大展弦比机翼μ控制

利用大展弦比机翼后缘不同位置上的操纵面进行颤振主动控制,通过将大展弦比机翼简化为包含弯曲和扭转两种模态的悬臂梁结构,根据片条理论,建立包含操纵面运动规律的大展弦比机翼气动弹性方程.由于简化的数值模型与实际模型之间存在一定的误差,通常模型的运动方程包含有不确定参量用来表示建模误差.鲁棒控制方法能够得到一个有效控制器,控制这种带有模型不确定参量的运动方程.文中论述利用鲁棒μ控制方法,研究有两个操纵面大展弦比机翼的鲁棒控制问题.仿真结果表明鲁棒μ控制可以有效地抑制大展弦比机翼的受扰振动,提高颤振临界速度,且两个操纵面共同控制效果比单操纵面显著.     

大展弦比机翼非线性颤振剪裁设计新方法

针对大展弦比机翼水平弯曲模态参与耦合颤振问题,首先用考虑几何非线性的颤振分析方法研究了某大展弦比机翼的颤振特性,结果表明水平一弯模态参与耦合降低了机翼传统模式的线性颤振速度;然后研究了复合材料的铺层主刚度方向角对机翼非线性振动特性和颤振特性的影响规律,提出了大展弦比机翼非线性颤振剪裁设计的新方法.结果表明主刚度方向角的变化主要引起了水平一弯模态振型的改变,一般表现为主刚度方向角从机翼后梁向后缘偏转,该阶模态的相对扭转振型节线位置向前缘移动;反之,该节线位置后移.进一步非线性颤振分析,发现水平一弯模态振型的变化引起了该阶模态参与耦合颤振速度的明显改变,主要表现为该颤振型的颤振速度随该阶模态的相对扭转振型节线位置前移量的增加而增大.通过两个算例验证了结论的正确性.     

民机概念设计阶段的气动弹性优化设计

针对民机气动弹性问题,进行概念设计阶段的气动弹性优化设计,尽量避免因气动弹性导致后续的设计更改甚至重新设计.以某大展弦比机翼为例,参照同类飞机初步确定结构刚度分布,并以结构重量最小化为优化目标,以颤振速度、最大变形、最大应力、发散速度的限制为约束条件,利用优化迭代方法进行气动弹性求解.结果表明,在给定的约束条件下,机翼的颤振速度满足气动弹性稳定性要求,且强度、刚度和静发散特性也都满足设计要求;同时,根据优化求解结果得到了机翼的刚度分布指标.研究结果为民机概念设计阶段的结构布局提供了依据.     

太阳能无人机群基于通信决策的节能连接控制

太阳能无人机的展弦比随着续航要求的提高而不断增大,而拥有大展弦比的无人机不利于快速部署,针对该问题提出了一种太阳能无人机群基于通信决策的节能连接控制策略,并给出了确定最优连接顺序的方法,达到将多架中小型太阳能无人机进行连接,组成更节能的大展弦比无人机的目的.首先,利用扩展卡尔曼滤波对无人机的状态进行估算.其次,通过信息熵评估态势对无人机的飞行轨迹和航速进行调整.最后,通过仿真演示了虚拟无人机的实时连接过程.研究结果证明了按最优连接顺序将无人机连接后可以显著降低编队整体的最终能量消耗,而基于态势感知的通信策略能够有效降低通信频次,优化编队的连接控制.     

大展弦比复合材料机翼动力学分析

针对结构非线性对大展弦比机翼动力学特性影响很大的问题,使用MSC Patran和MSC Nastran软件进行有限元建模及分析,将大展弦比机翼建成薄壁盒型梁模型．研究大变形对机翼动力学特性的影响,比较复合材料盒型梁模型和金属盒型梁模型的计算结果,并讨论复合材料铺层顺序的改变对机翼动力学特性的影响．研究表明：复合材料机翼的各阶固有频率明显高于铝合金机翼;铺层顺序会影响复合材料机翼的固有频率．     

前缘变配重颤振分析

为了提高某型飞机机翼颤振速度,详细探讨利用副翼前缘配重提高颤振速度的方案. 用MSC Nastran对副翼前缘进行变配重重量和位置的振动、颤振计算分析. 得到的结果有助于改善机翼的颤振特性,为机翼改进设计及飞机振动、颤振试飞提供参考.     

一类大展弦比机翼非线性模型的稳定性与分岔

结合材料力学中曲率的概念,利用格罗斯曼理论计算气动力,应用拉格朗日方程建立了一类大展弦比机翼的非线性动力学模型.对该模型进行了无量纲化处理,利用第一李雅普诺夫量研究了该系统由稳态平衡解向Hopf分岔解(颤振运动)演化的临界条件和路径,以及系统发生benign颤振(超临界)、catastrophic颤振(次临界)的识别条件.利用规范性理论、Hopf分岔定理研究了模型的颤振行为,并研究了不同展弦比对颤振速度的影响.数值模拟验证了理论分析的结果.     

基于传递函数法的带外挂大柔性机翼颤振分析

基于带外挂大柔性机翼结构和气动特点,使用带有半解析半数值特性的传递函数方法进行处理.首先,将变形后的柔性机翼视为曲梁,基于曲梁的运动微分方程,结合传递函数方法,将曲梁运动微分方程整理成状态空间方程形式.然后,借鉴有限元方法的思想将单元进行组集,组集时结合机翼挂载处内力平衡和位移协调条件,得到了机翼整体平衡方程,结合求解复特征值的方法,完成了带外挂大展弦比大柔性机翼的动气动弹性稳定性分析.对比通过有限元方法得到的仿真结果,证实了文章提出计算方法的准确性和高效性.文章结尾,分析了外挂质量、转动惯量、位置分布及数量等变量对带外挂大展弦比大柔性机翼的动气动弹性稳定性的影响.     

复合材料机翼颤振特性的数值仿真

研究机翼振颤性能优化问题,由于复合材料机翼具有材料耦合和几何耦合的特点,传统的方法研究复合材料机翼的颤振特性比较复杂,耗时长.为解决上述问题,提出利用哈密顿原理建立了系统的运动方程,然后采用微分求积法进行离散,并编制了程序对复合材料机翼的弯扭耦合颤振速度在Matlab软件上进行了数值仿真.结果表明,微分求积法的计算结果精度高、速度快,并证明利用微分求积法分析复合材料机翼的颤振特性是可行且有效的.同时,分析了材料耦合刚度对颤振速度的影响,结果表明材料耦合刚度的绝对值稍大些才能提高机翼的颤振速度.     

基于ANSYS/CFX耦合的机翼颤振分析

在飞行器飞行气动特性的研究中,为避免传统方法进行颤振点预测时的"准模态"假设,能够更加准确地仿真机翼在流场中的真实运动情况,根据CFD/CSD一体化设计思想,采用了ANSYS/CFX紧耦合算法,对国际标准气动弹性模型AGARD 445.6机翼作了颤振分析,验证性地研究了亚音速和跨音速颤振机理,将仿真计算结果和实验数据进行了比较.表明耦合计算所得的颤振速度和颤振频率和实验值吻合,在亚音速阶段,机翼颤振主要是机翼的弯曲扭转耦合运动引起,而跨音速阶段则主要是机翼的弯曲运动的不稳定性引起,与理论定性分析得到的结果一致,证明ANSYS/CFX全耦合的应用为求解非线性流固耦合问题提供了有效的方法.     

高精度、全局优化的无人机Bingo 航迹导航系统

Bingo 航迹导航系统是保证飞机返航安全的重要组件,大型无人机对于Bingo 航迹导航系统在高续航能力、高精度计算等方面提出了更高的需求。根据大型无人机特点,设计了一种高精度、全局优化的Bingo 航迹导航系统。嵌入地面控制站内,解决了Bingo 航迹导航系统受机上计算机计算能力制约的问题;采用完整的无人机气动力和发动机模型,使计算具有更高精度;采用庞特里亚金方法进行整个剖面寻优以获得全局优化结果。在系统测试中,通过比较实际试飞与Bingo 航迹导航系统计算结果,验证该系统的有效性,测试结果表明,采用该系统进行Bingo 航迹导航计算,对飞机返航所需油量计算精度高,并对无人机操作员及时提示,且系统的稳定性较好。     

四旋翼无人机控制系统仿真设计

四旋翼无人机是一种性能优越的垂直起降无人飞行器,能够实现悬停、低速飞行、垂直起降等功能,在军事和民用方面具有重要价值。针对四旋翼无人机的控制系统设计问题,首先分析介绍了四旋翼无人机飞行原理,对其建立动力学模型和运动学模型,然后进行了基于PID控制的控制系统设计,控制系统采用四通道、多闭环的控制结构,包括无人机的姿态控制与轨迹控制。在MATLAB中进行无人机控制系统仿真实现。仿真结果表明,本文所设计的控制系统,能够有效地实现四旋翼无人机的姿态控制、轨迹控制,具有良好的控制精度与响应速度。     

Self-tuning regulator design for adaptive control of aircraft wing/store flutter

The application of the self-tuning regulator concept to adaptively control aircraft wing/store flutter instability is described. A simple design based on a reduced-order aircraft model has been successfully tested on a high-order simulation of an advanced aircraft, and performance was found to be comparable to another design using on-line maximum likelihood identification of plant parameters. The main advantage of the self-tuning regulator is its simplicity, while the main disadvantage is the inadequacy of prior performance guarantees.     

Decentralized nonlinear robust control of UAVs in close formation

This paper treats the design of a decentralized nonlinear robust control system for formation flying of multiple unmanned aerial vehicles (UAVs). In close formation, it is assumed that vortex of any UAV affects the motion of all the UAVs behind it. The forces produced by these vortices are complex functions of relative position co‐ordinates of the UAVs. In this paper, these forces are treated as unknown functions, which cannot be parameterized. Since the system is not invertible in the wind axes system, a simplified co‐ordinate system obtained from the wind axes system for which the velocity roll (bank angle) is zero, is considered for the design of the control system. A nonlinear robust control system for the separation trajectory control of the wing aircraft in the simplified wind coordinate system is derived. Uncertain functions and unmeasured variables are estimated using a high‐gain observer for the synthesis of the control system. Each wing UAV synthesizes its control law using its own state variables and the relative position of the preceding UAV with respect to the wing UAV. Thus the control system is decentralized since each UAV has to communicate (depending on sensors for position measurement) with at most one (preceding) UAV, and no data transmission from the remaining vehicles is required. Simulation results for two UAVs are presented which show precise separation trajectory control of each wing UAV in spite of the presence of unknown and unstructured vortex forces, while the lead aircraft maneuvers. Furthermore, these results confirm that when the wing aircraft is positioned properly in the vortex of the lead aircraft, it experiences reduction in its required flight power. Copyright © 2003 John Wiley & Sons, Ltd.     

仿生扑翼“0”形轨迹机构的设计及气动力特性

针对仿生扑翼飞行器的驱动结构进行设计,提出了一种空间摇杆式的驱动机构与机翼扭转机构,实现机翼扑动过程中的"0"形空间运动轨迹.针对机翼的空间"0"字形运动,建立仿生飞行器气动分析模型,采用动网格与非定常数值计算方法,对机翼拍动过程中不同相位下的升阻特性进行分析,并通过空气动力效率与流场对比分析,得到不同参数条件下的气动效率,为仿生扑翼飞行器的设计及扑动模式的选择提供参考.通过气动力测量实验、台架姿态标定和外场飞行测试,验证了结构设计的合理性.     

一种小型倾转旋翼无人机的建模与仿真

传统无人机多为四旋翼无人机和固定翼无人机,现设计一种小型可倾转旋翼无人机,可实现垂直起降与悬停,并能在空中高速巡航。建立该无人机的动力学模型,对该无人机的旋翼飞行模式,设计了基于滑模控制(Sliding Mode Control)的姿态控制器和位置控制器,并通过Matlab仿真和传统的PID算法进行比较验证。仿真结果表明:基于滑模鲁棒控制的无人机,其姿态收敛过程和位置收敛过程都远快于传统控制方法。     

速度和推力控制律设计

主要介绍了自动油门的工作模式和控制律算法设计。自动油门两种工作模式为:指示空速/马赫数保持和推力控制。其工作模式由自动飞行控制系统的纵向接通模态直接决定。在推力控制模态算法中,发动机目标压力比和现时压力比的差值为主控信号;在速度保持模态算法中,速度差是主控信号。经过调参转换为油门杆指令速率,驱动油门执行机构,伺服电机跟踪转速指令并转换为油门偏转角度,输出给发动机产生相应的推力。以某型飞机为控制对象,进行了数学仿真,仿真结果表明该控制律是可行的并具有良好的应用前景。     

高超音速二元机翼的颤振响应研究

在飞机结构设计中,非线性因素不可避免.本文以高超音速流下的,在俯仰自由度上含有立方非线性刚度的二元机翼为研究对象,采用平均法及颤振理论研究了超高速飞机机翼的非线性动力学行为,并通过数值计算验证了理论计算的正确性,给出了对比分析结果.