动导数

摘要： 飞行器动导数是其机动或受扰动飞行状态下是否具有动稳定性的一个重要判据,关系飞行安全与技战术指标的实现。高速风洞动导数试验是获取飞行器动导数的最主要的技术手段,但其系统复杂,涉及气动、机械、控制以及测量和处理等多个专业,试验预测结果的不确定因素较多。开展动导数风洞试验方法的标准化研究对于提高试验系统的精准度、可靠性具有重要的意义。本文总结了国内外高速风洞动导数试验近40年的工作经验,基于现阶段最先进技术,研究并给出了试验系统、验证标模、数据处理方法等的规范和要求,对部分重要指标进行了风洞试验验证。该标准的研究与制定将为国内外空气动力试验研究机构提供重要的行业标准与参考依据。

摘要： 再入飞行器的动态稳定性是其任务成败的关键因素,因此有必要对新型类Starship飞行器大迎角动态特性进行深入研究。为辨识动导数,采用基于分区弹簧近似法动网格技术的非定常N-S方程求解器开展强迫振动的数值仿真。有限体积离散采用Roe格式及SST湍流模型,时间方向采用全隐式GMRES方法进行迭代求解。在高超声速弹道外形(Hyper ballistic shape,HBS)标模验证的基础上,获得了类Starship飞行器典型大迎角状态下不同飞行马赫数、重心位置、操纵面偏转角、迎角和减缩频率的俯仰动导数变化规律:典型状态下,俯仰动导数超声速时为负,亚声速时为正;随不同因素的变化,Ma=0.3和Ma=5.0时的俯仰动态特性差异明显;高速下操纵面上偏会导致阻尼减小,且后翼影响更显著。计算结果表明了本文方法在宽速域、大空域复杂外形飞行器动态特性辨识中的应用价值。

摘要： 为提升无尾飞翼布局飞机航向控制能力,以典型飞翼布局飞机模型为研究对象设计了翼尖可绕弦线方向偏转结构.基于FL-14风洞单自由度动态试验系统开展了静态和动导数试验,研究了飞翼布局飞机基本气动特性及翼尖偏转对全机气动特性的影响.结果表明:无尾飞翼布局飞机航向呈静不稳定,航向动稳定性极弱,航向增稳设计及控制很有必要;翼尖偏转有助于增强飞机的航向静、动稳定性,并很好地解决了传统阻力类舵面航向增稳时导致全机升阻比下降气动效率降低的问题;翼尖偏转能够有效改善飞翼布局飞机恶化的荷兰滚模态使之趋近于常规布局飞机模态,这有利于简化飞机横航向控制律设计方法.弯折翼尖结构具有舵面少、效率高的特点,是航向增稳的有效手段,具有应用价值.

摘要： 为研究短钝外形飞行器的动稳定特性,基于自由振动动导数试验方法在1.2 m量级亚跨超声速风洞中建立了动导数测量试验技术.通过新设计的弹性铰链和轴承铰链解决了短钝外形飞行器弹性支撑和低频振动模拟问题.利用新建立的试验装置研究了马赫数、迎角、减缩频率对动稳定特性的影响.在短钝外形飞行器气动力特点下,新设计的弹性铰链能够满足模型支撑和振动需要,轴承铰链的支撑方式可以在风洞中模拟接近实际减缩频率的振动.在亚跨超声速风洞中完成了某短钝外形飞行器俯仰动导数的测量,获取了俯仰动不稳定状态点,为此类飞行器的动稳定特性研究提供了试验基础.

摘要： 飞艇的动导数和附加质量分别表征其在有黏流和无旋无环流中所受非定常气动力/力矩.为了解决在飞艇建模中这两种气动系数的融合问题,分别研究了动导数和附加质量的成分划分问题以及同成分气动系数的融合方法.通过介绍能同时兼容有黏流和无旋无环流的气动力和力矩分析理论,得出同成分气动力/力矩融合时应当取有黏流中的结果并摒弃对应的无旋无环流结果.通过研究气动力/力矩与运动体当前运动参数的关联性,建立依据当前运动参数划分气动力/力矩或气动系数的方法.为了使两种流场中的气动系数分类方法相同,对飞艇的当前运动参数进行重构,使得气动系数在两种流场中均可按重构后运动参数明确划分和计算.根据研究结果,建立了一种动导数与附加质量的新融合方法,并讨论了它与现有文献方法的差异.通过算例分析不同融合方法对飞艇纵向扰动运动特性的影响,说明采用新融合方法的必要性.

摘要： 大攻角气动特性预测与气动建模是新型飞行器提升飞行性能的重要内容.以轴对称导弹简化模型为研究对象,首先采用计算流体力学方法,对70°大攻角状态的非定常气动特性进行数值模拟,计算方法基于RANS的N-S方程,湍流模型采用SA模型,对流场采用有限体积法离散,无黏项采用Roe通量差分分裂格式,黏性项采用中心差分,时间推进采用LU-SGS格式的双时间步法.飞行器运动模式采用强迫振荡的方式,对5种不同振荡频率进行了非定常数值计算,并记录每一内迭代周期最终的气动力和力矩数值.其次,以CFD预测结果作为气动建模的样本,采用动导数模型、多项式模型等传统方法,进行气动建模,并分析其有效性和精度.最后采用神经网络方法对大攻角非定常气动力进行建模,并和动导数模型、多项式模型进行精度对比.结果表明,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,大攻角飞行稳定性分析与控制提供理论参考.

摘要： 本文从基于CFD的当地流活塞理论出发,推导出俯仰力矩动导数的计算公式,推导结果显示,当地流活塞理论在计算动导数时无法计及减缩频率的影响.为探索当地流活塞理论在不同马赫数下计算动导数适用的减缩频率范围,研究从可以体现减缩频率影响的双时间法入手,推导出动导数和减缩频率之间的关系.结果表明,在一定的减缩频率范围内,动导数和减缩频率之间存在近似的反比例函数关系.通过对比双时间法在不同减缩频率下的动导数计算结果和当地流活塞理论的计算结果,发现动导数和减缩频率构成的反比例函数曲线曲率最大点附近,就是当地流活塞理论适用的减缩频率范围.

摘要： 建立神经网络非定常气动模型，开展飞行器动导数的快速计算。在径向基函数(RBF)神经网络的基础上建立了带延迟和反馈环节的RBF网络，来快速预测飞行器非定常运动的时间历程。非定常CFD计算的气动响应历程用于神经网络模型的训练和精度验证。在网络预测数据结果的基础上，结合动导数数学模型，采用最小二乘方法开展动导数汁算，并与非定常CFD数据采用积分法求解的动导数进行比较。算例表明，本文建立的神经网络模型可以准确描述飞行器小幅俯仰振动的非定常特性，并可结合最小二乘方法进行动导数的快速计算。

摘要： 动导数是对飞行器进行动态稳定性分析时的重要气动参数,也是对飞行器动态稳定性控制的重要参数.这些参数都需要通过风洞试验获得.传统硬支撑系统中支架对气流的干扰比较严重,而绳牵引并联机器人机构作为柔性支撑系统应用于风洞试验却能较好地解决模型支撑刚度与气动干扰之间的矛盾.本文利用绳牵引并联机构控制飞行器模型进行强迫振荡运动,根据风洞试验中测得的各绳拉力来解算动导数.在进行飞行器模型风洞试验时,应用测力系统和位姿测量系统分别测出n(n≥7)根绳的拉力和飞行器模型位置及姿态,结合测得的各绳拉力变化,对飞行器模型进行动力学分析,并给出了飞行器模型在风洞来流中空气动力对模型作用的气动力、气动力矩和相应的组合动导数及加速度导数的解算原理.

摘要： 本文首先采用小幅度强迫振动模式推导了飞行器的纵向组合导数表达式,针对不同运动模式分别采用5种方法辨识飞行器动导数;基于CFD技术,对国际常用的CFD验证标准模型Finner导弹进行非定常气动特性计算,并利用文中推导的公式及辨识方法计算该导弹的纵向组合导数,数值模拟结果与风洞试验数据比较吻合,表明本文基于CFD技术的气动导数辨识方法具有很好的工程应用价值。

摘要： 我院最近研制了一套新的动导数测量设备。设计了新形式天平,采用新的振动驱动源,应用新的数据采集处理系统。该设备能够满足某民机高速滚转、俯仰、偏航直接导数和滚转偏航、偏航滚转交叉导数测量。该新设备进行了一期风洞试验,验证了该设备的可行性。试验M数0.4、0.7、0.78、0.82、0.89,振动频率4、8、12Hz。本文主要对该新设备进行详细介绍,并对试验结果进行了讨论。

摘要： 本文介绍了动导数试验数据测量与处理系统功能及组成,介绍了试验数据测量、传输与处理过程.从理论和实际两方面详尽地阐述了动导数两种计算方法的基本原理和应用.

摘要： 耦合求解非定常三维可压缩N-S方程和刚体运动方程,数值模拟返回舱在高速条件下的强迫振动,在较宽的范围内研究了返回舱的几何外形变化对稳定性的影响.结果表明,当球冠的钝度比小于1时,静导数随着钝度比的增加而减小,动导数随着钝度比的增加而增加,当钝度比大于1时,静导数随着钝度比的增加而增加,动导数随着钝度比的增加而减小;当倒锥角在15°～35°时,稳定性基本保持不变;非定常效应对动稳定结构的稳定性影响很小.

摘要： 使用开源程序SU2,对标准动态模型(SDM)进行强迫俯仰简谐振荡的动态流场进行数值模拟,给出动态法向气动力和力矩系数的时间变化历程,并运用积分法计算该模型的动导数,分别研究了来流马赫数、平均迎角、减缩频率、振荡幅值对SDM模型动导数的影响.同时将本文的结果分别与实验值和相关文献的计算值进行了对比,结果表明,低于20°迎角下的动导数基本吻合,说明SU2可以解决工程应用问题.

摘要： 在非结构网格、非惯性系中采用二阶精度中心型有限体积法同步求解非定常欧拉方程和敏感性参数方程,而飞行器的动导数,例如升力和力矩系数的一系列动导数均可以通过敏感性参数分别地算出。通过对非定常欧拉方程和敏感性参数方程的求解,数值模拟了NACA0012翼型亚音速和跨音速非定常绕流,某乘波器的二维模型非定常高超音速绕流,计算出了各个纵向动导数,在某一时间段内积分,将动导数预报的升力系数与力矩系数与CFD计算的结果对比,两种方法给出的结果十分接近。通过各个动导数对升力系数和力矩系数预报的贡献比较,可以确定各个动导数对升力以及力矩的影响大小,计算结果显示,亚音速和高超音速流动高阶动导数影响较小,而跨音速流动高阶动导数的影响不可忽略。

摘要： 本文介绍了气动院自主开发的旋转流场下单自由度振荡系统及相应的滚转振荡试验技术.采用某型号飞机模型进行了不同迎角、不同旋转速率的试验,给出了部分试验结果,并与常规流场下的动导数数据进行了比较分析.结果显示两种流场下的动导数在量值及变化趋势上均存在差异,表明旋转流场对模型的强迫振荡特性有影响.

摘要： 本发明提供了一种旋转条件下的动导数计算检测方法及动导数风洞试验方法，包括：流场解算步骤：根据需要计算的动导数计算公式，选择相应的确定运动规律，根据所述运动规律，对旋转复合振荡的耦合运动进行流场解算，获得计算结果；动导数数据计算步骤：根据所述计算结果，利用动导数计算公式及相应的运动规律，计算获得周期平均动导数数据。本发明首次设计了考虑旋转角速度的旋转复合振荡的耦合运动，巧妙利用Fourier展开和三角函数系的正交性，建立了一种旋转条件下的动导数计算方法，本发明全面考虑旋转非定常效应，提高了数学模型精度，为解决旋转飞行器关键飞行问题提供了技术基础。

摘要： 本发明公开了一种飞行器动导数试验数据处理方法，应用于飞行器试验数据处理领域，包括：获得截短信号；对截短信号中的第一力矩信号和第一角位移信号进行直流分量滤除处理获得第二力矩信号和第二角位移信号；对第二力矩信号和第二角位移信号进行处理获得第二力矩信号中第1次谐波分量的第一幅值估计值和第一初相位估计值，以及第二角位移信号中第1次谐波分量的第二幅值估计值和第二初相位估计值；基于第一初相位估计值和第二初相位估计值获得相位差；基于相位差、第一幅值估计值和第二幅值估计值计算获得气动俯仰阻尼力矩导数和气动俯仰恢复力矩导数；本方法可以有效的去除噪声影响，提高气动俯仰阻尼力矩导数和气动俯仰恢复力矩导数的准确性。

摘要： 本发明提供了一种旋转条件下的动导数计算检测方法及动导数风洞试验方法，包括：流场解算步骤：根据需要计算的动导数计算公式，选择相应的确定运动规律，根据所述运动规律，对旋转复合振荡的耦合运动进行流场解算，获得计算结果；动导数数据计算步骤：根据所述计算结果，利用动导数计算公式及相应的运动规律，计算获得周期平均动导数数据。本发明首次设计了考虑旋转角速度的旋转复合振荡的耦合运动，巧妙利用Fourier展开和三角函数系的正交性，建立了一种旋转条件下的动导数计算方法，本发明全面考虑旋转非定常效应，提高了数学模型精度，为解决旋转飞行器关键飞行问题提供了技术基础。

摘要： 本发明公开一种纵向动导数低速风洞连续测量试验方法，方法如下：通过模型在风洞中作平衡角连续变化的俯仰振荡运动，使其在振荡激发动导数特性的同时逐渐改变迎角，利用参数辨识方法进行原始天平信号静距的扣除并完成气动力系数的处理，对于获得的气动力系数数据，采用最小二乘方法对试验角度范围内任意状态的动导数进行计算，从而得到连续的动导数数据曲线，整体上使纵向动导数试验效率大幅提升。该方法可大幅节省试验时间，提升了试验效率。

摘要： 本发明公开了一种用于风洞俯仰动导数试验的位移元件及其设计方法。位移元件的主体为方柱体，两端设置有与动导数天平固定连接的安装接口，中心位置设置有由若干长条板型的相互交叉的测量梁组成的交叉梁；设计方法首先获取与位移元件配合使用的动导数天平最大直径；计算交叉梁长度、交叉梁理论厚度、交叉梁等效厚度；根据约束条件，计算单个测量梁宽度；创建位移元件三维模型，通过计算测量梁的应变值；计算位移元件的交叉梁设计厚度；根据交叉梁设计厚度重构位移元件，验证位移元件的交叉梁是否满足刚度、强度要求，反复迭代直至满足刚度、强度要求为止；最终确定交叉梁长度、交叉梁设计厚度、交叉梁夹角、单个测量梁宽度、相邻单个测量梁间距。

摘要： 本发明公开了一种飞行器动导数试验数据处理方法，应用于飞行器试验数据处理领域，包括：获得截短信号；对截短信号中的第一力矩信号和第一角位移信号进行直流分量滤除处理获得第二力矩信号和第二角位移信号；对第二力矩信号和第二角位移信号进行处理获得第二力矩信号中第1次谐波分量的第一幅值估计值和第一初相位估计值，以及第二角位移信号中第1次谐波分量的第二幅值估计值和第二初相位估计值；基于第一初相位估计值和第二初相位估计值获得相位差；基于相位差、第一幅值估计值和第二幅值估计值计算获得气动俯仰阻尼力矩导数和气动俯仰恢复力矩导数；本方法可以有效的去除噪声影响，提高气动俯仰阻尼力矩导数和气动俯仰恢复力矩导数的准确性。

摘要： 本发明公开一种强迫振荡动导数试验空气阻尼测量及修正方法，如下：在风洞试验之前引入地面试验，模型分别在常压环境和低压环境下进行强迫振荡运动，两者数据分别进行相关滤波后相减，并进行无量纲处理可得到空气阻尼数据。风洞试验过程中，固定试验风速环境下数据与静止空气环境下数据分别进行相关滤波后相减，并进行无量纲处理可得到动导数基础数据，经过地面的空气阻尼修正得到动导数最终数据。本发明测量的空气阻尼准度高，可进行动导数所有运动状态的空气阻尼测量，并且可满足不同尺寸模型的空气阻尼测量需求，具有效率高、通用性好的特点，有助于提高动导数试验数据的准度。

摘要： 一种大尺寸动导数试验模型结构，属于飞行器设计技术领域。本发明提出一种大尺寸动导数试验模型结构，包括机身、机翼和滑轨，机身包括前机身、中机身和后机身，机身长度、机翼的最大展长均不超过风洞试验段宽度的40%；所述前机身、中机身和后机身依次连接；所述机翼与中机身连接；所述机翼上装配有滑轨；滑轨与机翼的连接部分定义为滑轨金属前段连接座，滑轨金属前段连接座为中空结构，滑轨的其余部分定义为滑轨碳纤维后段；本发明在大量级的情况下，使模型具有尽量小的质量和转动惯量，保证飞机模型的参考中心与模型实际质心重合，对减小试验过程中模型振动对风洞内机构的损坏、提高风洞试验数据精度都具有重要意义。

摘要： 本发明公开了一种空气动力学动导数解耦合测量的风洞试验装置，包括基台与设置在基台上的飞机模型，所述基台上端固定连接有安装架，所述基台上设有用于驱动飞机模型升降的驱动机构，所述驱动机构包括固定连接在基台上端的伺服电机，所述伺服电机的输出轴固定连接有转动轴，所述转动轴远离伺服电机的一端固定连接有转盘。本发明设置了T型架与曲柄，有效提高了数据处理效率，可用于飞机气动建模、气动模型分析、修正与验证、各等级飞行模拟器数据包的制作等领域，另外本发明结构简单可靠，能有效避免了在耦合状态下测量后动导数解耦困难的问题，同时能够极大地简化气动建模过程中的工作量与技术难度。

摘要： 本实用新型属于风洞动导数试验技术领域，涉及一种用于弹性铰链的校准装置。该装置的两台激光位移传感器安装于传感器安装架两侧；传感器安装架与横杆接头连接，传感器安装架可在横杆接头表面360°旋转，传感器安装架侧表面和上表面可作为角度测量基准平面；横杆接头与横杆一端连接；横杆另一端与横杆支座连接；横杆支座竖直方向开有一个销钉孔，与竖直方向垂直90°方向开有另一个销钉孔，可调整横杆的安装角度；横杆支座中心设有两个竖直方向圆形通孔，一个圆孔与立杆配合；另一个螺纹孔与丝杠配合，横杆支座可在丝杆和立杆上下移动。本发明实现偏航方向弹性铰链的快速准确校准，避免拆装动导数试验装置，同时也具备滚转和俯仰方向弹性铰链的校准功能。