基于大振幅運(yùn)動(dòng)非定常氣動(dòng)力的穩(wěn)定性仿真.pdf

1、本文以模型大振幅運(yùn)動(dòng)風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)為依據(jù)，研究了飛行器動(dòng)態(tài)氣動(dòng)特性三個(gè)方面的問題。第一，對(duì)近幾年來非定?？諝鈩?dòng)力建模中常用的模糊邏輯建模方法進(jìn)行改進(jìn)，使得建模速度更快，模型精度更高；第二，采用動(dòng)導(dǎo)數(shù)仿真方法，獲得模型繞體軸的滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)；第三，運(yùn)用單自由度滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)方程，研究模型滾轉(zhuǎn)穩(wěn)定性。 在進(jìn)行非定?？諝鈩?dòng)力建模研究中，主要對(duì)模糊邏輯建模方法中的求解內(nèi)部函數(shù)系數(shù)矩陣的方法進(jìn)行了改進(jìn)，這是模糊邏輯建模方法中的核心部分。本文采用了一

2、種新的直接法求解內(nèi)部函數(shù)的系數(shù)矩陣，首先將求解內(nèi)部函數(shù)的方程簡化成一線性方程組，然后采用奇異值分解法（SVD）求解線性方程組。分別采用改進(jìn)前后的兩種方法，對(duì)兩組非定常氣動(dòng)力數(shù)據(jù)在不同結(jié)構(gòu)下進(jìn)行模糊邏輯建模并進(jìn)行比較，結(jié)果表明，相對(duì)于過去采用的牛頓法，新的求解方法無論在求解速度還是在計(jì)算精度上都得到了顯著提高。 動(dòng)導(dǎo)數(shù)仿真研究中采用時(shí)間平均法，對(duì)模型繞體軸的滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)進(jìn)行了研究。著重研究模型滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)的正負(fù)值與模型大振幅運(yùn)動(dòng)滾

3、轉(zhuǎn)力矩遲滯環(huán)方向之間的關(guān)系。結(jié)果表明，滾轉(zhuǎn)力矩遲滯環(huán)順時(shí)針方向運(yùn)動(dòng)時(shí)，對(duì)應(yīng)的滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)為正值，滾轉(zhuǎn)力矩遲滯環(huán)逆時(shí)針方向運(yùn)動(dòng)時(shí)，對(duì)應(yīng)的滾轉(zhuǎn)阻尼導(dǎo)數(shù)為負(fù)值。說明大振幅運(yùn)動(dòng)風(fēng)洞試驗(yàn)結(jié)果中包含了模型的動(dòng)穩(wěn)定特性。 在上述兩種研究結(jié)果的基礎(chǔ)上，分別以非定常風(fēng)洞試驗(yàn)獲得的滾轉(zhuǎn)力矩和由模型動(dòng)導(dǎo)數(shù)計(jì)算獲得的滾轉(zhuǎn)力矩代入單自由度滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)方程，計(jì)算模型不同支撐角時(shí)飛機(jī)繞體軸做自由滾轉(zhuǎn)運(yùn)動(dòng)時(shí)的滾轉(zhuǎn)角時(shí)間歷程。結(jié)果表明，兩種方法在計(jì)算滾轉(zhuǎn)角時(shí)間歷程以