大迎角飛翼布局飛行器非定常氣動力分析與建模方法研究.pdf

1、對常規(guī)飛翼布局飛行器（SACCON）進(jìn)行了動態(tài)單獨俯仰和單獨滾轉(zhuǎn)試驗；針對原始動態(tài)試驗數(shù)據(jù)，提出并詳細(xì)介紹了一整套動態(tài)數(shù)據(jù)處理方法，包括數(shù)據(jù)濾波、數(shù)據(jù)截斷、數(shù)據(jù)轉(zhuǎn)換和周期平均；根據(jù)動態(tài)試驗測力與力矩結(jié)果，從流場拓?fù)浣Y(jié)構(gòu)出發(fā)，分別分析了SACCON模型在單獨俯仰與滾轉(zhuǎn)運動時，不同支撐角度、滾轉(zhuǎn)角度與運動頻率下的力與力矩變化曲線。
　　然后介紹了移相法、連續(xù)傅里葉級數(shù)方法、離散諧波分析方法和單點法計算動態(tài)試驗的“同相”和“反相”動導(dǎo)數(shù)

2、的原理和公式推導(dǎo)過程，之后利用諧波分析方法得到“同相”和“反相”導(dǎo)數(shù)。根據(jù)上述計算得到的動導(dǎo)數(shù)結(jié)果，對動態(tài)運動進(jìn)行了一次諧波分析和基于傳統(tǒng)線性模型的建模結(jié)果分析，表明了線性模型不能很好地表征具有強非線性、非定常性角度區(qū)域的氣動力和力矩。
　　最后，采用非線性微分方程模型建立了飛行器的非定常數(shù)學(xué)模型，然后通過兩步線性回歸辨識出模型參數(shù)，并給出了帶有誤差限的特征時間常數(shù)分布。將數(shù)學(xué)模型辨識結(jié)果與大攻角大振幅運動的試驗數(shù)據(jù)進(jìn)行對比，結(jié)果