径向基神经网络在非线性非定常气动力建模中的应用研究

基于南航NH-2风洞中某飞机模型大迎角大振幅单自由度偏航、滚转及偏航-滚转耦合的谐波、阶跃运动实验数据,应用径向基神经网络,研究人工神经网络描述非线性非定常气动力特性的能力。研究结果表明,所建立的径向基神经网络模型的预测结果与训练数据和验证数据都符合得很好,说明神经网络建模方法可以有效地对高度非线性的气动力进行建模。研究还表明,用神经网络建立模型时所需要的风洞实验数据可以减少,从而提高风洞实验效率、减少风洞实验的时间和成本。

基于Volterra级数的非线性非定常气动力降阶模型

发展了一种基于Volterra级数的非线性非定常气动力降阶模型。着重探讨了基于CFD/CSD耦合计算的Volterra核辨识方法。CFD/CSD耦合计算采用了一种简单的动网格快速生成方法,气动网格与结构网格节点间的物理信息交换采用一种改进的CVT方法。通过与CFD/CSD直接计算的结果对比,表明非定常气动力Volterra级数模型是一种效率高、精度好、能描述非线性、便于使用的降阶模型,特别适用于预测结构做非定常运动下的非定常气动力。

多变量非线性非定常气动力的模糊逻辑模型

应用模糊逻辑算法 ,建立了带升降舵偏角影响的非线性非定常气动力模糊逻辑模型 ,并进行了验证。结果表明 :所建立的非定常气动力模糊逻辑模型有较强的预测能力。此方法为今后建立多变量、复杂运动的非线性非定常气动力数学模型 ,提供很好的借鉴。

多参数空间的非线性非定常气动力降阶模型

基于线性卷积和修正因子,发展了一种多参数空间的非线性、非定常气动力降阶模型(ROM),从而高效地获得准确的非定常气动力。首先,基于阶跃响应的卷积构建线性降阶模型;然后应用拉丁超立方抽样得到参数空间内的抽样点,分别计算各抽样点处的修正因子;利用Kriging插值得到整个参数空间内的修正因子,从而得到参数空间内的修正降阶模型。以Isogai机翼为研究对象,考虑马赫数、俯仰振幅、沉浮振幅和减缩频率的变化对降阶模型精度的影响;最后将模型降阶与模型结构方程耦合,进行气动弹性分析并预测颤振边界,由此论证了该降阶模型的有效性。

非线性非定常气动力的模糊逻辑建模方法

建立了非线性非定常气动力的模糊逻辑模型。利用大迎角俯仰及滚转振荡气动力验证了模型的有效性。结果表明:该模糊逻辑模型对非定常气动力有很好的预测能力;利用模糊逻辑方法可建立包括非基本运动状态变量在内的多变量非线性非定常气动力的数学模型。

基于参数化降阶模型的非线性气动弹性高效分析

针对非线性气动弹性分析时需要在时域求解多个流场参数条件下结构运动方程而造成的计算消耗过大的问题,提出了一种适用于参数变化时非定常流场高效计算的参数化降阶模型,不仅可以应用于计算机翼等结构的总体气动力还可以得到每个时刻的结构表面的流场数据分布,并成功应用于典型机翼的跨声速颤振边界的计算,大大地提高了计算效率.结果显示,单流场条件时降阶模型的计算速度比直接使用时域分析方法提高了3倍;在计算多流场参数条件下,参数化降阶模型相比于使用单流场降阶模型计算速度提高了3.5倍,相较于时域分析方法提高了10倍.

桥梁断面非线性自激气动力经验模型

为探讨桥梁断面的非线性自激气动力,基于平衡位置的Taylor级数展开式,建立了简谐运动下桥梁断面非线性自激气动力模型,获得了其复数和实数表达式,并说明了表达式中非线性气动参数的识别方法.该模型反映了简谐运动下桥梁断面非线性自激气动力的谐波叠加特性,可应用于桥梁的非线性气动稳定性分析.最后,应用该模型对某桥梁断面在简谐运动下的非线性自激气动力风洞试验时程数据进行了拟合.拟合结果表明,两者的误差在3%以内,验证了该模型的正确性.

模型昆虫翼作非定常运动时的气动力特性

基于Ｎａｖｉｅｒ－Ｓｔｏｋｅｓ方程的数值解，研究了一模型昆虫翼在小雷诺数（Ｒｅ＝１００）下作非定常运动时的气动力特性，这些运动包括：翼启动后的常速转动，快速加、减速转动，常速转动中快速上仰（模拟昆虫翼的上挥或下拍、翻转等运动）有如下结果：在小雷诺数下，模型昆虫翼以大攻角（α＝３５°）作常速转动运动时，由于失速涡不脱落，可产生较大的升为系数。其机理是：翼转动时，翼尖附近（该处线速度大）上翼面压强比翼根附近（该处线速度小）的小得多，因而存在展向压强梯度，同时存在着沿展向的离心力，此展向压强梯度和离心力导致的展向流动在失速涡的轴向方向，其可避免失速涡脱落。模型昆虫翼在快速加、减速转动和快速上仰运动中，虽然雷诺数小，但由于在短时间内产生了大涡量，也可产生十分大的气动力，例如在快速上仰运动中，升力系数可大于１０。

基于非定常气动力低阶模型的气动弹性主动控制律设计

传统的气动伺服弹性系统设计主要采用基于频域的非定常气动力有理函数拟合方法。该方法用于非线性非定常气动力情况 ,比如跨音速飞行时往往失效。针对该问题 ,在发展了非线性非定常气动力建模方法的基础上 ,提出了将非定常气动力低阶模型用于气动弹性系统主动控制设计的一般方法。该方法将气动伺服弹性系统分解为气动、结构和控制 3个子系统 ,分别建立各子系统状态空间模型 ,然后组装成完整的气动伺服弹性模型。非线性非定常气动力状态空间模型采用基于Volterra级数的非定常气动力低阶模型方法。根据研究对象的具体情况 ,分别建立了气动伺服弹性系统的全耦合模型和部分解耦模型。最后以一个二自由度气动弹性系统的主动控制律设计为例 ,详细说明了该方法建模、分析和设计的全过程。算例表明该方法能够用于非线性情况 ,适用性强 ,可扩展性好 ,具有良好的集成性 。

飞行器快速俯仰产生大迎角非定常气动力数学模型研究

在 Goman提出的状态空间模型的基础上 ,开展了有关建立大迎角非定常气动力数学模型问题的研究。针对以往在运用状态空间模型建立大迎角非定常气动力数学模型中存在的问题 ,通过分析状态方程中非定常影响参数与减缩频率 (或无量纲俯仰角速率 )的关系 ,建立了改进数学模型的基本思路。同时运用插值方法给出了二者之间的关系 ,并将此结果引入到状态方程中。经过辨识验算后表明 ,改进后的模型不仅改善了该模型对气动力的预测准确度 ,同时也提高了描述大迎角非定常气动力的能力。

基于Volterra级数的非定常气动力降阶模型

为了满足气动伺服弹性分析与综合的需要,优化了一种基于Volterra级数的非线性非定常气动力降阶模型。通过CFD技术计算出的广义非定常气动力阶跃响应辨识出Volterra核,应用特征系统实现算法建立非定常气动力的状态空间模型,并将该模型应用于气动弹性计算。用气动弹性标准模型AGARD 445.6机翼对该降阶模型做了验证,结果表明这种方法可以快速准确地求解气动弹性问题。

大迎角非定常气动力建模与模型比较

应用系统识理论，以６００ 三角翼纵向俯仰运动为例，在频率域内建立了基于Ｆｏｕｒｉｅｒ变换法的非定常气动力数学模型及非线性代数模型，在时间域内建立了基于Ｆｏｕｒｉｅｒ反变换法及数据库法的阶跃函数模型。用大振幅非定常实验数据进行模型参数辨识。本文主要对Ｆｏｕｒｉｅｒ变换模型初值的选取进行讨论，并对所建立的几种数学模型进行比较。结果表明，基于Ｆｏｕｒｉｅｒ变换法的数学模型，有明确的表达式，拟合结果较好；非线性代数模型表达式简单，便于应用，但对于不同实验模型，表达式不同；基于Ｆｏｕｒｉｅｒ 反变换法的阶跃函数模型，表达式复杂，而且当时间趋于零时，计算误差较大；基于数据库法的阶跃函数模型没有明确表达式，但其精度较高，可以用于对其他模型结果的比较。

风力机叶片非定常气动力降阶模型方法

基于计算流体力学(Comptational fluid dynamic,CFD)的非定常气动力降阶模型方法,建立起叶段振动状态下的非定常气动力模型,用来模拟叶片变形与气流耦合作用下的附加非定常气动力,实现了叶段在旋转过程中的非定常气动特性建模。通过与CFD结果的校验,验证了方法的可行性,分析了模型对阶跃幅值、风速及振动频率等参数变化的敏感性,然后将方法推广至多叶段模型,并结合结构动力学方程给出多叶段模型的气动弹性响应历程。

基于风洞试验的非定常空气动力模型识别

在某飞机模型大振幅风洞试验的基础上,分析讨论了单自由度叠加模型、动导数模型、混合模型和非定常模型的适用性。结果表明,单自由度叠加模型、动导数模型和混合模型在小攻角时均是可用的,在大攻角时都不能正确反映飞机的非定常迟滞特性;但与前两种模型相比,混合模型在中等攻角时仍然适用。对于非定常模型,无论在小攻角还是大攻角时,均能较好地反映耦合运动的非定常气动特性。

建模变量对非定常空气动力数学模型的影响

在某飞机大振幅偏航、滚转单自由度运动风洞试验的基础上,采用不同建模变量,用模糊逻辑方法建立滚转力矩模型,分析研究了不同变量对模型精度的影响;然后运用得到的较为合理的建模变量,采用非定常模型获取偏航-滚转耦合运动的气动力系数,并与试验结果比较,分析不同的变量组合对该模型预测精度的影响。结果表明,不论在哪种运动形式下,建模变量间的相关性都是造成模型预测精度低的主要因素。对于单自由度运动,应取α、β、ωy(ωx)为建模变量;对于耦合运动,以α、β、ωx、ωy为建模变量较好。

大振幅振荡来流条件下非定常气动力模型计算验证与弱可压缩性修正

针对大振幅振荡来流条件下薄翼受到的非定常气动力,Isaccs和Greenberg分别发展了非定常气动力模型。这两种模型可以用于直升飞机桨叶与风力发电叶片的气动力分析,模型在不可压缩无黏来流条件下建立,但实际流动不可避免粘性和弱可压缩性的影响,需要检验两种模型的适用性。针对粘性效应的影响,2014年Strangfeld对于NACA0018翼型,通过风洞实验验证了在Reynolds数25万时,Isaccs和Greenberg的模型仍适用,实验的Mach数为0.0326,流动近似不可压缩流动。针对可压缩性的影响,通过数值模拟方法进行了研究。首先重复了实验在Mach数为0.0326时的结果,并进一步考察了当Mach数提高为0.1、0.2和0.3时非定常气动力的变化。结果表明随着Mach数的提高,升力系数的最高点逐渐高于模型,并且相位逐渐落后,在Mach数为0.3时差别最明显,非定常升力系数最高点计算与模型相差50%。此即表明弱可压缩性对模型的预测结果影响不可忽略。为了扩展模型在Mach数变化时的适用范围,对模型进行了弱可压缩性修正。通过考虑速度变化引起均匀来流中密度的变化,修正了翼型附近流体密度,使其跟随来流Mach数变化。采用此方法,将计算与模型的幅值差别减小到5%左右。

大迎角非定常气动力数学模型研究

对建立纵向大迎角非定常气动力模型的状态空间法进行了分析。针对模型形式复杂、待辨识参数过多的问题,提出了减少参数的新模型。新模型保持状态方程不变,简化了输出方程。结果表明,改进的模型简化了辨识过程,可同时表现气动力非线性与非定常的基本特性,准确预测动态气动力。

基于分层模型的非定常气动力建模研究

为解决气动弹性中存在的线性和非线性气动力降阶建模问题,采用线性的ARAM模型和非线性的Kriging模型构建分层模型。通过输入的小幅和大幅激励信号及其非定常气动力响应,得到分层非线性动力学模型。算例结果表明,分层模型可以精确模拟复杂非线性气动力。

NACA0012翼型跨声速强迫运动非定常气动力模型

传统的一阶线性叠加的气动力模型不再适用于现代高机动性飞行器的非定常气动力建模,为了考察更高阶的气动力模型对非定常迟滞效应模拟的适用程度,本文采用自主发展的求解器,分别计算了NACA0012翼型在跨声速来流条件下做单自由度强迫沉浮、俯仰以及沉浮/俯仰两自由度耦合运动的非定常气动力的变化规律。然后在Etkin气动力模型的基础上,探讨了不同类型的高阶的气动导数在非定常气动力建模中的作用。研究结果表明:将Etkin气动力模型中升力和俯仰力矩对迎角的导数项由一阶拓展至二阶就可以较为精确地重构出翼型在强迫运动各阶段的非定常升力和俯仰力矩。

变厚度翼型的非定常气动力模型降阶及影响分析

建立了基于Kriging代理和递归算法的变厚度翼型气动力降阶模型,将滤波的高斯白噪声作为输入信号,采用计算流体力学(CFD)方法获得不同厚度下翼型的非定常气动力并将其作为降阶模型的训练样本。该降阶模型不仅大大提高了非定常气动力的计算效率,而且其预测得到的非定常响应的精度不低于92.01%。通过蒙特卡洛法的变厚度翼型全局灵敏度分析表明,俯仰运动是影响气动力波动的主要因素,俯仰与沉浮位移的耦合对气动力影响很小。考虑翼型变厚度时对翼面压力及分离点的影响,本文建立了压强系数的降阶模型。通过与CFD结果的对比,得到其精度为99.9995%,验证了降阶模型的正确性和有效性。