發(fā)布時(shí)間：2017-08-22 10:30

  本文關(guān)鍵詞：大攻角非定常氣動(dòng)力建模與非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)特性分析

  更多相關(guān)文章： 多變量擬合 大攻角氣動(dòng)建模 分支分析 非線(xiàn)性系統(tǒng) MATCONT 高超聲速 機(jī)翼?yè)u晃

【摘要】：隨著現(xiàn)代航空航天技術(shù)研究的深入,以及實(shí)際作戰(zhàn)的需要,飛行器運(yùn)動(dòng)特性由線(xiàn)性逐漸拓展至非線(xiàn)性范圍。當(dāng)飛機(jī)在進(jìn)行大攻角機(jī)動(dòng)時(shí),將發(fā)生顯著的氣流分離和渦破裂現(xiàn)象,此時(shí)氣動(dòng)力會(huì)呈現(xiàn)出較強(qiáng)的非線(xiàn)性、遲滯特性,整個(gè)飛行器的運(yùn)動(dòng)也具有高度的非線(xiàn)性分叉現(xiàn)象,因此常規(guī)的飛行動(dòng)力學(xué)小擾動(dòng)線(xiàn)化分析方法將不能完全用于上述飛行器的分析中。本文從非線(xiàn)性飛行動(dòng)力學(xué)的角度出發(fā),分別對(duì)大攻角非定常氣動(dòng)力建模和非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)特性分析進(jìn)行了全面的研究。具體工作包括:(1)從擬合的角度,利用多變量非線(xiàn)性正交多項(xiàng)式方法,建立了大攻角下俯仰、偏航以及俯仰偏航耦合的非定常氣動(dòng)力模型,并與傳統(tǒng)的多項(xiàng)式模型進(jìn)行了對(duì)比。該方法簡(jiǎn)潔高效,不需事先確定模型結(jié)構(gòu),并且可以建立全局氣動(dòng)模型,因而具有廣泛運(yùn)用的基礎(chǔ),為后續(xù)飛行器設(shè)計(jì)和分析帶來(lái)了極大的方便。(2)對(duì)分支分析和突變理論方法(Bifurcation Analysis and Catastrophe Theory Methodology-BACTM)進(jìn)行了介紹,利用MATCONT軟件對(duì)機(jī)翼?yè)u晃這一現(xiàn)象進(jìn)行分支分析,得到了系統(tǒng)的穩(wěn)定特性以及Hopf分支點(diǎn),全面揭示了系統(tǒng)的非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)特性。同時(shí),針對(duì)某飛行器的縱向進(jìn)行了分支分析,通過(guò)該改變固定控制參數(shù),得到了其變化對(duì)平衡曲線(xiàn)的影響,為飛行器參數(shù)設(shè)計(jì)帶來(lái)了一定的指導(dǎo)意義。(3)對(duì)具有典型乘波體結(jié)構(gòu)的吸氣式高超聲速飛行器的縱向進(jìn)行了穩(wěn)定性分析。利用空氣動(dòng)力學(xué)相關(guān)理論分別得到了飛行器的氣動(dòng)力和推力數(shù)據(jù),并進(jìn)一步計(jì)算出彈性模型中的模態(tài)和廣義力。通過(guò)擴(kuò)展分支分析方法得到了系統(tǒng)的平衡曲線(xiàn),分析發(fā)現(xiàn)系統(tǒng)此時(shí)由于重心位于壓心之前所有的平衡狀態(tài)都是靜不穩(wěn)定的。同時(shí),當(dāng)飛行器處于高空巡航平衡狀態(tài)時(shí),根據(jù)本文建立的彈性模型發(fā)現(xiàn),由二維機(jī)身彈性引起的攻角變化很小。
【關(guān)鍵詞】：多變量擬合 大攻角氣動(dòng)建模 分支分析 非線(xiàn)性系統(tǒng) MATCONT 高超聲速 機(jī)翼?yè)u晃
【學(xué)位授予單位】：西北工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2015
【分類(lèi)號(hào)】：V211
【目錄】：

• 摘要4-5
• abstract5-8
• 第一章 緒論8-16
• 1.1 引言8-9
• 1.2 非定常氣動(dòng)力實(shí)驗(yàn)發(fā)展9-10
• 1.3 非定常氣動(dòng)力建模10-12
• 1.3.1 代數(shù)模型10-11
• 1.3.2 微分和積分模型11
• 1.3.3 模糊控制和神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)11-12
• 1.3.4 多變量正交多項(xiàng)式擬合12
• 1.4 非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)特性分析12-13
• 1.5 本文的主要工作13-16
• 第二章 多變量正交多項(xiàng)式在氣動(dòng)建模上的應(yīng)用16-28
• 2.1 引言16
• 2.2 單變量最小二乘數(shù)據(jù)擬合16-17
• 2.3 多變量正交多項(xiàng)式擬合17-20
• 2.3.1 多變量正交擬合原理17-18
• 2.3.2 正交基函數(shù)18
• 2.3.3 模型結(jié)構(gòu)確定準(zhǔn)則18-20
• 2.4 數(shù)學(xué)算例20-22
• 2.5 氣動(dòng)建模實(shí)例22-26
• 2.6 小結(jié)26-28
• 第三章 大攻角非定常氣動(dòng)力多項(xiàng)式建模28-44
• 3.1 引言28
• 3.2 傳統(tǒng)的代數(shù)多項(xiàng)式模型28-30
• 3.2.1 模型結(jié)構(gòu)28-29
• 3.2.2 最小二乘法參數(shù)辨識(shí)29-30
• 3.3 基于多變量非線(xiàn)性數(shù)據(jù)擬合模型30-31
• 3.4 縱向非定常氣動(dòng)力建模算例31-38
• 3.5 偏航非定常氣動(dòng)力建模算例38-40
• 3.6 俯仰與偏航耦合非定常氣動(dòng)力建模算例40-43
• 3.7 小結(jié)43-44
• 第四章 非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)特性分析44-66
• 4.1 引言44
• 4.2 飛行器動(dòng)力學(xué)模型44-49
• 4.2.1 繞質(zhì)心運(yùn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程45-46
• 4.2.2 繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動(dòng)的動(dòng)力學(xué)方程46-49
• 4.3 分支分析和突變理論方法介紹49-51
• 4.3.1 平衡解與周期解49-50
• 4.3.2 平衡解與周期解的穩(wěn)定性50
• 4.3.3 分支與突變50-51
• 4.3.4 數(shù)值算法51
• 4.4 擴(kuò)展分支分析方法51-52
• 4.5 機(jī)翼?yè)u晃開(kāi)環(huán)分支分析52-60
• 4.6 某飛行器縱向非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)特性分析60-64
• 4.6.1 推力對(duì)縱向動(dòng)態(tài)特性的影響62-63
• 4.6.2 質(zhì)心對(duì)縱向動(dòng)態(tài)特性的影響63-64
• 4.7 小結(jié)64-66
• 第五章 高超聲速飛行器非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)特性分析66-82
• 5.1 引言66
• 5.2 二維幾何外形66-67
• 5.3 氣動(dòng)力和推力理論算法67-74
• 5.3.1 機(jī)體前部氣動(dòng)力計(jì)算67-70
• 5.3.2 推力模型70-72
• 5.3.3 機(jī)體尾部氣動(dòng)力計(jì)算72-73
• 5.3.4 控制舵偏73-74
• 5.4 彈性模型74-77
• 5.5 縱向剛體-彈性動(dòng)力學(xué)模型77-78
• 5.6 非線(xiàn)性動(dòng)力學(xué)特性分析78-81
• 5.7 小結(jié)81-82
• 第六章 總結(jié)與展望82-84
• 6.1 工作總結(jié)82-83
• 6.2 主要?jiǎng)?chuàng)新點(diǎn)83
• 6.3 有待進(jìn)一步研究的工作83-84
• 參考文獻(xiàn)84-88
• 致謝88-90
• 攻讀碩士學(xué)位期間發(fā)表的學(xué)術(shù)論文90-91

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：718623