遗传算法在气动力参数辨识中的应用

将遗传算法推广用于气动力参数辨识,以取代通常采用的梯度类优化算法。通过采用遗传模拟退火算法对某型飞机的纵向气动力参数进行辨识计算及分析后,可以看到:(1)遗传算法是气动力参数辨识的一种新的有效方法,该算法不受参数初值选取的影响,具有较好的全局寻优特性;(2)遗传算法的计算效率受种群规模、遗传算法构造本身等因素的影响比较大,并且还有相当大的进一步完善与改进的空间。

基于最大似然法的风洞自由飞试验气动力参数辨识技术研究

采用最大似然辨识算法对风洞自由飞试验数据进行气动力参数辨识,可以避免直接对测量数据进行二阶数值微分造成的气动参数的严重误差。详细介绍了风洞自由飞试验气动力参数辨识的原理及方法,分别通过仿真和实测数据算例对方法进行了具体说明和实现。算例辨识结果表明将气动参数辨识技术应用于风洞自由飞试验,是获取飞行器气动特性的有效途径之一。力导数可辨识性较低,受测量精度影响较大;力矩导数辨识结果与工程软件计算值接近,相对误差在30%以内,基本满足工程精度要求。同时,增加试验数据测量点数、提高数据测量精准度、安装过载测量设备、提升模型加工工艺水平,均有利于提高辨识结果的可信度。

斜向风作用下倒梯形桁梁桥气动力参数研究

为研究气动力参数对倒梯形断面公铁两用桁梁桥在斜向风作用下气动特性的影响,采用2种不同断面尺寸的倒梯形断面桁梁模型,针对成桥状态与施工状态,在大范围风偏角（0°-180°）与不同风攻角来流条件多种组合工况下进行风洞试验,测量其五分力系数,并将试验值与传统斜向风分解理论结果进行对比。试验结果表明：横桥向力系数最大值均发生在风偏角为15°左右时,顺桥向力系数最大值发生在风偏角为60°左右时;对于此类断面桁梁桥,横桥向风致响应计算时,横桥向来风时不一定是最不利来流,且顺桥向力不能忽略。对比风洞试验结果与斜向风分解理论表明,两者得出的顺桥向力系数与横桥向力系数的比值有一定的偏差。

混合遗传算法在气动力参数辨识中的应用

遗传算法是求解复杂系统优化问题的一种有效方法,具有较强的鲁棒性和全局寻优能力,但计算量大,效率较低。将遗传算法与一维局部寻优算法相结合,构造了一混合遗传算法,并将其用于气动力参数辨识,以取代通常采用的梯度类优化算法。采用该混合遗传算法对某型飞机的横向气动力参数进行辨识计算与分析,结果表明该混合遗传算法是气动力参数辨识的一种有效方法,与遗传模拟退火算法相比,其计算效率有较大提高。

高速铁路接触线静态气动力参数仿真计算研究与风洞试验

高铁接触线的静态气动力参数包括阻力系数、升力系数和转矩系数,是分析接触线在空气作用下振动、舞动等现象的重要参数。本文建立了高铁接触线的计算流体动力学模型,利用大涡模拟方法对接触线绕流流场进行数值模拟,计算接触线三分力系数,对升力系数进行频谱分析,分析漩涡脱落的主导频率。观察发现:接触线绕流呈现明显的三维特性,表现在接触线周围气流在三维空间上相互影响。同时,通过接触线三分力系数的风洞试验,将仿真结果与试验数据进行对比验证,分析仿真模型与试验数据的有效性,为进一步的仿真和工程研究奠下基础。

遗传算法在大型降落伞气动力参数辨识中的应用

针对大型降落伞气动力参数辨识中观测值难以获取的特点,提出利用遗传算法和少量观测信息对降落伞全张满后运动形式稳定时气动参数进行辨识的方法并建立了相关模型。仿真结果表明,遗传算法适合此类问题的求解且精度较高。还针对某型号飞船降落伞回收系统的大型环帆伞进行气动力辨识,利用辨识参数值计算的观测值和录像分析的结果基本吻合,表明本文提出的研究方法可应用于实际工程问题。

粒子群算法在气动力参数辨识中的应用

将粒子群优化算法推广应用于气动力参数辨识,以取代传统的梯度类优化算法。通过采用加入动态改变惯性权重的粒子群算法对A型、B型战术导弹的纵向和横向气动力参数进行辨识计算及分析后,可以看到:(1)粒子群算法是气动力辨识的一种新的有效方法,该算法不受参数初值选取的影响,具有较好的全局寻优特性;(2)粒子群算法的计算效率受算法构造本身等因素的影响比较大、对粒子群规模不十分敏感,并且还有相当大的进一步完善与改进的空间。

飞行器气动力参数辨识

基于飞行器法向过载方程,首先采用逐步回归分析方法对气动力系数的多元线性回归模型进行因子筛选,确定气动模型结构,然后用逐步回归分析法的结果作为初值,用实时递推最小二乘法估计气动力参数。

导弹气动力参数辨识中的一种鲁棒算法

传统的气动力参数辨识算法存在着一些问题 ,使辨识的准确性和可靠性受到较大的影响。为解决传统算法所存在的问题 ,以最大似然准则作为辨识准则 ,应用自适应遗传算法进行导弹的非线性气动力参数仿真辨识。气动力参数辨识的结果比较满意 ,表明遗传算法具有良好的优化性能 ,是进行气动力参数辨识的一种鲁棒算法。

差分进化算法在气动力参数辨识中的应用

差分进化算法是一种新兴的优化算法,与最小二乘法等梯度类算法相比,它能够进行全局寻优且对初值不敏感,具有广泛的应用前景.建立某型飞机刚体运动的6自由度非线性动力学模型,在叠加一定比例白噪声的情况下获得其仿真数据,使用差分进化算法辨识出该型飞机的纵向运动气动力参数,辨识结果与真实值较为吻合,证明该算法是可行的.多组试验表明:对于该型飞机的动力学模型和仿真数据,使用差分进化算法的辨识结果与使用最小二乘法、普通粒子群算法的辨识结果相比,具有更高的精度和更强的鲁棒性.

基于多种群遗传算法的战术导弹气动力参数辨识

传统的基于牛顿-拉夫逊迭代算法和递推极大似然法的战术导弹气动力参数辨识缺点是对初值比较敏感,其求解结果趋向于局部最优解和计算比较复杂。遗传算法具有较好的全局寻优特性,简单易行,是值得大力推广应用的一种新的有效算法。

高超声速飞行器气动力/热参数辨识研究综述

飞行器气动力和气动热参数辨识是高超声速飞行器设计的关键技术之一。笔者对高超声速飞行器的气动力和气动热参数辨识技术进行了综述。介绍了飞行器气动力、气动热参数辨识的基本原理与主要方法,气动力、气动热参数辨识技术在高超声速飞行器研发中的应用情况与发展趋势。同时也简要介绍了中国空气动力研究与发展中心(CARDC)在气动力和气动热参数辨识研究方面的研究概况。

计及接触网空气动力的高速弓网动态受流特性研究

环境风作用在接触网上的空气动力主要表现为2种形式,一种是线索在平均风下表现出的空气阻尼特性;另一种是在脉动风作用下的外界激励。本文研究这2种空气动力表现形式对弓网受流的影响,分别推导了作用在接触网上的空气阻尼和脉动风气动载荷,并基于模态叠加法在弓网动力学方程中添加空气动力项进行修正。首先通过CFD（Computational Fluid Dynamics）绕流仿真计算了接触线和承力索的气动力系数,通过仿真求解表明：作用在接触线上的空气阻尼很小,且大多为正阻尼,在不导致刮弓事故的情况下不会对弓网受流产生较大危害。然后,基于AR模型和接触网结构特性通过反演Davenport顺向风速谱和Panosfsky垂向风速谱,建立了具有时间和空间相关的接触网脉动风场,通过求解分析了脉动风风速、攻角对弓网间接触压力的影响。结果表明：强脉动风场对弓网受流影响十分显著,脉动风激励主要影响接触压力的高频区域,在研究过程中不宜对接触压力进行滤波处理,风速的增加会导致接触压力谱幅值的整体增大;风速一定时,风攻角是影响受流的重要因素,流风越偏于水平方向,越有利于弓网受流,在本文所采用的京津城际铁路算例中,0～20°是对受流最有利的理想风攻角。本文从理论推导角度修正了计及接触网空气动力的弓网动力学方程,可为进一步研究接触网风振提供借鉴。仿真结论可为接触网防风设计提供参考。

基于FLUENT的某型空空导弹空气动力分析

FLUENT是目前功能最强大、适用范围最广、国内使用最多的CFD软件之一;对某型空空导弹建立了适当模型,并对其进行了非结构化网格划分;在不同舵偏角下,利用FLUENT软件对导弹模型气动力参数进行了计算。为导弹的控弹道计算提供有力的依据。

三维新月形变截面覆冰斜拉索气动力特性研究

为研究变截面覆冰对斜拉索气动力特性的影响,应用FLUENT中的SST k-ω模型对三维新月形变截面覆冰斜拉索绕流场进行数值模拟;将变截面覆冰斜拉索模型划分为6个节段,分别监测不同覆冰厚度节段的气动力,得到全攻角下各节段以及全索的阻力系数和升力系数;基于Den Hartog机制,获得驰振力系数,进而研究变截面覆冰斜拉索的驰振稳定性。结果表明:变截面覆冰形态对斜拉索的流场分布影响较大,其绕流场具有明显的三维流动特性;由于覆冰厚度的变化,变截面覆冰斜拉索各节段表现出不同的气动力特性和驰振稳定性;经过三维模拟计算,变截面覆冰斜拉索各节段及全索的部分驰振力系数小于0,拉索具有发生覆冰驰振的可能性,变截面覆冰对斜拉索的气动力特性影响较大。

三维D形变截面覆冰四分裂导线气动力特性研究

为了研究分裂导线不均匀覆冰对导线气动力特性的影响,利用Fluent中的sst k-w湍流模型对三维D形变截面覆冰四分裂导线绕流模型进行模拟分析;监控覆冰厚度最大和最小单元的气动力参数,获得全攻角下各单元的阻力和升力系数及子导线全单元阻力和升力系数时程曲线,并以DenHartong驰振理论为依据,研究变截面覆冰分裂导线的振动可能性。结果表明:沿分裂导线Z方向截面流场分布差异较大,且每个截面的压力区域压力和速度区域速度有明显不同;同时Y方向截面压力和速度云图表现为非均匀分布,说明三维变截面覆冰四分裂导线具有明显的流动特性。随着覆冰厚度增加,迎风面D形覆冰导线各单元阻力系数最大值增大18.2%,但升力系数最大值减少22.2%;受迎风面子导线尾流影响,背风面子导线阻力系数最大值和最小值的风攻角分别延后20°、10°。D形覆冰四分裂导线各子导线升力系数最大值和最小值出现的风攻角没有受到分裂导线尾流的影响,仍在70°攻角取得最小值,120°攻角取得最大值;在120°~180°风攻角范围内,随着攻角增加,升力系数呈现明显下降趋势。在0°~180°攻角范围内,各单元阻力系数值均大于0,升力系数值在60°~80°攻角下小于0,由驰振理论知,在60°~80°攻角范围内变截面覆冰导线可能出现驰振。

涡轮叶栅前缘气膜冷却对气动参数影响的数值研究

采用具有TVD性质的三阶精度有限差分格式、自由型曲面技术以及多区域网格算法,对前缘带有三排冷气孔的涡轮导叶进行了气膜冷却数值计算,分析了前缘冷气喷射对涡轮气动参数的影响,描述了叶型表面冷气射流的运动规律。结果表明,冷气喷射导致了流量、马赫数和温度较为明显的变化,前缘和吸力面获得的绝热效率高于压力面,压力面冷气射流的运动规律比较复杂。型面压力只在冷气孔区域有明显的波动。

遗传算法在导弹气动参数辨识中的应用

战术导弹气动参数辨识是飞行器气动参数辨识的一个重要分支。文章利用极大似然准则,采用遗传算法对导弹气动参数进行离线辨识,此算法避免了传统辨识方法可能出现的数值问题,使辨识准确性明显增强。最后给出了该结果的仿真试验。

再入体气动参数辨识

采用极大似然辨识方法对再入体的气动力和气动力矩系数及小不对称量进行辨识，用辨识的气动参数重构再入体的飞行弹道，用以验证气动参数辨识的准度。某再入体飞行速度接近第１宇宙速度，再入体绕体轴纵轴自旋，进入大气层后，由于严重的烧蚀使气动力和气动力矩产生了小不对称量，而再入体又是不可控的，给气动参数辨识带来很大困难。采用解耦的方法获得了较为精确的小不对称气动参数估值。还介绍了某再入体气动参数辨识过程中一些问题的处理技巧和经验。

传感器安装误差及其对飞行器气动参数辨识的影响

基于飞行器线性化纵横向解耦数学模型，系统地分析了加速度仪表、流向传感器和角速度陀螺安装位置误差和轴不平行度误差对飞行器气动参数辩识的影响。分析表明，必须将传感器安装误差限制在一定的范围内，否则得不到今人满意的参数估值。分析结果对指导飞行试验设计及非线性模型参数估计具有重要意义。