基于迁移深度强化学习的串列翼射流流动控制

1

作者 钱志龙 漆培龙 +1 位作者 黄振贵 何贤军 《力学学报》 北大核心 2026年第1期29-42,共14页

串列翼有前后翼共同分担升力、减小诱导阻力等优点,但复杂的尾迹干扰造成流场不稳定,影响气动性能的进一步提高.为了克服这些问题,本文提出了一个基于迁移深度强化学习的射流主动控制方案,用近端策略优化算法(proximal policy optimizat... 串列翼有前后翼共同分担升力、减小诱导阻力等优点,但复杂的尾迹干扰造成流场不稳定,影响气动性能的进一步提高.为了克服这些问题,本文提出了一个基于迁移深度强化学习的射流主动控制方案,用近端策略优化算法(proximal policy optimization,PPO)来训练智能体,通过调节翼面射流强度,达成稳定升力并减小阻力的目的,训练是在雷诺数为1000,上下翼间距h=0.5c(翼型弦长)、前后翼间距d=2c的典型工况下开展的,之后把策略迁移到4种不同的布局上:(a)h=0.5c,d=3c;(b)h=0.5c,d=4c;(c)h=-0.5c,d=2c;(d)h=0c,d=2c,以此来考察其在不同空间结构下的泛化能力和鲁棒性.结果表明:在训练工况下,前翼和后翼的升阻比分别上升了22.89%和5.37%;在迁移工况下,前翼的升阻比分别增长了17.27%,18.03%,19.35%和31.64%,后翼分别增长了4.86%,3.97%,23.68%和18.07%.而且对升力系数的功率谱作了剖析表明,此控制策略可以很好地遏制周期性涡脱落和气动效应的振荡.本研究证实了基于强化学习的迁移控制策略能够在复杂非定常流场中的应用价值以及高效率,为串列翼飞行器的高速高效主动流动控制提供了新的思路与理论支撑. 展开更多

关键词 串联翼 主动流动控制 射流激励 迁移深度强化学习 近端策略优化算法(PPO)

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基于CFD方法的大型客机高速气动设计 被引量：23

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作者 张淼 刘铁军 +3 位作者 马涂亮 陈迎春 程攀 周峰 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第1期244-254,共11页

大型客机高速气动设计需融入型号的设计经验、准确的数值分析方法以及高效的全局优化流程。将型号研制积累的设计经验及准则与现有数值计算工具、优化算法和计算机硬件资源相结合,探索发展了基于CFD的大型客机气动优化设计综合方法,该... 大型客机高速气动设计需融入型号的设计经验、准确的数值分析方法以及高效的全局优化流程。将型号研制积累的设计经验及准则与现有数值计算工具、优化算法和计算机硬件资源相结合,探索发展了基于CFD的大型客机气动优化设计综合方法,该方法系统综合全局优化与局部寻优、人工经验与数值优化、参数化方法和参数控制以及自动化网格生成等方法和技术,大幅提升了气动设计效率。同时,完善了工程中实用的大型客机高速气动设计方法和流程,设计过程中融入了气动、结冰、静气动弹性等多专业的综合约束,反映了机翼设计多学科综合的本质特征,有助于形成综合最优的设计方案。以大型客机的超临界机翼优化设计为例,叙述了其在高速气动设计工作中的应用。 展开更多

关键词 大型客机 气动设计 超临界机翼 CFD 多专业

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采用流动控制的超声速内埋物投放特性研究 被引量：8

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作者 郭亮 王纯 +2 位作者 叶斌 谢云恺 童明波 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第6期1752-1761,共10页

针对马赫数Ma>3飞行状态下的内埋物安全投放难题,提出了两种适用于非平坦舱体外形的超声速内埋物投放分离过程的流动控制方法:第一种方法采用了圆棒扰流器,第二种方法采用气帘喷流。为了验证两种不同流动控制方法的效果,引入结构嵌... 针对马赫数Ma>3飞行状态下的内埋物安全投放难题,提出了两种适用于非平坦舱体外形的超声速内埋物投放分离过程的流动控制方法:第一种方法采用了圆棒扰流器,第二种方法采用气帘喷流。为了验证两种不同流动控制方法的效果,引入结构嵌套六自由度动态网格技术和基于k-ω湍流模型的Navier-Stokes方程计算,对包括重力投放、弹射投放、采用圆棒扰流器的重力投放和采用气帘的重力投放等4种不同的投放分离状态进行了动态全过程的计算对比分析。通过对仿真计算结果分析发现,当来流马赫数Ma∞>3时,采用流动控制的投放物分离运动特性产生了明显的变化。由投放物下落过程中的俯仰偏航特性可以得出:采用圆棒流动控制有利于安全分离;气帘流动控制具有应用潜力,但采用这种方法需要针对特定的投放条件进行优化,否则可能诱发投放物在俯仰方向的姿态发散。 展开更多

关键词 流动控制 超声速 内埋舱体 投放物分离 数值计算

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民用飞机机身表面静压孔气动布局设计研究 被引量：10

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作者 孙一峰 杨士普 +1 位作者 方阳 陈迎春 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2015年第5期673-677,共5页

静压孔气动布局方案设计的首要工作是寻找合适的布置区域,使得静压孔的位置误差尽量降低并规律可控,以利于后期静压源误差修正曲线的试飞获取。首先分析得到静压孔的位置误差实际上主要受飞行马赫数和飞行迎角影响;然后利用商用CFD软件... 静压孔气动布局方案设计的首要工作是寻找合适的布置区域,使得静压孔的位置误差尽量降低并规律可控,以利于后期静压源误差修正曲线的试飞获取。首先分析得到静压孔的位置误差实际上主要受飞行马赫数和飞行迎角影响;然后利用商用CFD软件计算了某现代民机在不同飞行马赫数和迎角下的机身表面静压分布,对计算结果的统计处理显示机身表面规律性的存在静压恢复系数对迎角变化的不敏感区。根据结果,提出了该不敏感区宜于作为机身表面静压孔安装位置选取的参考基线,随后的风洞试验验证了基于上述原则选取的静压孔初步安装位置。全文提出并发展的基于静压场数值计算及结果统计后处理的方法为表面静压孔的气动布局定位提供了一种定量直观的新思路。 展开更多

关键词 民用飞机 表面静压孔 静压 计算流体力学 风洞试验

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翼身融合布局平面参数对变弯度减阻特性分析

5

作者 王雨桐 刘悦 +3 位作者 王浩 杨体浩 刘红阳 周铸 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第2期525-545,共21页

变弯度技术能提升飞行器气动性能,与翼身融合(BWB)布局相结合可进一步增强其气动优势。但无尾BWB仅靠后缘舵面配平,纵向力臂短,配平阻力惩罚大,因此进行BWB后缘变弯度设计时需充分考虑配平阻力损失。针对无尾BWB,考虑平面参数对后缘舵... 变弯度技术能提升飞行器气动性能,与翼身融合(BWB)布局相结合可进一步增强其气动优势。但无尾BWB仅靠后缘舵面配平,纵向力臂短,配平阻力惩罚大,因此进行BWB后缘变弯度设计时需充分考虑配平阻力损失。针对无尾BWB,考虑平面参数对后缘舵面配平能力的影响,基于全局优化方法研究了不同机翼后掠角和机翼位置的BWB构型上后缘变弯度技术的减阻原理和作用效果。结果表明:在不同升力系数下,配平阻力损失都显著减小变弯度技术的减阻收益。BWB平面参数通过影响激波强度与配平能力,左右变弯度技术的减阻收益并影响舵面偏转角度。相比于基准构型,增大后掠角会使得小升力系数下减阻收益增加、大升力系数下降低;而机翼位置靠前,则会使得不考虑力矩配平时减阻收益增加、考虑力矩配平时阻收益降低。工程上进行无尾飞行器后缘变弯度设计时,应综合考虑后缘变弯度的减阻收益以及变形所需的舵面偏转角度。 展开更多

关键词 翼身融合布局 变弯度机翼 减阻 配平特性 优化设计

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基于多保真深度神经网络的超声速客机声爆预测

6

作者 王雨桐 罗骁 +3 位作者 刘红阳 宋超 赵莹 周铸 《航空学报》 北大核心 2025年第20期67-87,共21页

声爆作为制约超声速客机发展的核心问题,对其进行精确预测是开展超声速客机降噪设计的先决条件。在工程中主要采用计算流体力学(CFD)和声学传播理论相结合的声爆预测方法,其中近场超压分布的计算精度至关重要,但高精度解的获取成本高昂... 声爆作为制约超声速客机发展的核心问题,对其进行精确预测是开展超声速客机降噪设计的先决条件。在工程中主要采用计算流体力学(CFD)和声学传播理论相结合的声爆预测方法,其中近场超压分布的计算精度至关重要,但高精度解的获取成本高昂。为缓解声爆预测成本与精度之间的矛盾,采用多保真深度神经网络构建气动外形和近场超压分布之间的映射关系,并结合声学法实现快速准确的声爆预测。在剖析高低保真近场超压分布数据之间关联特性的基础上,本研究探讨了2种不同的多保真建模策略下深度神经网络的构建方法与预测性能。实验结果显示:通过增加自适应搜索方法,基于线性/非线性综合矫正策略的MF-DNN的兼顾鲁棒性与性能优势,而通过精细设计归一化方法和正则化系数,基于迁移学习的TF-DNN实现了最小的预测误差,相比于单保真深度神经网络,2个模型都可以在高保真数据较少的条件下,通过联合低保真度数据来显著提升近场超压分布和声爆值的预测精度,相关研究结果为超声速客机高效率低声爆设计提供支撑。 展开更多

关键词 超声速客机 声爆 多保真 迁移学习 深度神经网络

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民用飞机迎角传感器布局气动分析 被引量：2

7

作者 杨士普 孙一峰 +1 位作者 方阳 杨慧 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2019年第2期242-245,共4页

民用飞机迎角传感器布局设计的首要目标是使得迎角信号具有高鲁棒性及高信噪比的品质。在迎角传感器布局设计中,迎角信号的高鲁棒性体现为迎角校线不受侧滑角因素影响,高信噪比体现为迎角校线受机身迎角因素影响明显。本文通过CFD方法... 民用飞机迎角传感器布局设计的首要目标是使得迎角信号具有高鲁棒性及高信噪比的品质。在迎角传感器布局设计中,迎角信号的高鲁棒性体现为迎角校线不受侧滑角因素影响,高信噪比体现为迎角校线受机身迎角因素影响明显。本文通过CFD方法研究了迎角传感器布局在某民机机身不同位置时迎角校线随机身迎角及侧滑角的变化规律;获得了迎角校线随侧滑角变化不敏感的机身区域,及迎角校线随机身迎角变化敏感的机身区域,即在机身最大半宽线附近。该研究可为迎角传感器的布局设计提供参考。 展开更多

关键词 迎角传感器 布局 迎角校线 迎角 侧滑角 CFD

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曲线梁肋机翼结构气动弹性优化设计

8

作者 周泉知 杨佑绪 +3 位作者 孙录斌 张兴翠 吴逸飞 霍梦文 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第6期2148-2156,共9页

传统飞机机翼内部一般采用直线梁肋结构,使用曲线梁肋(SpaRibs)结构能够大大拓展机翼结构设计空间,进一步提升机翼的气动弹性性能。针对链接形状法(LSM)不易自动建模问题,提出使用投影映射方法进行2次空间转换,实现曲线梁肋机翼自动建... 传统飞机机翼内部一般采用直线梁肋结构,使用曲线梁肋(SpaRibs)结构能够大大拓展机翼结构设计空间,进一步提升机翼的气动弹性性能。针对链接形状法(LSM)不易自动建模问题,提出使用投影映射方法进行2次空间转换,实现曲线梁肋机翼自动建模。基于遗传算法提出1种曲线梁肋机翼气动弹性综合优化设计方法。使用超声速偶极子格网法计算非定常气动力,采用模态法进行静气动弹性分析,在考虑颤振速度、静气动弹性变形约束的情况下,开展优化设计。某飞翼飞行器综合优化设计算例表明,使用曲线梁肋结构的机翼在重量增幅为1.321%的基础上,颤振速度可提高20.34%;在曲线梁肋构型的基础上进一步进行尺寸参数优化,在满足特定约束条件下,相较于初始构型减重21.76%;综合曲线梁肋构型参数和尺寸参数进行综合(一步)优化,相较于初始构型减重可达26.44%。使用曲线梁肋设计优化和尺寸优化相结合的情况下机翼能够有效地减轻机翼重量,为飞翼式飞行器的结构总体设计提供了一种快速有效的气动弹性综合优化设计方法。 展开更多

关键词 曲线梁肋 气动弹性 飞翼 优化设计 构型设计 初步设计

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高速飞机舱内设备布局设计 被引量：1

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作者 张铁亮 姚彦龙 +1 位作者 杨懿 刘书博 《飞机设计》 2023年第4期37-40,51,共5页

高速飞机设备舱需要面对严峻的内外热载荷,热安全问题尤为凸出。基于电子设备的温度工作条件,分析了设备舱进行热防护、热密封、热管理设计的必要性。提出了热防护、热密封,以及热管理多专业一体化耦合设计的设备舱温控观点。阐述了设... 高速飞机设备舱需要面对严峻的内外热载荷,热安全问题尤为凸出。基于电子设备的温度工作条件,分析了设备舱进行热防护、热密封、热管理设计的必要性。提出了热防护、热密封,以及热管理多专业一体化耦合设计的设备舱温控观点。阐述了设备舱室内设备布置与热管理进行耦合设计的方法。为解决高超声速飞机设备舱室的设备布置及热控制问题提供了设计方法和思路。 展开更多

关键词 高速飞机 电子设备 热环境 布局设计

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类ATLLAS-M6运输机气动布局分析与设计 被引量：5

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作者 肖光明 冯毅 +1 位作者 唐伟 桂业伟 《空气动力学学报》 EI CSCD 北大核心 2012年第5期592-596,共5页

根据德国宇航中心设计的ATLLAS-M6运输机的气动布局特点,利用基于类型函数和形状函数的CST方法对其进行了参数化建模,并初步计算分析了该外形的主要气动特性,包括配平特性、静/动稳定性以及控制面的控制效率等。研究结果表明,类ATLLAS-M... 根据德国宇航中心设计的ATLLAS-M6运输机的气动布局特点,利用基于类型函数和形状函数的CST方法对其进行了参数化建模,并初步计算分析了该外形的主要气动特性,包括配平特性、静/动稳定性以及控制面的控制效率等。研究结果表明,类ATLLAS-M6的气动性能基本满足高超声速运输机的设计要求,其气动布局方案是可以借鉴的。在此基础上,将进一步考虑运输机结构重量、热防护性能等对布局的约束,对其外形进行多学科优化设计。 展开更多

关键词 ATLLAS-M6运输机 TBCC 气动布局 概念设计 CST方法

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基于人工智能的机械系统多学科优化探讨 被引量：8

11

作者 胡迎春 陈树勋 《现代制造工程》 CSCD 北大核心 2004年第5期11-13,共3页

针对多学科的优化计算复杂性和信息交换复杂性 ,在分析前人多学科优化方法基础上 ,提出将人工神经网络、专家系统、模糊评判等人工智能技术引入多学科优化领域 ,充分利用神经网络专家系统所具有的高度容错性、鲁棒性、实时性、自适应性... 针对多学科的优化计算复杂性和信息交换复杂性 ,在分析前人多学科优化方法基础上 ,提出将人工神经网络、专家系统、模糊评判等人工智能技术引入多学科优化领域 ,充分利用神经网络专家系统所具有的高度容错性、鲁棒性、实时性、自适应性和系统可以自组织、自学习以及联想记忆等功能 。 展开更多

关键词 多学科优化 人工神经网络 专家系统 模糊逻辑 自学习

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基于熵产方法的跨音速翼型减阻优化设计 被引量：4

12

作者 王威 王军 +1 位作者 杨伟刚 李佳峻 《华中科技大学学报（自然科学版）》 EI CAS CSCD 北大核心 2018年第2期1-6,共6页

将熵产方法引入跨音速翼型气动优化设计中,采用涡黏性模型对翼型流场熵产进行计算,进而阐述熵产对翼型阻力的影响.通过类别形状函数（CST）方法和径向基函数（RBFs）网格变形方法完成翼型参数化建模与网格变形,并将改进的NSGA2多目标遗... 将熵产方法引入跨音速翼型气动优化设计中,采用涡黏性模型对翼型流场熵产进行计算,进而阐述熵产对翼型阻力的影响.通过类别形状函数（CST）方法和径向基函数（RBFs）网格变形方法完成翼型参数化建模与网格变形,并将改进的NSGA2多目标遗传算法与CFD计算耦合起来实现了翼型自动优化设计,用此方法进行了跨音速翼型的气动优化设计,目标函数为来流马赫数为0.73、攻角为2.54°时升阻比最大,熵产最小.设计结果表明：优化方法在小种群下有很好的全局收敛性,得到的非支配解集分布均匀,质量较高.与参考翼型相比,优化翼型通过降低流场熵产,有效地减少了翼型阻力,大幅度提高了翼型升阻比,消除或减弱了翼型上表面激波,有效提高了翼型的气动性能. 展开更多

关键词 熵产方法 跨音速翼型 气动优化设计 网格变形 遗传算法

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基于TOPSIS的客舱布局选项评估要素分析方法 被引量：3

13

作者 王艳 周航 丁松滨 《电子科技》 2015年第9期23-26,30,共5页

客舱布局的选择是机队规划过程中的重要部分。文中针对客舱布局方案评估问题,建立了以经济性、舒适性、通用性、维修性、适航性5个一级指标客舱布局的评价指标体系。通过对指标的合理量化以及相应指标的无量纲化,采用TOPSIS理论建立模型... 客舱布局的选择是机队规划过程中的重要部分。文中针对客舱布局方案评估问题,建立了以经济性、舒适性、通用性、维修性、适航性5个一级指标客舱布局的评价指标体系。通过对指标的合理量化以及相应指标的无量纲化,采用TOPSIS理论建立模型,通过计算接近度实现客舱布局备选方案的定量评价,并进行比较排序。最终,通过B787的5个客舱布局的方案实例分析结果表明,该方法的正确性和有效性。 展开更多

关键词 客舱布局 TOPSIS 选项评估 方案优选

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电动巡飞弹翼内锂电池空冷布局方法研究 被引量：2

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作者 王正培 张晓辉 +1 位作者 宋亚鑫 刘莉 《战术导弹技术》 北大核心 2023年第4期109-118,共10页

高比能锂电池组作为长航时、大功率电动巡飞弹的重要能源系统方案,在有限舱内空间以较大倍率放电时发热严重,极易导致局部热失控,引发安全问题。针对高比能动力锂电池组有限空间内的热管理问题,对锂电池的产热机理进行分析,建立了电热... 高比能锂电池组作为长航时、大功率电动巡飞弹的重要能源系统方案,在有限舱内空间以较大倍率放电时发热严重,极易导致局部热失控,引发安全问题。针对高比能动力锂电池组有限空间内的热管理问题,对锂电池的产热机理进行分析,建立了电热耦合仿真模型;针对翼盒内电池间距和引流方式对常规集中式全横向电池布局方案散热效果的影响,开展了翼内高效空冷布局方法研究。对比分析后提出了一种倒U型电池空冷布局方案,并优化了引流入口位置,有效解决了锂电池组高效空间布局和紧凑空间散热问题。仿真结果表明,优化后的倒U型布局方案能够充分利用翼内空间,使电池组平均温度不超过28.6℃,最高温度不超过30.7℃,最大温差控制至4.7℃,相比全横向布局,在提升来流风速和优化入口位置后,平均温度下降了23.5%,最高温度下降了30.4%,最大温差下降了72%,显著提升了翼内锂电池组散热性能,为电动巡飞弹锂电池组的高效空间利用和有效热管理问题提供了理论支撑。 展开更多

关键词 电动巡飞弹 锂电池 热管理 总体设计 电热耦合 翼内布局 电池散热

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双三角翼的翼面压力分布与空间涡态相关分析 被引量：1

15

作者 冯亚南 郑波 权少平 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 1999年第2期150-154,共5页

本文将双三角翼翼面测压试验结果与空间涡态观察测量结果进行了定性的相关对比分析，分析表明：垂直于双三角翼翼面的典型横截面上压力系数Ｃｐ展向分布与空间涡态有明显的对应关系，Ｃｐ分布的峰值数目反映了双三角翼的双涡态和单涡态... 本文将双三角翼翼面测压试验结果与空间涡态观察测量结果进行了定性的相关对比分析，分析表明：垂直于双三角翼翼面的典型横截面上压力系数Ｃｐ展向分布与空间涡态有明显的对应关系，Ｃｐ分布的峰值数目反映了双三角翼的双涡态和单涡态，Ｃｐ峰值随α变化反映了涡强随α的变化，Ｃｐ峰值所在展向位置反映着涡核的展向位置，Ｃｐ峰形的平坦反映了涡的破裂。 展开更多

关键词 大迎角 分离流 双三角翼 压力分布 空间涡态

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极超音速成型装药射流头部激波作用下的真实气体效应分析 被引量：1

16

作者 沈钦灿 陶钢 《兵工学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2009年第5期531-534,共4页

采用基于气体配分函数的高温平衡气体理论参数计算模型,考虑了高温情况下分子的离解和粒子的重新组合等带来的不同于理想气体的因素,研究了高达20马赫极超音速的成型装药射流头部真实气体效应的气动及热力学问题。采用不包含人工粘性的G... 采用基于气体配分函数的高温平衡气体理论参数计算模型,考虑了高温情况下分子的离解和粒子的重新组合等带来的不同于理想气体的因素,研究了高达20马赫极超音速的成型装药射流头部真实气体效应的气动及热力学问题。采用不包含人工粘性的Godunov格式以及高温平衡气体理论参数计算模型编制了求解高超音速问题的Fortran程序。计算结果发现,高马赫下真实气体模型已经完全偏离了理想气体状态方程,真实气体效应导致了金属射流头部滞止区的厚度比运用理想气体状态方程得到的结果小的多,温度也低得多。 展开更多

关键词 流体力学 高超音速 成型装药射流 真实气体

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基于CFD的民用飞机水上迫降动力学仿真研究 被引量：3

17

作者 罗文莉 陈皓宇 《力学与实践》 北大核心 2022年第2期293-302,共10页

针对民用飞机水上迫降动态冲击问题,采用数值仿真方法进行了研究。基于计算流体力学采用雷诺平均N–S方程求解,结合流体体积模型和全流场运动网格捕捉水-气交界面,求解六自由度方程获得飞机的位置和姿态。采用该方法研究了尾吊-高平尾... 针对民用飞机水上迫降动态冲击问题,采用数值仿真方法进行了研究。基于计算流体力学采用雷诺平均N–S方程求解,结合流体体积模型和全流场运动网格捕捉水-气交界面,求解六自由度方程获得飞机的位置和姿态。采用该方法研究了尾吊-高平尾布局飞机的水上迫降过程。结果表明,该方法可以较好地模拟水上迫降的运动和受力,入水早期飞机受到较大水冲击载荷,后体吸力使得飞机抬头,之后随着速度降低吸力减小,飞机逐渐低头并趋于稳定。 展开更多

关键词 民用飞机 水上迫降 计算流体力学 水冲击载荷

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民用飞机吊挂总体布置方法研究 被引量：3

18

作者 邹运佳 《科技传播》 2014年第16期137-138,共2页

发动机吊挂是飞机总体布置的关键区域之一,本文描述了一般民用客机吊挂总体布置方法及布置过程中可能遇到的问题,并介绍了相关适航条款、相关系统的发展、发动机布局形式等对吊挂布置的影响。本文对于开展民用飞机的吊挂布置工作有比较... 发动机吊挂是飞机总体布置的关键区域之一,本文描述了一般民用客机吊挂总体布置方法及布置过程中可能遇到的问题,并介绍了相关适航条款、相关系统的发展、发动机布局形式等对吊挂布置的影响。本文对于开展民用飞机的吊挂布置工作有比较大的指导意义。 展开更多

关键词 民用飞机 总体布置 吊挂

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本体荷兰滚模态参数的计算方法研究

19

作者 杨媚 黄鹏 何康乐 《航空计算技术》 2018年第6期52-54,63,共4页

为完成某大型客机控制律版本的升级,需要准确的飞机气动模型,其中辨识本体模态参数可以辅助验证气动模型中重要导数的正确性。针对飞机的横航向试飞数据进行了气动特性建模及参数辨识。通过将方向舵舵偏作为输入,在现有的四阶状态方程... 为完成某大型客机控制律版本的升级,需要准确的飞机气动模型,其中辨识本体模态参数可以辅助验证气动模型中重要导数的正确性。针对飞机的横航向试飞数据进行了气动特性建模及参数辨识。通过将方向舵舵偏作为输入,在现有的四阶状态方程的全特征方程法和简化方法的理论基础上计算本体荷兰滚模态参数。研究结果表明,全特征方程法能够很好地得到飞机本体的荷兰滚频率和阻尼比两个参数,但是,因为简化方法丢掉了许多重要导数所包含的系统信息,所以得到的本体模态参数存在偏差。 展开更多

关键词 荷兰滚 本体 模态参数 全特征方程法 简化方法 气动建模

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跨、超声速X形鸭翼-弹身组合体旋涡运动

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作者 洪金森 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2000年第z1期32-37,共6页

应用蒸汽屏方法显示跨、超声速Ｘ形鸭翼－弹身组合体旋涡运动。实验马赫数 ０．９０～４．０１，攻角范 ５°～３２°。截面图象表明随马赫数增大，涡进尺度减小。在低马赫数 小攻角下，截面流场中旋涡结构呈现对流和扩散效应... 应用蒸汽屏方法显示跨、超声速Ｘ形鸭翼－弹身组合体旋涡运动。实验马赫数 ０．９０～４．０１，攻角范 ５°～３２°。截面图象表明随马赫数增大，涡进尺度减小。在低马赫数 小攻角下，截面流场中旋涡结构呈现对流和扩散效应，旋涡间相互诱导生成流面；在中等 攻角下，弹身上方出现四个鸭翼涡，在横流平面上形成“蛙跃”趋势；在大攻角下，流场 由弹身不对称涡主导，鸭翼涡被体涡缠绕、合并。在高马赫数下，截面流场上，翼涡紧缩 成“点涡”状。体涡两侧产生横流激波。 展开更多

关键词 流动显示 旋涡运动 鸭翼-弹身外形 高速风洞试验

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