导读:本文包含了大迎角论文开题报告文献综述、选题提纲参考文献及外文文献翻译，主要关键词:气动力,建模,展弦比,飞机,风洞,圆柱形,拱形。
大迎角论文文献综述
刘俊杰,陈增强,孙明玮,孙青林[1]（2019）在《自抗扰控制在推力矢量飞机大迎角机动中的应用》一文中研究指出为实现推力矢量飞机的大迎角机动控制,提出一种基于自抗扰控制的叁通道解耦控制策略.以第叁代战机F16公开数据为基础,添加推力矢量模型,利用双发推力矢量喷管组合偏转产生大迎角机动的期望叁轴力矩.在纵向、横向和航向通道分别独立设计自抗扰控制器,将系统中未建模动态、不确定性以及通道间的强耦合视作总扰动进行估计并补偿,并在纵向和航向通道引入角速度阻尼反馈项,使原始飞行器开环动力学闭环近似为一个广义对象,降低了自抗扰控制器的设计阶次.选取眼镜蛇机动和赫伯斯特机动两种典型的过失速机动动作进行控制策略验证,数值仿真结果表明,所设计的叁通道独立自抗扰控制器能够消除通道间的强耦合,完成推力矢量飞机的大迎角机动控制.蒙特卡罗仿真测试表明,所提控制策略具有较强的鲁棒性.(本文来源于《工程科学学报》期刊2019年09期）
卜凡楠,王晓光,潘家鑫,吴惠松,林麒[2]（2019）在《基于RBF神经网络的大迎角耦合振荡气动力建模》一文中研究指出飞机大迎角飞行出现机翼表面气流分离现象,导致气动力呈现非定常特性,因此非定常气动力建模具有重要研究意义。根据飞机在风洞中大迎角机动的特点,结合神经网络模型的基本原理,利用类F-22缩比模型风洞试验中单自由度俯仰以及俯仰偏航耦合试验的气动力数据作为训练样本,基于具有输出反馈的RBF神经网络建立了非定常气动力模型,并选取了训练样本以外的试验数据对模型进行测试,观察模型预测输出是否与实际值相符合,从而判断模型是否有效。通过研究发现,无论是单自由度运动还是复杂的耦合运动,RBF神经网络气动力模型预测输出与实际误差较小,可以较好地拟合耦合气动数据。(本文来源于《中国力学大会论文集（CCTAM 2019）》期刊2019-08-25）
王延灵,沈彦杰,吴佳莉,冯帅,卜忱[3]（2019）在《小展弦比飞翼低速大迎角支架干扰试验研究》一文中研究指出本文采用两步法在FL-51风洞对小展弦比飞翼标模进行低速大迎角支架干扰试验,分别获得了尾撑、U型腹撑、U型背撑的支架干扰量随迎角变化规律,比较了叁种支撑方式的干扰量值,并将试验结果与数值模拟结果进行对比。结果表明,叁种支撑对气动力的影响非线性均较强,其中尾撑对气动力影响最小;在迎角40°～50°之间U型背撑影响量值高于其余支撑方式,对升力系数、阻力系数和俯仰力矩系数的最大影响量分别为:-0.2、-0.17、-0.027;迎角50°以后,U型腹撑对于气动力的影响最大;风洞试验与数值模拟结果对比显示迎角20°内,可以采用数值模拟方法初步评估支架干扰量值。(本文来源于《中国力学大会论文集（CCTAM 2019）》期刊2019-08-25）
赵登录,李泽华[4]（2019）在《飞机大迎角偏离和尾旋特性研究》一文中研究指出飞机在大迎角区飞行时容易产生失速偏离和尾旋,为了对飞机的失速偏离/尾旋特性有一全局性的了解,需要在理论上对飞机的失速偏离/尾旋特性进行计算和分析,技术难度很大。本文参考目前国内外工程计算上较为通行的一些方法,在大迎角区域对某型飞机失速偏离/尾旋敏感性进行了预测研究;进而计算出该型机的尾旋模态,预测出飞机改出稳定的尾旋模态所需的操纵量,取得了令人满意的结果。本文研究所采用的计算与分析方法对相关专业技术人员有重要的参考价值。(本文来源于《2019年（第四届）中国航空科学技术大会论文集》期刊2019-08-15）
杜超超,孙海玲,刘洪德,李少雄[5]（2019）在《大迎角飞行时全压受感器补偿方法研究及试飞验证》一文中研究指出全压受感器用于感受飞机飞行时迎面气流全压,一般采用圆柱形管头结构。某些情况下圆柱管头结构难以满足飞行环境使用要求或设计要求,而需使用拱形管头结构,但拱形管头全压受感器测量全压误差随着迎角的增大而明显增大,当超过一定迎角范围时,其全压测量误差已经超出允许范围,无法满足飞行使用要求。本文针对大迎角飞行时拱形管头全压受感器测量误差较大的问题进行了建模,并使用该模型对某型飞机全压受感器进行了补偿修正及试飞验证。试飞结果表明建立的模型容易实现工程应用,且能够准确地对全压受感器测量误差进行修正,提高大迎角情况下全压受感器的测量精度。(本文来源于《2019年（第四届）中国航空科学技术大会论文集》期刊2019-08-15）
沈霖[6]（2018）在《大迎角非定常气动力(?)模型及其应用研究》一文中研究指出本文针对新一代战斗机大迎角可控飞行的需要,针对角速度矢量引起的非定常气动力开展了大迎角非定常风洞实验、非定常气动特性和气动力建模、相应的大迎角侧向偏离预测分析、增稳控制律设计、飞行仿真以及大迎角尾旋特性等相关问题的研究。第一部分,首先开展了大迎角偏航-滚转耦合运动风洞实验研究。通过调整实验中偏航、滚转运动的振幅实现不同偏航-滚转耦合程度的运动,从而系统性地研究了偏航-滚转耦合效应对非定常气动特性的影响。比较了实验范围内频率和耦合比对偏航、滚转力矩阻尼特性的影响。对比了动导数模型计算值与实验值的区别。结果表明,常规动导数无法准确反映不同耦合运动中横航向气动力矩阻尼特性的变化。第二部分,在上述风洞实验数据的基础上,将角速度矢量产生的非定常气动力分解为角速度矢量的模和姿态变化引起的侧滑角变化率产生的非定常量两部分,建立了一种非定常气动力(?)模型。该模型可以较好地实现对运动频率的拓展。分别使用(?)模型和动导数模型对偏航-滚转耦合运动、旋转流场下迭加单自由度偏航/滚转运动、俯仰-滚转耦合运动以及俯仰-偏航耦合运动等不同运动中的横航向气动力进行计算并与风洞实验结果进行了比较。结果表明(?)模型比动导数模型更能准确的反映这些运动中的横航向气动力矩阻尼特性。第叁部分,在飞机运动方程线性化基础上进行了飞机横侧运动稳定性的近似分析,获得了基于(?)模型的大迎角侧向偏离预测准则。相比传统的横航向偏离预测判据,(?)模型不仅准确预测出了偏离迎角,还将偏离区域精确到了具体的耦合比范围内。此后,针对某飞机由于侧向不稳定引起侧滑角振荡的试飞结果进行了横航向偏离的飞行仿真,结果显示,由于(?)模型充分考虑了耦合比对非定常气动特性的影响,因此能准确反映不同运动中的侧向偏离现象,而混合模型则无法准确预测偏离迎角,同时也无法仿真出类似现象。第四部分,在前文侧向偏离动态判据的基础上,使用极点配置方法分别通过常规动导数和(?)模型设计了两套横航向增稳系统。常规动导数给出的增稳反馈增益在每个迎角下只有唯一一组。而(?)模型在每个迎角下,不同耦合比区域分别呈现的稳定和不稳定特性,计算得到了两组不同的增稳反馈系数,获得了一套“两段式”增稳系统。对超过偏离临界迎角后的定直平飞仿真显示,在实现类似飞行品质的前提下,通过常规动导数获得的增稳系统需要的控制力远大于“两段式”增稳系统。大迎角盘旋飞行仿真结果对比显示,基于常规动导数的增稳系统在较剧烈操纵时无法防止飞机偏离进入尾旋,而“两段式”增稳系统在副翼满舵或方向舵偏转较大的状态下依然能保持稳定盘旋,并且盘旋时间和盘旋半径都能准确地跟随舵偏量变化。此外,使用“两段式”增稳系统能在十分简单的操纵下实现“眼镜蛇”机动和“Herbst”机动等复杂机动动作。对“Herbst”机动仿真的结果对比表明,“两段式”增稳方法比传统方法在过失速机动中表现出了更好的“纠偏”效果。第五部分,分别使用(?)模型和混合模型进行了尾旋仿真研究,从气动阻尼特性的角度分析了尾旋过程中进入阶段、稳定阶段和改出阶段运动形成的原因,并将两种模型的仿真结果与立式风洞尾旋实验结果进行了比较。结果表明,(?)模型的仿真结果与风洞实验结果完全一致,而混合模型由于无法准确反映不同耦合比下的非定常气动特性,因此无法复现“反蹬舵”不能改出平尾旋的现象。此外,通过尾旋自动改出效果的对比可以发现,“两段式”增稳系统在改出尾旋的效果上明显优于传统增稳系统。总体而言,本文基于偏航-滚转耦合运动实验方法能比较完整地反映角速度矢量变化引起的横航向非定常气动力现象,因此基于该实验数据建立的非定常气动力(?)模型无论从气动力计算、侧向偏离预测、飞行仿真还是控制律设计方面都明显优于经典的气动导数模型,并且能通过局部线性化的方法很好地与目前工程实践中广泛应用的小迎角气动力研究方法相衔接,对我国新一代战斗机实现大迎角可控飞行具有一定的理论意义和工程参考价值。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2018-12-01）
史鹏飞,郭杰,唐胜景,王肖[7]（2019）在《基于预测控制的大迎角控制器设计》一文中研究指出针对直接力和气动力复合控制的战术导弹大迎角转弯问题,设计了一种基于预测控制的大迎角控制器。首先建立复合控制导弹控制模型,设计扩张状态观测器实时估计导弹大迎角飞行时的不确定因素;然后利用连续时间非线性预测控制设计大迎角控制器;最后,由迎角指令得到控制量,通过设计的控制分配策略将控制量分配给气动舵和直接力系统。仿真结果表明,所设计的控制器对迎角指令的跟踪效果良好,且对于气动扰动有着良好的鲁棒性,适用于战术导弹大迎角转弯控制。(本文来源于《飞行力学》期刊2019年01期）
苏振宇[8]（2018）在《基于试飞数据的飞机大迎角气动力参数辨识》一文中研究指出为解决大迎角状态下飞机气动力模型难以建立的问题,本文基于局部线化代替非线性概念,探索了利用大迎角飞行试验数据辨识飞机空气动力参数问题。在准定常假设条件下,运用迎角分割算法对某型飞机的大迎角试飞数据进行数据分析预处理,用最小二乘回归方法验证了上述大迎角参数辨识的思想,取得了较好的结果,为进一步开展大迎角参数辨识技术的工程应用奠定了基础。(本文来源于《科学技术创新》期刊2018年30期）
叶坤,叶正寅,武洁,屈展[9]（2018）在《基于DMD方法的翼型大迎角失速流动稳定性研究》一文中研究指出基于剪切应力输运湍流模型的SST-DDES混合方法对NACA0012翼型大迎角分离流动进行非定常数值模拟,采用动力学模态分解(Dynamic Mode Decomposition,DMD)数学工具对失速初始状态、浅失速状态以及深失速状态的流场进行稳定性分析。结果表明:DMD方法准确地提取了翼型大迎角流动中的主频和高阶倍频及对应的流场模态结构;与FFT分析结果相比,频率最大差异小于0.16%;且发现两者提取的频率在流动中的主导作用顺序也一致。通过特征值对相应的模态进行稳定性分析,所有模态的放大率均非常小,所有模态处于弱发散、弱收敛或稳定极限环状态。DMD提取的一阶模态主要表现为分离涡演化过程中最主要的静止分离涡结构,前叁阶低频对应的模态涡结构与流动中以此频率进行演化的涡结构比较一致,更高阶的倍频主要表现为尾涡和尾迹区的涡结构。且发现不同模态系数之间存在相位差,说明分离涡流动中不同频率对应的涡结构运动不同步。(本文来源于《空气动力学学报》期刊2018年03期）
饶秋磊,韩意新[10]（2018）在《大迎角气动力建模与失速/尾旋模态仿真》一文中研究指出我国国军标规定教练机设计定型试飞必须完成大迎角失速/尾旋等科目。尾旋是飞机最复杂的飞行状态之一,在开展尾旋特性试飞之前通过数值模拟的方法获知飞机的尾旋模态特性,对于降低飞行试验风险有着重要的意义。本文根据风洞试验数据建立了某型教练机的大迎角气动力数学模型,通过人在环仿真试验,得到了典型尾旋模态的重要参数,并对设计部门推荐的尾旋改出方法进行了演示验证。仿真计算结果与模型自由飞试验数据取得了良好的一致性,为飞行试验的开展提供了可靠的参考依据。(本文来源于《应用力学学报》期刊2018年03期）
大迎角论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
飞机大迎角飞行出现机翼表面气流分离现象,导致气动力呈现非定常特性,因此非定常气动力建模具有重要研究意义。根据飞机在风洞中大迎角机动的特点,结合神经网络模型的基本原理,利用类F-22缩比模型风洞试验中单自由度俯仰以及俯仰偏航耦合试验的气动力数据作为训练样本,基于具有输出反馈的RBF神经网络建立了非定常气动力模型,并选取了训练样本以外的试验数据对模型进行测试,观察模型预测输出是否与实际值相符合,从而判断模型是否有效。通过研究发现,无论是单自由度运动还是复杂的耦合运动,RBF神经网络气动力模型预测输出与实际误差较小,可以较好地拟合耦合气动数据。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
大迎角论文参考文献
[1].刘俊杰,陈增强,孙明玮,孙青林.自抗扰控制在推力矢量飞机大迎角机动中的应用[J].工程科学学报.2019
[2].卜凡楠,王晓光,潘家鑫,吴惠松,林麒.基于RBF神经网络的大迎角耦合振荡气动力建模[C].中国力学大会论文集（CCTAM2019）.2019
[3].王延灵,沈彦杰,吴佳莉,冯帅,卜忱.小展弦比飞翼低速大迎角支架干扰试验研究[C].中国力学大会论文集（CCTAM2019）.2019
[4].赵登录,李泽华.飞机大迎角偏离和尾旋特性研究[C].2019年（第四届）中国航空科学技术大会论文集.2019
[5].杜超超,孙海玲,刘洪德,李少雄.大迎角飞行时全压受感器补偿方法研究及试飞验证[C].2019年（第四届）中国航空科学技术大会论文集.2019
[6].沈霖.大迎角非定常气动力(?)模型及其应用研究[D].南京航空航天大学.2018
[7].史鹏飞,郭杰,唐胜景,王肖.基于预测控制的大迎角控制器设计[J].飞行力学.2019
[8].苏振宇.基于试飞数据的飞机大迎角气动力参数辨识[J].科学技术创新.2018
[9].叶坤,叶正寅,武洁,屈展.基于DMD方法的翼型大迎角失速流动稳定性研究[J].空气动力学学报.2018
[10].饶秋磊,韩意新.大迎角气动力建模与失速/尾旋模态仿真[J].应用力学学报.2018
论文知识图
