文章编号：调整试飞阶段的某型飞机气动参数辨识实现方法

针对飞机调整试飞阶段质量特性数据变化较大的特点,以及飞行测试的限制,提出了一种气动参数辨识实现方法,该方法包括飞机质量特性数据的获得、飞行测量数据的重建等辨识数据的完善和成熟的辨识算法.并以某型飞机为例进行了纵向气动参数辨识,计算结果合理,表明该方法有效,具有很好的工程应用价值.     

调整试飞阶段的某型飞机气动参数辨识实现方法

针对飞机调整试飞阶段质量特性数据变化较大的特点,以及飞行测试的限制,提出了一种气动参数辨识实现方法,该方法包括飞机质量特性数据的获得、飞行测量数据的重建等辨识数据的完善和成熟的辨识算法。并以某型飞机为例进行了纵向气动参数辨识,计算结果合理,表明该方法有效,具有很好的工程应用价值。     

相近弹形气动参数的确定方法

提出由已知一种制导炮弹(Ⅰ型)气动特性(利用气动仿真对比计算与飞行对比试验方法)确定另一种气动外形相近的制导炮弹(Ⅱ型)的气动特性的方法.利用Jameson有限体积法求解空间流场的欧拉方程,采用笛卡尔网格技术分别对2种气动外形进行了气动力对比仿真计算.根据对比飞行试验数据对2种弹落点参数、雷达径向速度进行气动参数辨识.结果表明,仿真计算结果与根据落点参数及雷达径向速度辨识结果基本一致.该方法为根据已知气动外形准确确定另一种相近气动外形气动参数提供了一种途径.     

Delta法和Zero法参数辨识的应用研究

近年来,使用神经网络进行飞机系统辨识研究成为了研究的热点。本文研究了基于神经网络的Delta法和及其改进型--Zero法估计纵向气动参数的算法。使用加噪的飞机纵向数据仿真实验发现,Delta法和Zero法估计纵向气动参数不需要建立数学模型和假设参数初值,在合理选择参数的情况下能较好的辨识气动参数,但是实验发现,应用Delta法和Zero法估计参数对于飞行数据的质量、数量要求较高,且辨识的精度并不是很理想,在应用的时候应该慎重。     

基于双加速度计的弹体气动参数辨识

针对飞行器研制过程中关键气动参数的获取问题,提出了基于双加速度计测量的弹体气动参数辨识方法,给出了硬件在弹上的布局方案和具体的参数辨识步骤.利用该测试方法可以辨识出弹体的自振频率、攻角、过载以及升力系数等气动参数.飞行试验结果表明,通过双加速度计进行弹体参数辨识,可以得到重要的气动参数.     

基于凸多面体的结构性故障模型对飞行包线影响研究

飞机的安全飞行范围和飞行限制条件是保证飞行安全的关键指标,飞机失事大多是在超出安全飞行包线范围下发生的,因此在飞行的过程中,实时准确的预估飞行包线,提供飞行保护措施,对提高飞行安全具有重要的意义。本文针对飞机结构性故障的特点,研究了飞机故障和飞行包线的定性定量关系,基于凸多面体模型建立了飞机小扰动线性故障模型,通过最小二乘参数估计方法进行气动参数的在线估计与辨识,确定故障情况下的气动参数,从而进行飞行包线快速估算,提供包线保护控制依据。仿真结果验证本方法对结构性故障情况下包线估算是快速有效的。     

基于贝叶斯估计理论的再入飞行器气动辨识方法

当再入飞行器进行大幅机动或大攻角飞行时,常用于配平情况下小幅机动的气动辨识方法将不再适用.为解决上述问题,本文首先针对目标区间,利用原始气动数据库建立先验气动模型并估计得到模型参数作为先验信息.然后,为获得更准确的参数估计值,提出应用贝叶斯估计理论将气动数据库数据与多次飞行试验数据同时用于辨识的方法,得到融合了飞行试验信息与先验信息的最优参数估计,进而完成对气动模型的更新.本文还提出利用傅里叶平滑分析的方法对含有噪声的数据进行平滑,以避免测量噪声影响.采用上述方法对再入飞行器试验数据进行气动辨识,辨识结果表明该方法得到的气动系数能够较好地反映再入飞行器大幅机动条件下的气动特性,且具有良好的气动特性预测能力.     

基于三维重建飞机气动特性的飞行包线

为了确定未知飞机的飞行边界,提出了一种通过逆向三维建模进行气动特性分析后建立基本飞行包线的方法,对气动参数未知飞机的飞行安全和空战仿真问题提供了技术支撑.首先,综合运用明暗恢复图像和工程图重建法对飞机的几何外形进行了三维重建;然后通过数值模拟计算的方法计算并分析了其纵向气动特性;最后,计算了飞机的基本飞行包线并进行了对比验证.研究结果表明,所做工作探索出了一条研究外军缺乏气动参数飞机飞行性能的完整技术途径,所计算的飞行包线具有较高的可靠性,能够体现飞机的飞行性能.     

基于最小二乘法的飞行员模型参数辨识

针对飞行员与飞机相匹配的特点,采用最小二乘法对飞行员模型进行参数辨识.根据Hosman感知模型的特点,确立待辨识参数,为提高辨识精度,重点分析了辨识数据野值的剔除和补正.在俯仰工况下,利用最小二乘递推算法辨识参数,并在研究用Boeing 737-800飞行模拟机上对该方法进行了试验验证.结果表明,飞行员模型的仿真输出曲线与飞行测试数据之间的升降舵角度误差小于0.3°,俯仰角误差小于0.5°,说明通过该方法获得的模型参数能够反映飞行员实际的操作行为.     

高空远程滑翔无人水下航行器气动参数估算

为了研究高空远程滑翔无人水下航行器（UUV）气动参数特性,根据飞机气动参数估算的方法,通过类比方式在小迎角、小侧滑角和尾翼偏转不大的情况下对高空远程滑翔UUV的纵向、横向气动参数和操纵导数进行计算.结合风洞试验结果进行对比分析,结果证明：计算和试验结果显示了良好的一致性,通过2种方式获得的气动特性均满足航行器的低阻特性和静稳定性要求,说明借鉴飞机参数的估算方法是可行的,为进一步对航行器的弹道设计、载荷计算、控制参数的选择和完善设计提供有力依据.