大攻角氣動特性預(yù)測與氣動建模是新型飛行器提升飛行性能的重要內(nèi)容.以軸對稱導(dǎo)彈簡化模型為研究對象,首先采用計算流體力學(xué)方法,對70°大攻角狀態(tài)的非定常氣動特性進行數(shù)值模擬,計算方法基于RANS的N-S方程,湍流模型采用SA模型,對流場采用有限體積法離散,無黏項采用Roe通量差分分裂格式,黏性項采用中心差分,時間推進采用LU-SGS格式的雙時間步法.飛行器運動模式采用強迫振蕩的方式,對5種不同振蕩頻率進行了非定常數(shù)值計算,并記錄每一內(nèi)迭代周期最終的氣動力和力矩數(shù)值.其次,以CFD預(yù)測結(jié)果作為氣動建模的樣本,采用動導(dǎo)數(shù)模型、多項式模型等傳統(tǒng)方法,進行氣動建模,并分析其有效性和精度.最后采用神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法對大攻角非定常氣動力進行建模,并和動導(dǎo)數(shù)模型、多項式模型進行精度對比.結(jié)果表明,基于神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的人工智能氣動建模方法具有較高的精度和適應(yīng)性.該方法為飛行器大攻角非定常非線性氣動建模,大攻角飛行穩(wěn)定性分析與控制提供理論參考. 

【文章來源】：氣體物理. 2020,5(04)

【文章頁數(shù)】：10 頁

【部分圖文】：

神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)氣動建模算法流程

BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的結(jié)構(gòu)

SDM幾何外形

【參考文獻】：
期刊論文
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博士論文
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碩士論文
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本文編號：3407434