二元机翼非线性气动弹性自适应控制

研究了带有前后缘控制面的二元机翼气动弹性颤振主动控制问题。采用多项式非线性模型建立气动弹性动态方程,然后考虑俯仰方向阻尼和刚度存在参数不确定性的情况下,利用Lyapunov稳定性理论设计了具有全局稳定的反馈线性化自适应和结构化模型参考自适应(SMRAC)控制律。仿真结果显示,在控制面偏转存在限制时,所设计的控制律可以有效地实现颤振的抑制,考虑阻尼不确定性对于颤振抑制具有减小收敛时间的作用,但对于系统响应特性占据主导作用的是刚度不确定性。     

LQG/LTR鲁棒控制器在机翼主动颤振抑制中的应用

传统的LQG(linear quadratic Gauss)控制器无法满足系统的鲁棒性要求,因此文章采用LQG/LTR(Loop transfer recovery)理论设计了机翼主动颤振抑制鲁棒控制器.文中1、2部分建立了气动伺服弹性系统模型并推导了LQG控制器,第3部分基于LQG/LTR理论分2步完成了鲁棒控制器的设计.利用典型的气动伺服弹性系统模型,分别采用LQG/LTR控制器和LQG控制器对机翼颤振进行抑制,仿真结果表明,LQG/LTR控制器的性能远远优于LQG控制器.     

变体飞行器的切换LPV控制

运用切换线性变参数(linear parameter varying,LPV)的控制方法解决变体飞行器在不同机翼构型有不同的控制目标问题。首先根据变体飞行器的任务需求把后掠角变化范围分成不同的区域,针对不同的变化区域分别设计相应的LPV控制器,采用参数依赖公共Lyapunov函数方法实现在变形机构允许的范围内以尽可能快的变体速度实现变体过程。仿真结果表明用所用方法设计的控制器具有良好的响应特性,可实现对指令信号的良好跟踪。     

高超声速机翼瞬态气动加热下热颤振分析

研究了一种气动力(热)/结构耦合的高超声速机翼热颤振的时域数值分析方法。研究目的是分析结构内部温度梯度对结构固有特性的影响机制和结构发生颤振的规律。采用非定常计算流体力学耦合结构传热的算法,获得结构的瞬态温度场;通过有限元计算得到瞬态温度场不同时刻下的热结构模态;利用结构模态叠加法建立结构动力学模型,结合Volterra级数建立的非定常气动力模型进行气动/结构耦合计算获得颤振动压。对马赫数为5、高度13 km的一小展弦比机翼进行了颤振分析。验证了该方法的可实现性。研究表明,随着温度梯度的增大结构固有频率减小,颤振动压最小值发生在结构主频率差值最小处。     

变化风场中直升机阵风载荷分析

为精确计算直升机阵风载荷,建立了同时考虑变化风场时间导数和空间梯度的直升机非线性动力学模型.通过质心处过载系数的时域响应仿真实现直升机阵风载荷计算分析,并与工程估算公式计算结果进行对比.由于全面考虑了直升机旋翼、尾桨、机身、垂直安定面和水平安定面等部件对阵风载荷的影响,对比结果验证了该方法在小前进比前飞时具有更高的精度.分析表明垂直方向阵风载荷对直升机结构强度影响较大,且在相同前进比时阵风载荷与阵风强度呈近似线性关系,所发展的方法能够适用于直升机在不同飞行状态和变化风场中的阵风载荷分析.     

变转速倾转旋翼机多体系统气弹响应分析

基于多体动力学方法建立了考虑机翼/旋翼刚柔耦合的倾转旋翼机过渡状态气弹响应分析模型,通过引入倾转过程旋翼尾迹弯曲影响,修正了直升机旋翼常规动态入流模型.集成非定常动态入流方程与倾转过渡状态的多体动力学方程,建立了倾转旋翼机过渡状态下时域非定常耦合分析模型.以半展长弹性机翼全铰接式倾转旋翼机模型为例,分析了倾转旋翼机倾转过渡状态气弹响应时间历程.数值计算表明:建立的时域模型能够快速有效分析了倾转旋翼机过渡状态的气弹特性,能够捕捉变转速倾转旋翼机的机翼/旋翼间复杂的气弹耦合特性.     

折叠机翼的参数化气动弹性建模与颤振分析

针对折叠机翼的特点建立了颤振分析的参数化气动弹性模型。参数化的结构模型基于模态综合法实现;参数化的气动力模型采用偶极子网格法建立;并且阐述了基于Gram矩阵范数对于气动弹性系统颤振边界的预测方法。以折叠机翼完全展开和完全折叠构型为例,将文中方法获得的颤振边界与特征值法获得的结果进行了对比,验证了该方法的正确性。通过对不同折叠角度下的颤振边界的分析可以得出:颤振边界对折叠角度很敏感;随着折叠角度的增加,颤振模态发生了变化;较高的结构模态阻尼比可以提高颤振速度,推迟颤振现象的发生。     

非线性子系统的大振幅时域自激力模型

针对强风作用下的大跨度桥梁或高速飞行中的机翼可能出现大振幅颤振响应,而现有时域自激力模型又无法模拟大振幅下的非线性气动力问题.提出一种新的非定常大振幅自激气动力模型及其参数拟合方法,新模型通过附加非线性微分方程组及附加气动力自由度来模拟气动力记忆效应及振幅非线性特性.对于同一主梁断面,使用一组模型参数即可模拟不同折算风速和不同振幅下的自激力,模型参数可通过风洞试验或CFD数值模拟结果拟合获得.结果表明,新模型能再现自激力阻尼特性随折算风速和振幅的变化,通过单频振动拟合得到的新模型能再现多频振动下的非线性自激力时程.     

基于CFD方法的阵风响应与阵风减缓研究

通过设计舵面的同期运动,可以达到缓解飞行器遭遇阵风时引起的非定常气动力与力矩干扰的目的。文章通过引入"网格速度"模拟阵风条件,求解非定常欧拉方程实现了翼型阵风响应的数值模拟;并通过动态嵌套网格方法研究了舵面运动时的阵风减缓效果。首先采用该方法对NACA0006翼型迎角阶跃型阵风的气动力响应进行了计算,计算结果与理论结果、文献计算结果吻合良好。进一步对NLR两段翼型在迎角阶跃型、One-m inus-cosine型阵风做用下的气动力响应过程进行了数值模拟,对襟翼运动时的阵风减载效果进行了分析,并研究比较了襟翼运动参数对阵风减缓的影响。结果表明:通过合理设计舵面运动方式,可以很好抑制阵风引起的非定常气动干扰。     

一种时域颤振判定新方法研究

采用离散傅里叶变换方法对颤振时间响应历程计算结果进行分析,提出了一种从多个模态分支计算结果中归纳耦合主颤振分支的方法。分别从频率移动理论和能量变化观点出发,提出了针对颤振边界的临界颤振动压判定频率移动判据和能量因子判据。通过对国际标准跨声速颤振算例AGARD445.6机翼的时域颤振计算结果进行分析,验证了方法在耦合模态分支确定、临界颤振动压判定、主颤振分支判定3个方面的高有效性。此外,将该方法应用于高速中等展弦比气动翼面的跨声速颤振特性研究,成功地根据较复杂的响应曲线判断出了颤振边界,表明该方法具有良好的工程应用前景。     

压电材料控制悬臂梁升力面颤振研究

利用压电材料建立了单输入单输出理论模型并得到颤振方程及其状态空间方程。同时应用NASTRAN、MATLAB计算软件和自行编制的程序进行了气动力拟合,并且对模型的结构动力学特性及颤振特性进行了分析。计算结果表明,通过主动控制控制律的实施,达到了颤振主动抑制的目的。     

民机总体设计参数选择与多目标优化

基于优化算法需要和民机设计的特点提出了参数选择的新思路。为避免抖振和飞行品质问题明确了巡航飞行马赫数、最大运行马赫数和阻力发散马赫数的相互关系;数值分析表明,使用翼根相对厚度作为参数的机翼重量公式更为合理,对改善分析精度有利。以A320为算例,采用多目标粒子群算法优化得到的优化解与原机型的设计指标和参数接近,避免了以往出现的问题,从而证明参数选择的优越性。     

使用捷联惯导的导弹自适应自动驾驶仪特征参数的选取方法

讨论了数字式自适应自动驾驶仪设计中的一个重要问题－特征参数的选取方法。高性能战术导弹的动力学特性的变化是很大的，导弹的这种动力学特性大大增加了控制系统的设计难度，在工程中通过引入可变增益控制器解决这个问题。研究结果表明，用于控制器调参的特征参数主要由导弹的射程、马赫数和动压变化范围以及使用攻角的大小来决定。给出的设计实例初步证实了这种方法的正确性。     

基于VGLPV极点配置的非完整机器人轨迹跟踪鲁棒H_∞控制

针对非完整移动机器人模型中存在的动态不确定性,提出一种基于线性变参数的鲁棒H_∞控制,并同时具有极点配置的轨迹跟踪控制器。采用欧拉-拉格朗日方程建立机器人轨迹跟踪动态方程;利用变增益线性变参数凸分解技术,将这一动态模型转化为具有凸多面体结构的线性变参数模型;根据鲁棒控制理论和线性矩阵不等式理论,在凸多面体的各个顶点设计状态反馈控制器,然后利用各个顶点控制器综合得到线性变参数控制器。仿真结果表明,机器人对于参数的变化具有良好的跟踪性能。     

两种乘波前体/进气道一体化设计与性能研究

建立了由激波面推算波后流场的计算方法,设计了能够产生三道封闭圆锥激波的相交锥模型.以此为基础生成了具有三道封闭激波的乘波前体和具有一道封闭激波两道平面激波的乘波前体对比模型.分别对两种乘波前体与进气道一体化模型进行了全三维流场计算,研究了两模型在不同飞行状态下的气动性能.结果表明三道封闭激波乘波前体模型相比对比模型具有较大的气动性能优势.在进气道进口截面处边界层厚度几乎相等的情况下,流量系数提高了3.4%,总压恢复系数提高了8%,进气道进口截面流场不均匀度降低了8.8%.相比低于设计马赫数和负攻角,两模型在高于设计马赫数和正攻角有较大的封闭激波飞行范围.CFD计算结果表明,对于乘波前体设计马赫数应低于实际飞行马赫数,并且宜采用正攻角飞行.     

超柔性太阳能无人机纵向操稳特性研究

针对高空长航时太阳能无人机的超柔性机翼气动弹性变形明显,与飞行动力学响应耦合,常规分析方法会引起较大误差的特点。本文首先采用拉格朗日方程建立了能够反映超柔性特性的结构/飞行耦合动力学模型;然后结合气动弹性引起的结构变形、全机构型变化和气动导数变化,采用根轨迹法深入分析超柔性太阳能无人机的纵向稳定性;最后研究了气动弹性变形对纵向飞行控制律的影响规律,提出了改进方案并进行了仿真验证。发现超柔性太阳能无人机的纵向特征根随机翼刚度变化很明显,尤其当刚度较小时将会出现短周期和一弯模态耦合、长周期不稳定等不利现象;采用刚性或静气动弹性模型设计得到的控制律增益偏小,同时控制机翼变形和飞行姿态可以得到更平滑的控制效果。     

基于随机线性最优控制的汽车主动悬架控制器设计

通过建立车辆半车模型的动力学方程,应用随机线性最优控制理论设计了车辆主动悬架LQR控制器,并在Matlab/Simulink环境中构建了实现该控制策略的仿真模型,对仿真结果进行了时域和频域分析,结果表明:具有LQR控制器的主动悬架能有效减小车身加速度和悬架动挠度,可以更好地改善车辆的舒适性.     

广义参数不确定性系统输出反馈控制器设计

对状态空间表达式所有矩阵均含有参数不确定性的鲁棒Ｈ∞控制问题,基于干扰抑制下的二次稳定理论,建立了将其转化为Ｈ∞控制问题的等价关系,提出了一种线性动态输出反馈控制器的设计方法,该控制器在允许的参数不确定范围内使被控对象稳定且使干扰抑制在Ｈ∞范数的一定值内。最后在某型双转子涡喷发动机气动热力学非线性模型上对所述算法进行了仿真验证。     

二元颤振主动抑制系统的数字仿真研究

本文利用数字仿真技术来研究颤振主动抑制问题。将一个二元颤振主动抑制系统视为由若干个滞后环节组成的控制系统。提出了二元颤振主动抑制系统的数字仿真模型及其计算方法。采用龙格—库塔法确定系统的响应过程和采用Q-R法求解系统的全部特征值。通过算例计算,所得结果和其它方法所得结果相吻合。证明了采用数字仿真技术来研究颤振主动抑制问题是可行的,计算结果是准确的,使用是方便的。     

基于切换多胞系统的高超声速飞行器鲁棒控制

为了解决高超声速飞行器的包线跨度大和包线范围内模型参数时变系统的稳定与镇定问题,提出一种新的基于切换多胞系统的鲁棒控制方法．将飞行器包线范围内的飞行动态建模为切换多胞系统,采用基于参数依赖多胞Lyapunov函数与平均驻留时间方法,给出了系统在参数任意快变下渐近稳定的控制器综合方法．仿真结果表明:控制器具有良好的响应特性,可实现对指令的精确跟踪．该控制方法可克服传统切换控制的控制量输出跳跃现象,有助于降低系统分析与设计保守性．