无人机天钩回收航迹控制系统设计与实现

天钩回收无人机在回收时对于航迹偏差等的控制精度要求苛刻,这对控制系统提出了挑战。提出一种用于无人机天钩回收航迹控制的新方法,设计无人机天钩回收航迹控制策略与流程,给出控制系统组成,基于某型无人机风洞试验数据,构建天钩回收无人机的线性化和非线性模型,利用优化L1航迹控制方法设计了航迹控制律,并在实际飞行试验中得到了应用,验证了所设计控制系统的正确性与工程实现性,最终的飞行试验结果表明,无人机能够在控制系统作用下实现精确天钩回收,且具有良好的动态特性。

低速增压风洞测力试验异常数据检测专家系统设计研究

针对低速增压风洞测力试验,分析气动特性曲线的原始数据源,以天平信号、流场状态和模型姿态为主要对象,结合试验控制流程,从单点数据向量、单车次数据矩阵和同期多车次数据集等维度,研究试验数据的异常检测方法策略,并以此为核心知识库,完成异常数据检测专家系统设计开发。试验过程中系统推理机自动在线执行,经过数据识别、规则推理、逻辑推理和知识迭代,实现原始数据的预检测和预诊断。试验应用结果表明,专家系统对天平桥压异常、线性段跳点和零点检测等异常类型检测敏感度高,为异常数据分析指引方向,提升问题数据排查效率。

基于重抽样加权的飞行器多源数据融合方法

风洞试验方法和计算流体力学(CFD)数值模拟方法在飞行器的初步研制阶段能够对于飞行器的气动性能提供精准分析,其对于飞行器的气动外形优化与设计起到了重要的作用。而风洞试验与CFD方法不可避免地存在试验与计算成本较高等问题。为实现对于飞行器气动性能的低成本及高效分析,本文对风洞试验数据进行了机器学习方法的预测分析研究,提出了一种基于多模型结合方法的数据融合模式,其原理是通过重复抽样的方法多次获取精度略低的CFD数据与精度较高的风洞试验数据之间的映射关系,并通过基于均方误差的加权方法对于多映射关系进行结合从而输出最终的预测结果。结果表明,基于重抽样加权法的数据融合模式可以有效提升风洞试验数据预测的精准度与拟合度,辅助支撑风洞试验人员进行相关研究工作。

高速空气动力学三大手段数据融合研究进展

风洞试验、数值计算和模型飞行试验三大手段的深度融合,是开展新一代高速飞行器研究的必然需求。本文重点介绍了高速风洞试验设备、数值计算软硬件建设和航天模型飞行试验能力建设情况,以及自主研制的表面温度、热流、脉动压力、摩阻等飞行试验测量技术;并根据气动数据融合特点,提出了一种基于气动数据和物理模型相关度的融合准则,发展了基于组合深度神经网络的气动数据融合方法,解决了不同来源数据之间的数据关联问题,大幅提升了融合数据的可信度,在某高速飞行器俯仰力矩系数和头罩典型构型的气动热数据天地关联方面得到成功应用;综合运用三大手段,开展了高速激波-边界层干扰基础流动问题研究,建立了激波-边界层干扰力/热载荷天地相关性经验公式,修正了压力-热流关联关系,并首次证实了分离泡低频振荡现象在真实飞行条件下客观存在。

面向飞行试验的多源气动数据智能融合方法

风洞试验和飞行试验是飞行器研制过程中进行气动性能分析与优化设计的重要手段,然而,在高超声速飞行条件下,真实气体效应、黏性干扰效应和尺度效应的复杂变化给气动数据精准预测带来巨大挑战。为了提升天地气动数据一致性,针对某外形飞行试验数据开展了典型对象的天地气动数据融合方法研究。结合数据挖掘的随机森林方法,本文提出了一种面向飞行试验的数据融合框架,通过引入地面风洞试验气动数据,实现了对复杂输入参数的特征分析与特征排序,进一步对不同飞行时刻下飞行试验的气动数据开展了交叉验证。结果表明随机森林的机器学习框架对风洞-飞行试验数据关联具有较好的预测与外推能力,可以有效提升气动数据预测精度,相关研究为复杂环境下气动数据多源融合提供了思路。

2.4 m暂冲型跨声速风洞大飞机试验技术及数据修正方法

风洞试验是获取飞行器气动特性、评估分析气动设计效果、预测飞行性能的基本手段,对于“四性”指标要求严格的大型飞机而言,风洞试验的精准度(精度和准度)尤为重要。风洞试验的精准度既取决于试验测试技术,也严重受制于试验数据修正方法。本文详细介绍了2.4 m暂冲型跨声速风洞大飞机精细化气动力/气动载荷试验技术及其洞壁干扰、支撑干扰、模型变形影响等数据修正方法的最新进展,对比分析了大飞机试验数据的精度与准度。结果表明2.4 m风洞大飞机试验模拟能力与数据修正方法满足型号研制需求,试验数据精准度较高,具备精确获取大飞机高速气动特性的能力。相关研究成果对推动我国大飞机气动试验研究能力高水平自主可控具有重要支撑作用。

CG-02风洞螺旋桨动力性能测试数据采集系统

针对某便携式巡飞弹的螺旋桨动力性能测试的风洞试验数据采集需求,基于CG-02风洞进行了数据采集系统的设计。数据采集系统采用分布式结构,硬件基于PXI总线和工业以太网搭建。软件采用模块化设计思想,基于LabVIEW图形化编程语言对不同功能模块进行开发,实现了气动力信号和转速信号的同步采集。对试验中的信号抗干扰技术和转速测量技术进行了研究,提出了软、硬件滤波相结合的信号抗干扰方法和基于K-means聚类的螺旋桨转速测量方法。使用本数据采集系统开展测试试验,结果表明系统满足试验要求。

经典跨声速翼型RAE2822数据分析

经典跨声速翼型RAE2822风洞试验数据长久以来被广泛用于CFD计算方法和软件的验证与确认,但是数据的正确使用或者说合理使用仍存在一些需要研究和注意的问题,包括计算网格、风洞试验数据修正、中弧线修正、翼型几何定义和建模,以及摩擦阻力系数和边界层速度剖面的原始定义等。在开展CFD研究之前,必须首先对计算方法进行验证,尤其是要先尽可能消除计算结果对计算网格的依赖性;经过对目前可开放使用的计算网格的不足之处进行分析,研制了一套高品质的计算网格并获得了预期的一阶网格收敛性;通过计算软件交叉验证,进一步确保所用计算软件的可信度。在将CFD计算结果与翼型风洞试验数据进行比对时,通常需要对马赫数和攻角进行修正,且如何修正是一个需要持续研究的问题;翼型中弧线修正是一种有效的方法,但需要考虑流动参数的影响。原始翼型几何构型采用有限离散点定义,计算网格生成过程中需要采用插值方法布置型面网格点,不同插值方法对于翼型前缘附近流动的数值模拟有细微影响。多数相关研究工作只比对压力分布;少数研究工作会比对摩擦阻力系数、边界层及尾迹速度剖面,但在比对时,需要注意原始风洞试验相关参数定义与CFD计算常用定义的区别。

基于风洞试验数据和仿真融合修正的气动特性预示技术

为提升运载火箭气动特性数值仿真预示精度,降低型号研制成本、缩短研制周期,提出了一种基于风洞试验数据和CFD数值仿真结果融合修正的火箭气动特性精确预示方法。以多组光杆构型火箭仿真计算结果和单个类似构型风洞试验数据为基础,建立了风洞试验与数值仿真计算结果融合修正模型,以获取未开展风洞试验构型的气动特性数据。经数据融合修正后的火箭气动特性数据已成功用于型号设计,并取得了较好的效果。

运载火箭嵌入式大气数据测量系统

针对运载火箭主动飞行段,设计一种适用于球头双锥整流罩的嵌入式大气数据测量系统(flush air data sensing,FADS),并进行运载火箭FADS实施方案和求解精度研究。采用风洞试验手段对迎角误差、侧滑角误差以及形压系数进行标定,结果表明:FADS在飞行Mach数0.4~5.0范围内能够较为准确辨识出实时风场参数变化,攻角、侧滑角测量绝对误差小于0.5°,Mach数测量绝对误差小于0.1,静压相对误差小于5%。嵌入式大气数据测量技术在运载火箭风场实时修正、飞行控制和主动减载等专业领域具有广泛的应用前景。

大飞机布局模型跨声速风洞实验尾支撑干扰研究

对某大飞机布局风洞实验尾支撑干扰开展了数值模拟和实验研究,发展的数值方法计算结果与风洞实验结果有很好的一致性。对于类似构型的飞机,在迎角-2°～6°范围,可认为尾支撑干扰量随迎角呈线性变化,采用前位叶片支撑作为辅助支撑带来的二次干扰量可以忽略,新型双天平辅助支撑系统试验进一步验证了这一结果;尾支撑对机身、尾翼、机翼等部件的绕流都有影响,干扰量随构型而变,对阻力、力矩影响较大,且随Ma数变化,因此不同构型实验数据需要单独修正。所发展的带风洞支撑系统的数值模拟软件能够满足工程应用要求,可用于支撑干扰修正研究以及风洞实验支撑系统优化设计。

风洞数据不确定度分析方法

本文简要介绍了风洞数据不确定度分析方法。利用该方法不仅可以迅速地估算出试验数据的不确定度 ,为用户提供安全设计依据 ,而且还可以为风洞人员提供有效的试验质量监控方法。该方法已在一些国家推行 ,并正在形成标准。

多风洞共享的通用型试验数据处理系统

为建立规范高效的风洞试验数据系统,提高数据处理与分析的可靠性和自动化、智能化水平,制定完善了试验数据处理方法、流程、符号接口等规范,采用面向服务的软件架构及异构数据存储管理、基于动态编译的自定义公式扩展、基于元数据与模板的文件可视化排版等技术,解决了处理方法与流程控制、数据流转与输出等通用化的关键问题,建立了多风洞共享、多试验类型通用的试验数据处理与分析系统。应用3年来,完成高速所6座风洞占试验总车次71.2%的数据处理,覆盖单/多天平测力、测压、通气测力、混合测力测压、喷流及部分特种试验等类型,系统具有规范、高效、开放的特点,是一种具有推广应用价值的风洞试验数据系统解决方案。

提高变体飞机风洞测力试验精度的方法研究

变体飞机风洞试验主要测量机翼等变形过程对流场的扰动引起的动态气动力、力矩和力矩操纵效率变化。相对于常规测力试验,由于模型的变体运动导致试验数据精度差。本文对纯机械驱动的变体飞机模型的风洞试验精度的主要影响因素进行了分析,从试验方案、数据采集触发方式和数据处理方法等进行了改进。验证试验表明,试验精度大幅提高,升力系数重复性最大误差约为0.00538,阻力系数重复性最大误差约为0.00098,俯仰力矩系数重复性最大误差约为0.00113,动态试验精度达到常规试验水平。

高速列车模型风洞试验数据的影响因素分析

研究列车风洞试验模拟方式和试验条件等因素对试验数据尤其是气动阻力数据的影响规律。研究结果表明:与有路基相比,在无路基状态下,头车、中间车、尾车和全车气动阻力都明显增大;路基前端伸出车头的长度不少于3倍车身宽度,路基前端斜坡坡度不大于35°,则路基前端长度和坡度的变化对气动阻力数据的影响较小;与单腿支座相比,双腿或多腿支座下模型各节车厢的气动力重复性精度更加优良;一般可以不考虑阻塞影响修正,而应根据模型区域的轴向静压梯度作相应的修正;固定地板表面附面层厚度偏大,将导致气动阻力试验结果偏小。

大数据分析方法在风洞试验中的应用

针对风洞常规试验采用阶梯抽样采集的方法,得到的试验数据和信息较少,导致试验数据分析和试验故障分析困难的问题,尝试在风洞常规试验中构建起风洞试验大数据的采集、收集和分析处理平台,并利用大数据较强的洞察能力,助力风洞试验中的疑难问题的分析。主要通过将风洞采集方法改为连续采集试验全程数据,开发杂混数据的通用风洞试验数据处理程序,开发海量试验数据分析显示软件等步骤,搭建起风洞试验大数据综合处理系统。并通过此平台对风洞试验大数据进行挖掘计算,使隐含的有用信息显现出来,为试验数据和试验故障深入分析指明方向。该平台在2 m量级的高速风洞试验中的应用表明,此系统实现了风洞试验全程全部试验数据信息的采集,实现了风洞试验大数据的处理分析和结果展示。通过大数据分析有助于快速理清常规试验中的疑难问题。通过对风洞传统采集、处理方法的改进,实现了风洞试验从传统的阶梯抽样采集的小数据时代到采集全部试验数据信息的大数据时代的转变。从风洞试验大数据中获取的频率、概率、相关关系等数据可以为故障的定位分析、事件因果关系的分析等提供有力的数据支持。

基于LabVIEW的颤振激励信号生成与测试系统研究

基于NI公司的数据采集硬件设备,结合跨音速风洞颤振试验特点,用LabVIEW语言为颤振试验设计了一套激励信号生成与多通道同步动态信号采集系统。设计的系统成功实现了新型IEPE传感器和传统电荷式传感器兼容、加速度信号与应变信号同步采集、激励信号生成与多通道数据采集同步、直接内存读取数据、数据无限时存盘、信号实时显示等方面的功能。经试验验证,该系统设计方案完全满足颤振试验数据采集的要求,获得良好的测试结果,在多功能同步采集系统设计方面取得了技术性应用成果。

MATLAB与VB相结合及其在大跨屋盖结构风洞试验数据处理中的应用

应用ActiveX自动化协议 ,将MATLAB软件强大的数值分析和图形显示能力内嵌到VB环境中 ,用VB环境中友好的人机交互界面来实现大跨屋盖结构风洞试验数据处理与图形显示一体化 ,形成实用的大跨屋盖结构风洞试验数据处理可视化软件 ,并给出了一个应用实例。

跨声速洞壁干扰研究述评

本文以近期国内外风洞试验结果说明了跨声速洞壁干扰研究的重要性，简述了国内外跨声速洞壁干扰修正方法，重点介绍了ＣＡＲＤＣ近年来在跨声速洞壁干扰研究方面的进展。最后，作者对国内的跨声速洞壁干扰研究提出了建议。

有限试验状态下面对称飞行器气动建模方法

为在有限的风洞试验状态下完成面对称飞行器的气动建模,提出了一套风洞试验方案及试验数据应用和扩展方法。利用该方法可抑制控制引起的气动非线性问题,同时可在少量试验状态下完成气动建模。首先建立了气动模型,分析了BTT控制下传统方法引起的气动建模偏差,针对该问题提出了气动建模的改进方法。分析总结出面对称飞行器具有几何对称性、镜像对称性、气动可叠加性和相似性等气动特点。依据上述特点,筛选出气动建模时所需进行风洞试验的基本态,通过风洞试验,获得基本态试验数据后,基于气动规律,利用扩展方法,可扩展得到全飞行包络下的气动参数。在数据扩展时,充分考虑了建模的精确性,提出了基于每片舵的"零舵状态+舵增量状态"的扩展方法,以充分降低非线性造成的建模偏差。最后,结合某面对称飞行器的吹风试验结果,验证了文中提出方法的有效性。