現(xiàn)代先進(jìn)飛行器追求大攻角快速機(jī)動(dòng)能力,以迅速改變機(jī)頭指向,取得有利的作戰(zhàn)姿勢(shì)。然而,飛行器在大攻角飛行或快速機(jī)動(dòng)時(shí),氣動(dòng)力呈現(xiàn)強(qiáng)烈的非線性、非定常特征。如何在機(jī)動(dòng)布局設(shè)計(jì)時(shí)就考慮氣動(dòng)力非定常效應(yīng)的影響,或者在控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)中進(jìn)行有效的補(bǔ)償,沒有形成統(tǒng)一的指導(dǎo)準(zhǔn)則。發(fā)展飛行器氣動(dòng)/控制一體化機(jī)動(dòng)飛行的數(shù)值模擬技術(shù),通過建立非定常流場(chǎng)求解、飛行器運(yùn)動(dòng)和飛行控制一體化的耦合模擬方法,可實(shí)時(shí)模擬飛行器的機(jī)動(dòng)過程。由于充分考慮了氣動(dòng)力非定常效應(yīng)（包括非定常流動(dòng)、飛行器運(yùn)動(dòng)、控制舵偏轉(zhuǎn)等）對(duì)控制系統(tǒng)的影響,特別適用于研究飛行器大攻角飛行或快速機(jī)動(dòng)時(shí)的非定常氣動(dòng)力現(xiàn)象,評(píng)估非定常氣動(dòng)力作用下的控制系統(tǒng)性能。對(duì)縮短飛行器研制周期,減少對(duì)飛行試驗(yàn)的依賴具有重要意義。本文針對(duì)飛行器氣動(dòng)/控制一體化機(jī)動(dòng)飛行數(shù)值模擬的五個(gè)方面的關(guān)鍵技術(shù)開展研究,發(fā)展了非定常流動(dòng)的數(shù)值模擬方法,建立了動(dòng)態(tài)重疊網(wǎng)格技術(shù)、六自由度耦合運(yùn)動(dòng)模擬技術(shù),發(fā)展了以諧波平衡法為基礎(chǔ)的動(dòng)導(dǎo)數(shù)快速預(yù)測(cè)技術(shù),建立了CFD與PID控制器的耦合模擬技術(shù),最終形成飛行器氣動(dòng)/控制一體化機(jī)動(dòng)飛行數(shù)值模擬的方法體系和軟件平臺(tái)。以方形截面飛行器為研究對(duì)象,開展... 

【文章來源】：中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心四川省

【文章頁數(shù)】：235 頁

【學(xué)位級(jí)別】：博士

【部分圖文】：

飛行器大攻角飛行時(shí)的分離流場(chǎng)結(jié)構(gòu)

學(xué)位論文 飛行器氣動(dòng)/控制一體化機(jī)動(dòng)飛行的數(shù)值及控制系統(tǒng)的評(píng)估問題，美國阿諾德工程發(fā)展中心（AEDC）在 9擬飛行試驗(yàn)技術(shù)（Virtual Flight Test）[7-9]的概念，力圖在地面風(fēng)洞器在大氣環(huán)境中的真實(shí)飛行過程。試驗(yàn)過程中，將模型安裝在一撐系統(tǒng)上，該系統(tǒng)允許試驗(yàn)?zāi)Ｐ妥杂赊D(zhuǎn)動(dòng)。自動(dòng)駕駛儀（Autopilot，控制指令傳輸?shù)娇刂谱鲃?dòng)器（Control Actuator），控制作動(dòng)器啟控制作動(dòng)器運(yùn)動(dòng)而改變飛行姿態(tài)。風(fēng)洞數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)（Data Ater）實(shí)時(shí)采集飛行器運(yùn)動(dòng)過程中的動(dòng)態(tài)氣動(dòng)力，并由傳感器（Sens飛行姿態(tài)，以上信息反饋給自動(dòng)駕駛儀。自動(dòng)駕駛儀更新控制指令作動(dòng)器，如此循環(huán)往復(fù)，模型就在風(fēng)洞中虛擬“飛行”[4,5]，實(shí)現(xiàn)了對(duì)程的模擬。通過這種地面模擬試驗(yàn)就可一體化地驗(yàn)證和評(píng)估氣動(dòng)布的設(shè)計(jì)性能。

圖 1.3AEDC 風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)現(xiàn)場(chǎng)風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)在蓬勃發(fā)展的同時(shí)，自身也存在難以克服的困難。首先，由于風(fēng)洞試驗(yàn)段尺寸的限制，只能以縮比模型進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)，因而必須滿足相似準(zhǔn)則，得到的試驗(yàn)數(shù)據(jù)才能應(yīng)用于真實(shí)飛行器，但風(fēng)洞試驗(yàn)的馬赫數(shù)和雷諾數(shù)均有一定的限制，難以實(shí)現(xiàn)所有的相似參數(shù)與實(shí)際飛行的一致性[24]。其次，風(fēng)洞支撐系統(tǒng)目前只支持三個(gè)方向的自由轉(zhuǎn)動(dòng)，限制了三個(gè)方向的平移運(yùn)動(dòng)，或只能進(jìn)行限定范圍內(nèi)的平移運(yùn)動(dòng)，且風(fēng)洞試驗(yàn)的馬赫數(shù)是固定的，因而難以模擬變速度機(jī)動(dòng)飛行，而真實(shí)的過失速機(jī)動(dòng)動(dòng)作，如“眼鏡蛇”機(jī)動(dòng)等，往往伴隨著前飛速度迅速減小的問題。最后，虛擬飛行試驗(yàn)的技術(shù)復(fù)雜，實(shí)現(xiàn)難度很高，并且在超聲速和高超聲速風(fēng)洞中，由于縮比模型難以安裝舵面等操縱機(jī)構(gòu)，一般只能進(jìn)行不耦合控制律的虛擬飛行試驗(yàn)。為了克服風(fēng)洞虛擬飛行試驗(yàn)中存在的不利因素，數(shù)值虛擬飛行（Virtual FlightSimulation）的概念被提出。它是指耦合了 CFD 數(shù)值模擬方法，飛行力學(xué)和飛行控制、結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)等多學(xué)科、一體化的耦合模擬技術(shù)。以俯仰姿態(tài)控制為例，其具體實(shí)現(xiàn)過程為（圖 1.4）：首先，飛行器的實(shí)際飛行姿態(tài)與目標(biāo)值進(jìn)行比較，產(chǎn)生誤差信號(hào)，控制器根據(jù)誤差信號(hào)產(chǎn)生控制信號(hào)（舵面偏轉(zhuǎn)量）；然后，應(yīng)用動(dòng)網(wǎng)格

【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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博士論文
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碩士論文
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[5]采用滑移網(wǎng)格的二維非定常NS方程數(shù)值計(jì)算[D]. 周瑜.中國空氣動(dòng)力研究與發(fā)展中心 2009
[6]多種多塊網(wǎng)格生成技術(shù)在復(fù)雜流動(dòng)數(shù)值模擬中的應(yīng)用[D]. 郝海兵.西北工業(yè)大學(xué) 2007
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本文編號(hào)：3583376