Методика и итерационные алгоритмы идентификации аэродинамических коэффициентов по результатам моделирования летных испытаний

• Автор: Ву Нгок Хое
• Шифр специальности: 05.07.01, 05.07.07
• Научная степень: Кандидатская
• Год защиты: 2006
• Место защиты: Москва
• Количество страниц: 234 с. : ил.

ОГЛАВЛЕНИЕ
ВВЕДЕНИЕ

Глава 1. АНАЛИЗ РАЗЛИЧНЫХ МЕТОДИК ИДЕНТИФИКАЦИИ И

ИСХОДНЫЕ ПРЕДПОСЫЛКИ ПОСТРОЕНИЯ

1.1. Современные проблемы адекватного определения

аэродинамических характеристик летательных аппаратов и некоторые причины рассогласования их значений

1.2.Проблемы практического решения задачи идентификации

1.3.Анализ методик и результатов решения обсуждаемой задачи, полученных в работах других авторов
1.4.Исходные предпосылки построения методики и алгоритмов идентификации аэродинамических коэффициентов по результатам моделирования летных испытаний ЛА

ф ВЫВОДЫ по главе 1.

Глава2. МОДЕЛЬ ДВИЖЕНИЯ ЛА С ИЗМЕНЯЕМЫМИ ФОРМОЙ И

МОМЕНТАМИ ИНЕРЦИИ ПРИМЕНИТЕЛЬНО.
2.1 .Постановка задачи моделирования движения ЛА
2.2.Уравнения высокоточного математического моделирования движения ЛА
2.3.Структура аэродинамических характеристик с учетом.
ВЫВОДЫ по главе 2.
ГлаваЗ. МЕТОДИКА И АЛГОРИТМЫ ИДЕНТИФИКАЦИИ
АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ КОЭФФИЦИЕНТОВ
3.1.Общая схема модельной идентификации аэродинамических
характеристик
3.2.Алгоритм идентификации аэродинамических характеристик и коэффициентов на основе высокоточной модели
3.3.Алгоритм модельной идентификации аэродинамических коэффициентов по значениям.
3.4.Алгоритм приближенного определения функций влияния
ВЫВОДЫ по главе 3.
Глава4. РЕЗУЛЬТАТЫ ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫХ ЭКСПЕРИМЕНТОВ
4.1.Результаты контрольной идентификации аэродинамических
коэффициентов управляемого летательного аппарата
ф 4.2.Результаты контрольной идентификации аэродинамических
коэффициентов неуправляемого ЛА тела вращения
4.3. Результаты идентификации при моделировании летных испытаний управляемого ЛА
4.4.Результаты контроля условий ортогональности матрицы С
ВЫВОДЫ по главе 4
ОБЩИЕ ВЫВОДЫ.
СПИСОК ЛИТЕРАТУРЫ


Решение этих вопросов является исключительно сложной задачей в силу того, что, с одной стороны, они лежат как бы "на обочине" проблемы, а с другой, - формализованный общий подход к их решению (особенно, если учесть существенную нелинейность и нестационарность используемых моделей) отсутствует и, очевидно, не может быть получен в принципе. Указанное обстоятельство вынуждает подходить к решению данной задачи путем разработки рекомендаций по построению соответствующих методик отработки вычислительных процедур, в частности - итерационных алгоритмов, гарантирующих сходимость результатов при идентификации АДК на основе моделирования процесса ЛИ. Единственная, известная автору диссертации работа, близкая по тематике, была выполнена и защищена Альхаф М. Надером []. АДК, общностью. Имея в виду изложенные выше обстоятельства, поставленная в данной диссертации цель может быть достигнута путем разработки схемы решения, базирующейся на моделировании процесса ЛИ в вычислительном эксперименте, с использованием предпосылок, приведенных в п. При этом необходимо было задаться некоторой частной полетной схемой, служащей базой для отработки предлагаемой методики. В качестве таковой в работе было принято к рассмотрению движение неуправляемого ЛА (тело вращения, орган управления (ОУ) - в исходном состоянии). Начальные данные задавались на высоте Н0=км, угол наклона траектории порядка °, время ^=0, пространственный угол атаки ап=0, модуль скорости У=м/с. В момент времени 1,шч=с на высоте порядка км начиналось управление ЛА - ОУ начал отклоняться с угловой скоростью (О/)2=-0. При достижении угла б=-7. ОУ прекращалось. Затем в момент времени 1ВОЗд=. ЛА подвергался импульсному воздействию в виде резкой перекладки ОУ от значения угла е=-7. К= 1 рад/с. С этого момента полученные в результате моделирования параметры движения ЛА рассматривались как начальные в задаче идентификации (1=0). При последующем движении ЛА моменты времени 1|=. В задаче идентификации начальные данные предполагались известными и могли выбираться в любой точке траектории до момента начала идентификации, в зависимости от имеющейся информации и точности параметров. Геоцентрическая система координат ОоХоуого предполагалась жестко связанной с Землёй. Ось ОоУо ориентирована вдоль угловой скорости суточного вращения Земли, ось Оох0 проходит через точку пересечения местного меридиана с плоскостью экватора, а ось Оого дополняет систему до правой. Ориентация скоростной системы координат Охау^ относительно земной ОоХоУого задавалась двумя углами а и 0: а — угол поворота траектории (угол между проекцией вектора скорости Уо на плоскость экватора и осью Оох0 ); 0 - угол наклона траектории (угол между вектором скорости У0 и плоскостью экватора). В программе для ПЭВМ угол 0 заменен на более удобный параметр 0ц - угол между вектором скорости Уо и вектором угловой скорости вращения Земли П0. Области изменения 0И и а задавались в виде: О<0ц<я; 0<о<2л. Проведен общий анализ сведений о различиях значений характеристик в теоретических расчетах, натурных условиях полета ЛА и условиях наземного эксперимента. Обсуждены возможные причины различий значений характеристик и современные теоретические проблемы адекватного определения аэрогазодинамических характеристик ЛА. Представлена общая схема идентификации аэродинамических характеристик (АДХ) и коэффициентов (АДК) по значениям перегрузок и угловых скоростей ЛА, получаемым в вычислительном эксперименте в процессе моделирования ЛИ. Изложены исходные предпосылки построения в данной работе методического комплекса и итерационных алгоритмов идентификации аэродинамических характеристик и аэродинамических коэффициентов ЛА. Глава 2. Рассматривается движение некоторого гипотетического управляемого ЛА в стандартной атмосфере []. Система декартовых ортогональных координат Охіу^і жестко связана с передней частью неизменяемой формы. Ее начало - в фиксированной произвольной точке О (см. Рис. Охі направлена к вершине ЛА и является осью симметрии передней части. Система координат Ох2у2г2 жестко связана с изменяемой частью ЛА. Ее начало расположено в точке О, ось Ох2 направлена к передней части и проходит через ЦМ кормовой части, расположенный в точке Т2 .