شناسایی مدل غیر خطی آیرودینامیک هواپیما در مانور اسپین با استفاده از مدل چند نقطه‌ای توسعه یافته

در این تحقیق مدل آیرودینامیکی چند نقطه ای توسعه یافته بر پایه تئوری استریپ برای محاسبه و تخمین پارامترهای پروازی در رژیم پروازی کاملاغیر خطی اسپین که توام با زاویه حمله بالا و نیز نرخ چرخش بالا می باشد، ارایه می گردد. برای فرآیند شناسایی، تکنیک تخمین استفاده شده رگرسیون حداکثر شباهت با دیدگاه خطای معادله می باشد. هدف از این مطالعه استخراج مدل ریاضی آیرودینامیک غیر خطی مناسب برای پدیده اسپین که از غیر خطی ترین و غیر قابل پیش بینی ترین مانورهای پروازی است، می باشد. از آنجایی که در پدیده اسپین رفتار هر سطح از هواپیما متفاوت با سطح دیگر است، مزیت مدل استخراج شده با استفاده از دیدگاه مدل سازی چند نقطه ای در این است که به هر نیروی آیرودینامیکی تولید شده توسط هر سطح جداگانه اجازه می دهد تا بطور مستقل در رابطه نیرو و گشتاور کل شرکت کند بجای آنکه مقدار میانگینی با توجه به موقعیت مرکز جرم در نظر گرفته شود. مدل استخراج شده به دو ست داده های واقعی اندازه گیری شده از پرواز تست اسپین اعمال شده و نتایج نشان دهنده تولید دوباره نیروها و گشتاورهای تولید شده در یک مانور اسپین دیگر با دقت بسیار بالا تر در مقایسه با روش بسط سری تیلور و نیز مدل چند نقطه ای ساده می باشد.

Airplane Nonlinear Aerodynamic Model Identification in Spin Maneuver by Using Extended Multi Input Approach

In this paper application of the multipoint aerodynamic model for parameter estimation in spin maneuver as a highangleofattack and highangularrate fight regime was concentrated. The identification technique used to illustrate the approach is maximum likely hood with the equation error approach. The multipoint model comprises a set of new parameters describing the aerodynamic force distribution along individual surface components of the aircraft so using this method will be useful for spin aerodynamic modelling. The aim of this study is to demonstrate that this model allows coupling among the three force and three moment components, this means that the parameters associated with the sixcomponent equations are thus treated simultaneously. Another advantage of this approach is that the model allows each individual force generating surface element of the aircraft to contribute independently to the total force and moment rather than some average of these contributions relative to the center of mass. The method is applied to measurements from spin fight test data conducted with a light general aviation aircraft and the results compared with conventional aerodynamic model. The results indicate that the method is capable of reproducing, with reasonable accuracy, the force and moment measurements obtained from a fight other than the one used in the parameter estimation.