小二乘方法对修正弹阻力、升力、侧向力以及俯仰力矩的工程模型进行参数辨识,模型预测结果得到了计算流体力学计算的验证。结果表明：鸭舵的诱导阻力较小,小攻角范围内利用对称拟合表征修正弹阻力的误差小于3.3%;在攻角和鸭舵相位角的综合影响下,升力表现为正弦特性,侧向力在鸭舵相位角为180°时会出现二次正弦叠加现象。气动力模型为隔转鸭舵式弹道修正弹的飞行特性分析奠定了基础。     

基于六自由度模型的系统辨识方法及其在导弹质量评估中的应用

针对导弹性能评估的需要，文中建立了导弹六自由度模型，提出了基于六自由度模型的导弹气动力参数辨识方法，并采用该方法进行了某型导弹21个气动力参数的辨识．辨识数据与理论计算数据拟合较好、且在准确度允许的范围内，并利用辨识结果初步对导弹质量进行了评估。文中提出的方法对各种飞行器的定型试验具有一定的参考价值。     

基于气动力反馈的直接力控制技术

通过对飞行力学中耦合因素及其对飞行控制影响情况的分析，指出了传统直接力控制技术的不足，提出了基于气动力反馈的直接力控制技术．通过引入气动力控制环节，将飞行控制系统分为动力学控制系统和气动力控制系统两大部分，降低了飞行器空气动力学模型不确定性对运动控制的影响，提高了飞行器运动／姿态控制的解耦精度．仿真结果表明，该方案可以实现飞行器的动力学解耦控制，并对气动面损伤等影响有一定的抑制作用．     

单通道控制旋转弹角运动的复分析方法

针对单通道控制旋转弹存在气动力不对称,无法直接采用解析方法分析其锥形运动稳定性的不足,研究了其角运动模型和角运动复分析方法.通过在系统矩阵的不对称气动力项中引入比例因子,构建了单对称μ系数模型和对应的复攻角运动模型,并利用复分析方法对无舵偏、固定舵偏及正弦式舵偏情况下的角运动特性进行解析求解.对比分析单通道控制旋转弹的...     

有翼导弹/固体火箭发动机一体化设计

以某空空导弹为算例,研究了有翼导弹/发动机一体化设计问题。建立了固体火箭发动机的能量模型和质量模型,导弹质量模型、导弹与目标的数学模型,并计算了不同外形下的导弹气动力系数。应用优化理论完成8个设计变量的优化设计问题。在一体化设计中考虑了导弹外形变化对气动力参数的影响。分析与计算结果表明,导弹起飞质量有所下降,所建立的数学模型是正确的,并可用于其它型号的一体化设计。     

高超声速飞行器六自由度建模及耦合特性分析

针对高超声速飞行器进行无动力再入建模及耦合特性分析。基于空天飞行器在高超声速状态下的气动力及气动力矩参数数据,采用神经网络拟合并建立气动参数模型。分析了飞行器在最大升阻比下飞行时舵机对弹道的耦合特性,以及气动力对姿态角速度、姿态角速度通道之间的耦合特性。仿真结果表明高超声速飞行器模型是一类参数时变、强耦合的复杂非线性系统,该模型可用于弹道优化、制导律及姿态控制等问题的设计及研究。     

悬浮弹旋翼结构参数对其气动力的影响分析

针对现有文献在小型旋翼的气动力研究上的不足,建立一种旋翼升力与阻力的理论计算模型.基于旋翼叶素理论和矩形桨叶的拉力与阻力扭矩理论计算,采用CFD仿真的方法对其流场进行仿真,利用fluent软件建立旋翼流场的多参考系模型,通过理论计算和试验相结合的方法对其气动力CFD仿真结果进行对比分析,并计算不同结构参数的旋翼模型,得到了包括桨叶数目、桨叶翼型、旋翼半径、桨叶宽度和桨叶安装角的结构参数对其气动力的影响.仿真结果证明了该CFD方法用于小型旋翼流场仿真的可行性,为悬浮弹悬浮装置的设计中旋翼结构参数的选择提供了依据.     

隔转鸭舵式弹道修正弹双旋通道参数辨识

双旋弹概念为旋转稳定榴弹的智能化改造提供了新思路,解耦后前后级之间通过执行机构进行控制。为实现对控制内回路的高效设计和分析,建立双旋通道的动力学模型。该模型以准静态气动力和改进形式的LuGre摩擦之间的匹配关系预测鸭舵的运动。通过瞬态数值计算和动态风洞试验获取气动力和摩擦的时域数据,利用最小二乘方法对模型的参数进行估计。研究结果表明：鸭舵的侧向力和滚转力矩分别受到相位角和滚转速率的影响,准静态气动力的估计精度在4× 10^-3以内;前后级之间的摩擦是轴向力和相对转速的函数,改进的LuGre模型对摩擦的估计能够满足工程需求。飞行试验中双旋参数的测试结果验证了双旋模型在全弹道过程中对鸭舵运动预测的可行性,为双旋修正弹的工况预测和控制系统设计提供了分析方法。     

参数辨识在反坦克导弹飞行试验数据分析中的应用

文中结合反坦克导弹的具体性能特点．提出了一种采用极大似然准则和改进的牛顿-拉夫逊迭代算法辨识气动力参数的方法，对导弹六自由度数学模型的气动力参数加以修正，提高了数学仿真模型的逼真度和仿真结果的置信度，并对完善飞行试验和仿真试验相结合的一体化试验验证方法具有非常重要的意义。     

对转桨扇发动机用于巡航导弹时平均流通仿真

目前正在评价桨扇发动机技术用作巡航导弹动力系统,与之相关的气动力积分正通过导弹弹体—桨扇流场相互作用的计算机模型求得,通过解平均流通方程组详细分折了舵与浆叶间的气动力相互作用,研究了舵安装在桨叶前和后两种结构,在这两种情况下舵—桨叶间距和舵偏角是不同的.     

弹性整流罩低空分离仿真及影响因素分析

随着天地往返运载器（Reusable Launch Vehicles，RLV）的发展，整流罩低空大过载分离的应用日趋广泛，气动力、大过载对分离的影响成为当前研究的重点。基于ABAQUS建立整流罩复杂蒙皮桁条结构的完整弹性体模型，对低空大过载分离的影响因素进行仿真分析，结果表明气动力、大过载均会增加分离的难度，气动力的存在有助于减小铰链根部变形，过载则会加剧铰链根部变形。通过与火箭撬加速整流罩分离试验结果进行对比分析，验证了该仿真分析的正确性，并进一步提出了改进意见。