基于DSC-LS的加速度计动态模型参数辨识

加速度计动态模型参数辨识对提高振动与冲击动态测试和动态分析精度等具有重要作用.针对加速度计动态模型参数频域辨识方法中栅栏效应对参数辨识精度的影响,提出了一种基于离散频谱校正-最小二乘（DSC-LS）的加速度计动态模型参数辨识方法,该方法利用H₁估计获得零频点坐标,并将FFT+FT离散频谱校正与LS方法相结合,高精度估计出谐振点坐标,然后通过特征点坐标计算加速度计动态模型参数.实验结果表明,该方法能够有效消除栅栏效应对加速度计动态模型参数辨识的影响,具有较高的加速度计动态模型参数辨识精度和抗低频窄带噪声干扰性能.      

民用飞机纵向气动参数辨识研究

飞机气动参数辨识是利用飞机在飞行试验过程中测得的状态响应数据对飞机的气动参数进行辨识的技术.设计了纵向气动参数辨识的激励信号,建立了非线性辨识模型.基于极大似然法对飞行试验数据进行辨识研究,得到纵向气动参数.对比飞行试验和辨识结果仿真的时间历程,表明辨识结果准确.     

用线性加速度计测量定轴回转系统状态的理论研究

为了克服定轴回转系统状态测量方案需要传感器种类多、数据处理复杂等缺陷,研究了微型双轴线性加速度计测量系统状态的方案.通过建立单片双轴微型线性加速度计在安装角度有误差、敏感轴非严格正交情况下的测量方程,给出了利用高精度角度传感器测量数据对测量方程中参数进行辨识的方法,从而导出了由两个线性加速度计的测量数据解算系统状态的计算公式.推导过程表明,传感器的固有误差和安装误差可以用高精度角度传感器的测量数据修正,系统的状态可以由两个双轴微型线性加速度计的测量数据解算得到.与传统方法相比,该方法具有传感器种类少、成本低、实时性好的优点.     

基于粒子群优化算法的气动参数在线辨识方法

对再入式高超声速飞行器的气动参数在线辨识方法进行了分析研究,采用滤波器对动态方程进行静态化处理,以简化辨识方法,但同时引入了不确定的滤波器参数.为了减小辨识过程中由滤波器参数选择引起的辨识误差,设计了一种参数选择策略.在常规选择参数的基础上引入了智能优化算法——粒子群优化算法,用以确定合适的滤波器参数值.然后,利用基于带遗忘因子的最小二乘法对时变气动参数进行在线辨识.最后基于SX-2模型进行了相关仿真.结果表明:基于粒子群优化算法的气动参数在线辨识方法与未引入参数选择策略的气动参数在线辨识方法相比,辨识精度得到了一定程度的提高.     

水平轴变转速风力机气动参数辨识

文章对变转速水平轴风力机气动参数辨识的问题进行了研究 .风轮的功率曲线为风力机气动性能的整体体现 ,直接影响系统的经济性与控制性能 .通常情况下 ,功率曲线与桨距角和叶尖速比有关 ,可以看成是它们的非线性函数 ,一般由气动性能计算得到 .本文首先利用辨识算法 ,在风轮功率曲线的函数形式假设已知的前提下 ,利用测量的输入输出数据 ,辨识出功率曲线函数的参数 .最后 ,利用辨识出的曲线参数 ,预估系统风轮转速 ,并与测量的转速对比 ,以验证辨识模型的准确性 .     

加速度计动态参数的辨识

本文论述了加速度计两个控制回路的理论模型.采用工程上简单、有效的方法,对回路的动态参数进行辨识.详细地介绍了辨识的方法,数据处理及计算结果.从而能为加速度计系统的动态综合提供实际的数据.     

安装误差和动不平衡对旋转导弹惯性器件输出的影响及补偿

为了提高旋转导弹惯性器件的测量精度.建立了弹体坐标系和动平衡坐标系并给出其转换关系;给出了陀螺仪坐标系、加速度计坐标系分别与弹体坐标系之间的转换关系.推导了安装误差和弹体动不平衡引起的陀螺仪和加速度计的测量误差模型,并进行了仿真.结果表明,利用直接补偿和高通滤波补偿方法实现了对陀螺仪和加速度计测量结果的补偿,仿真结果验证了补偿方法的可行性.     

基于模拟退火粒子群算法的飞机气动参数辨识

针对飞机气动参数辨识中如极大似然法等常规方法存在收敛慢、对初值敏感或数学形式复杂等缺点,讨论了模拟退火粒子群算法及其在气动参数识别中的应用,该方法主要辨识策略是一次采集多次迭代,增强了粒子群算法的收敛性和全局性.对某飞机纵横向气动参数辨识进行了仿真研究,结果表明模拟退火粒子群算法对飞机气动参数辨识问题行之有效,并且在扩展搜索空间上,比基本粒子群算法和自适应粒子群算法更有优势.     

基于一体化设计的气动外形参数对动态特性的影响

为了提高导弹气动外形方案设计效率和设计质量,基于一体化设计方法,将导弹气动外形设计与气动特性计算、弹道仿真和飞行过程的动态特性分析等工作结合起来,分析导弹外形参数、气动力系数、动力系数、飞行动态性能参数之间的相互关系,得出部分主要气动外形参数对飞行动态特性典型参数的影响规律.仿真与计算结果验证了通过改变气动外形参数来改变弹体动态特性参数的理论分析.     

高旋弹二维修正引信双旋结构气动特性及气动力表征

针对配二维弹道修正引信高旋弹具有弹体气动参数非对称、纵向和横向修正紧密耦合等问题,为了准确表征高旋弹气动参数、明确修正弹丸气动特性和产生机理,提出了基于CFD (computational fluid dynamics)仿真的双旋结构气动力计算分析方法.在构建双滚转域流场仿真模型的基础上,对比了二维修正引信不同控制状态下的弹丸受力情况;明确了高旋弹固有气动力和二维修正引信所引起的气动力;建立并推导了攻角与滚转角耦合情况下的舵片受力模型.研究表明：针对二维修正组件,需要考虑合攻角与舵滚转角的相对位置关系以计算诱导阻力;受迎背风和舵片绕流影响,舵片受力模型和弹体的横、纵向气动力均随攻角、滚转角及马赫数变化.     

鸭式制导炮弹气动外形优化设计方法研究

为了获得鸭式制导炮弹的最佳气动外形参数,建立了鸭式制导炮弹的气动外形参数优化数学模型,以气动性能参数要求为设计依据,提出一种鸭式制导炮弹气动外形参数的优化设计方法。对某鸭式制导炮弹算例的气动外形参数进行优化,结果表明:优化得到的气动外形参数能够保证该弹在飞行过程中稳定性适当,稳定性与操纵性匹配,舵偏角和平衡攻角匹配较好。该方法可作为此类弹箭气动外形设计的工具。     

基于粒子群的高超声速飞行器模糊控制方法

由于采用机体一体化设计,吸气式高超声速飞行器的气动特性难以准确获知,建立的数学模型是极为不准确的。针对这一特点,研究了一种基于粒子群的高超声速飞行器模糊控制方法,利用粒子群算法对模糊控制器参数寻优,使该控制方法具有强鲁棒性,高超声速飞行器在气动模型不确定情况下,依然能够保持很高的控制精度。仿真用高超声速飞行器的纵向模型对该控制器进行了验证,证明该控制方法能够有效地克服气动参数的不确定性,准确地跟踪飞行器的高度和速度指令。     

基于序列近似优化方法的探空火箭气动/动力一体化优化

总体设计是探空火箭研制的先行牵引工作,是一项复杂的系统工程。针对探空火箭总体设计一体化优化问题,基于序列近似优化方法,将代理模型方法应用于优化过程,通过不断更新代理模型和采样点对最优解进行高效预测,是对复杂模型进行优化设计的有效方法。针对某单级固体探空火箭,建立其弹道、动力、气动计算模型,使用序列近似优化方法,以火箭理论弹道顶点高度最大为优化目标,对其气动/动力参数进行一体化优化,最后得到一组较优的总体设计参数。结果表明:整个优化过程模型调用次数少,收敛速度快,工作效率较高,体现了序列近似优化方法的优越性。     

枪管内膛损伤对弹头外弹道过程的影响研究

为研究枪管内膛损伤对弹头气动特性及外弹道过程的影响,基于系统的12.7 mm机枪枪管寿命试验获得的内膛损伤规律,建立了损伤枪管的有限元模型并获得了枪管在4个寿命阶段所发射弹头的表面形貌状态.采用基于剪应力输运（SST）k-ω湍流模型的计算流体力学（CFD）方法对不同表面形貌的高速旋转弹头的气动参数进行了数值计算.采用均匀设计方法安排随机因素影响下的弹头内弹道计算过程,获得了各阶段弹头膛口扰动随机响应状态.建立了弹头6自由度刚体外弹道模型,结合弹头的气动参数和膛口扰动状态对弹头外弹道过程进行编程求解,获得了100 m处各寿命阶段枪管所发射弹头的散布圆半径和椭圆弹孔率,最终计算结果与试验数据吻合较好.计算结果表明:弹头初始扰动在枪管寿命末期的迅速增大,以及大攻角下弹头所受气动力压力中心的前移和马格努斯力矩的增大等,是造成枪管寿命末期弹头飞行稳定性降低及枪管迅速寿终的主要原因.      

高速列车底部结构参数对气动阻力作用规律

高速列车的转向架区域是气动减阻研究的重点.通过样条曲线方法建立了高速列车底部结构的7参数化模型,采用计算流体力学及超拉丁立方抽样试验设计方法,研究了底部结构参数对高速列车气动阻力的影响规律.结果表明:底部结构参数对于三车总阻力、头、中、尾各节车气动阻力的影响分别为27%、37%、39%和22%,三车气动阻力对裙板高度、排障器厚度、舱前缘倒角最为敏感.但头、中、尾车影响规律不同于三车,有必要考虑对头、中、尾三车底部结构分别进行气动设计,以达到最优的减阻效果.底部结构参数主要影响列车底部平均流速改变底部结构所受气动阻力,进而影响高速列车气动阻力.     

轿车外流场数值模拟

应用计算流体力学(CFD)方法计算模拟轿车三维外流场,得出模拟计算结果。分析了影响模拟计算精度的原因,在此基础上应用优化网格和不同的湍流模型及差分格式,比较了计算结果并与风洞试验结果相验证。提出针对具体模拟对象,选择适当的模拟方法,以提高计算精度。     

涵道风扇气动特性及其参数优化设计

为了解决涵道风扇组合系统复杂流场的计算问题并进一步提升涵道风扇的气动性能,应用CFD和动量源方法建立了较为精细的涵道风扇组合系统气动性能分析模型,明确了涵道风扇设计参数对气动特性的影响,对设计参数进行了优化设计,有效提高了涵道风扇的气动性能,优化后涵道风扇组合拉力提升了27.58%。     

车身后部结构气动性能自动优化及其工程应用

车身后部结构特征对整车的空气动力学性能有重要的影响。为研究车身后部各结构变化对轿车尾部流场的影响规律及各设计变量之间的相关性,并在此基础上对车身后部结构参数进行优化,以提高轿车的空气动力学性能。通过运用网格自适应方法和集成仿真软件STAR CCM+进行试验设计;并建立近似模型探索以整车气动性能为目标的车身后部各结构参数的最佳组合。结果表明:与传统车身优化方法相比,运用网格自适应方法、试验设计方法和近似模型相结合进行车身优化,大幅度减少了车身优化的时间,且优化效果良好。优化车身后部结构参数,能明显改善尾部流场结构,提高整车的气动特性。     

基于CFD与最小二乘法的翼伞动力学建模

襟翼偏转气动计算是翼伞建模的关键问题,为提高翼伞动力学模型精度,本文引入襟翼偏转气动模型,提出CFD数值模拟与最小二乘辨识相结合的方法:数值模拟借助动网格动态捕捉翼伞外形与姿态变化,获取襟翼偏转气动数据;最小二乘法进行模型参数辨识,修正翼伞气动计算.研究表明襟翼偏转气动模型较好反映翼伞气动规律,对应动力学模型与空投试验数据接近,验证本文建模方法的有效性,为翼伞精确建模提供新思路.      

汽车后视镜气动噪声的影响参数

选取普通后视镜外形作为基础模型,分别挑选可能影响后视镜气动噪声的3个形状参数和2个角度参数,使用大涡模拟和FW-H方程预测后视镜的气动噪声并分析其影响因素.整车风洞普通后视镜气动噪声试验结果与数值计算结果吻合,表明采用混合方法预测后视镜气动噪声的可行性.分析各种参数的后视镜气动噪声可以发现,声源强度在支撑面比后视镜表面大;它在普通后视镜支撑面的分布呈现梯形形状,且不随后视镜前后脸的变化而变化,但支架的存在却使之成为矩形形状.除旋转角度外,增加其他4种参数均有利于降低后视镜产生的气动噪声.