基于H_∞控制和μ控制的二元机翼颤振主动抑制分析

针对二元机翼颤振主动抑制问题,对二元翼段颤振控制律的设计以及风洞实验验证展开了深入研究。首先,基于Theodorsen非定常气动力理论建立了该翼段模型的运动状态方程。其次,基于鲁棒控制理论设计了H_∞控制器和μ控制器,分别与二元翼段气动弹性系统共同组成了机翼颤振主动控制系统。最后,采用数值仿真和风洞实验相结合的方式,对H_∞控制器和μ控制器的颤振控制效果进行了验证。研究结果表明:H_∞控制器和μ控制器都能有效抑制颤振的发生,可将机翼颤振临界速度由15.45 m/s提高到27 m/s以上。且μ控制器在颤振主动抑制中的颤振抑制收敛时间更短,颤振抑制风速上限更高,具有更好的鲁棒稳定性和鲁棒性能。     

考虑气动力修正的操纵面颤振特性研究

机翼在后缘操纵面带有大偏角时会发生一定程度的气流分离。采用计算流体力学方法计算大偏角操纵面上的气动力,并以此对采用偶极子格网法得到的气动力进行修正,进而进行机翼颤振分析。算例结果显示,气动力修正并不改变操纵面颤振模态的耦合类型,主导颤振的模态仍为机翼一弯和外段操纵面旋转;考虑操纵面偏转情况下的气动力修正后,计算得到的颤振速度比气动力未修正的结果高。     

带迟滞非线性环节二元机翼的气动弹性响应分析

基于Theodorsen非定常气动力理论,采用Roger拟合得到时域气动力表达式;针对二元机翼俯仰自由度带有迟滞非线性环节的情况,采用分段线性方式,建立了二元机翼气动弹性系统无量纲运动方程。通过数值仿真得到了系统极限环振动响应的时间历程和相轨迹,并与带中心间隙型非线性刚度环节二元机翼的气动弹性响应特性进行了比较;结果表明在一定的来流速度下,二元机翼俯仰自由度具有的迟滞特性会导致整个系统的极限环振动;最后用描述函数法给出了迟滞非线性环节的等效刚度及等效阻尼表达式,并进行了具有迟滞非线性环节二元机翼气动弹性系统颤振边界的等效线化分析,与直接数值仿真的计算结果吻合较好。     

主动气动弹性机翼的颤振主动抑制与阵风减缓研究

多输入／多输出系统的颤振主动抑制与阵风减缓是主动气动弹性机翼技术的重要研究方面。以一个带有两个后缘控制面的三角机翼风洞模型为研究对象，采用LQG／奇异值控制理论设计颤振主动抑制与阵风减缓的鲁棒控制律，对组成的闭环系统进行控制仿真。并从闭环稳定特性、阵风响应减缓效果、作动器功率需求和控制律的降阶四个方面提出评估指标，对闭环系统进行工程特性评估。结果表明，设计所得到的控制律能应用于工程实践。     

长直机翼带外挂系统的颤振及响应研究

考虑长直机翼的几何非线性,采用非定常气动力,根据Hamilton原理推导了长直机翼带外挂系统的气动弹性运动方程。运用伽辽金法进行离散,通过数值模拟研究了系统的颤振特性及响应。结果表明:增加外挂质量,安装在靠近翼尖位置并且位于弹性轴之前约40%半弦长时,颤振临界速度最大;外挂连接刚度的降低,会使颤振临界速度减小。由于几何非线性的影响,系统的响应非常复杂,这里的算例经历了从收敛到单个极限环振动,经拟周期运动进入混沌,再由混沌进入周期3的过程。     

合成射流抑制机翼失速颤振的频率控制方法

提出合成射流抑制机翼失速颤振的频率控制方法。建立了大展弦比轻质复合材料机翼的动力学方程,研究了复合材料机翼经典颤振特性,发现其临界颤振速度通常都高于大展弦比无人飞行器的巡航速度。着重讨论机翼失速颤振的幅频特性,基于合成射流可改变涡脱频率这一已有的试验事实,提出利用合成射流分段打乱机翼展向的涡脱频率,使其避开机翼结构固有频率,从而抑制机翼的失速颤振。以NACA0012翼型为例,数值验证了合成射流抑制颤振的效果。结果表明,此方法可显著降低颤振振幅。     

基于模糊自适应的高超声速机翼颤振的主动控制

基于模糊自适应方法研究了高超声速机翼颤振的主动控制问题。首先,针对具有结构立方非线性和气动非线性的高超声速飞行器的二元机翼模型,分析系统的稳定性,得到系统的Hopf分叉点;然后,基于T-S模糊理论逼近系统非线性动态,设计了参数自适应律和模糊控制律,并应用Lyapunov理论证明系统所有信号一致最终有界;最后,通过仿真验证了所提出的主动控制算法的有效性。     

基于机翼颤振风洞试验模型的地面颤振模拟试验验证

地面颤振模拟试验技术是一项利用激振器模拟飞行器非定常气动力,从而模拟颤振特性的全新试验技术.为了对地面颤振试验的精度进行分析和验证,本文研究了地面颤振模拟试验中的非定常气动力重构方法以及受结构动态特性影响的激振力实时反馈控制方法,并以风洞试验模型进行了颤振特性测试.为了解决激振器及顶杆装置对柔性结构动态特性的影响,设计...     

机翼颤振的随机Hopf分岔研究

建立一个机翼颤振的随机非线性模型,运用拟不可积Hamiltion相关理论,对扩散边界性态进行分析,得到全局稳定性的条件;计算并分析系统平稳概率密度和系统联合概率密度的不变测度,得到模型随机Hopf分岔的条件,结合实际进行数值仿真,得到可能导致机翼颤振的关键参数.结果表明,俯仰角的大小在一定条件下对机翼颤振问题起着重要作用.     

非线性磨削中颤振抑制的研究

在磨削加工过程中,颤振的发生通常使得工件表面出现振纹,严重降低工件的表面质量,而且加剧机床的磨损,缩短砂轮的使用寿命,因此,抑制磨削加工中的颤振具有重要意义。通过将Duffing振子考虑为砂轮的结构非线性项,建立了2自由度非线性磨削动力学模型。首先,采用数值仿真的方法,做出了磨削系统的稳态图和分岔图,研究了磨削工艺参数对磨削稳定性的影响;之后,为了抑制磨削颤振,采用主动控制策略来降低系统的振幅,仿真结果表明,主动控制策略很好地抑制了颤振,从而极大地提高了磨削工件的表面质量。     

二元机翼颤振可靠性研究

机翼气动弹性模型参数一般具有不确定性,为了定量分析参数不确定性对二元机翼颤振可靠度的影响,采用响应面法结合确定性颤振分析对其进行了研究。通过v-g法求解气动弹性运动方程的特征值,获得确定性颤振临界速度,建立描述机翼颤振可靠度的隐式极限状态函数,利用响应面法进行函数拟合。采用验算点法计算颤振可靠度指标,获得设计验算点以及失效概率,分析颤振可靠性灵敏度,从而确定参数变化对机翼颤振的影响程度。最后通过算例分析,得出考虑参数随机性影响的可靠度比确定性分析的可靠度提高了4%,证明本方法切实可行,为机翼结构的颤振分析与优化设计提供理论依据。     

切削系统可变刚度结构及其颤振控制方法的研究

就电流变材料在切削颤振在线控制中的应用进行了研究,提出了几种用于控制镗削颤振的智能型颤振抑制装置.根据电流变材料的非线性振动特性和再生型颤振控制理论提出了切削颤振的变刚度控制方法.给出的仿真试验结果验证了该方法的有效性.     

民用液压舵机动刚度研究浅析

液压伺服舵机广泛应用于民机电传飞行控制系统,舵机的众多特性引起了设计者的重视。动刚度作为液压舵机的一项重要性能指标,对飞机飞行安全有重大意义,其设计必须满足飞机操纵面颤振抑制要求。介绍了液压舵机动刚度的定义、动刚度特性研究的重要性、操纵面防颤振抑制设计原则以及舵机防颤振抑制设计方法。建立了液压舵机系统数学模型,提出了舵机动刚度特性的分析和测试验证方法。随着电液伺服技术和民用舵机设计的发展,舵机动刚度特性的研究将引起更多工程设计人员的重视。     

民用液压舵机动刚度研究浅析

液压伺服舵机广泛应用于民机电传飞行控制系统,舵机的众多特性引起了设计者的重视。动刚度作为液压舵机的一项重要性能指标,对飞机飞行安全有重大意义,其设计必须满足飞机操纵面颤振抑制要求。介绍了液压舵机动刚度的定义、动刚度特性研究的重要性、操纵面防颤振抑制设计原则以及舵机防颤振抑制设计方法。建立了液压舵机系统数学模型,提出了舵机动刚度特性的分析和测试验证方法。随着电液伺服技术和民用舵机设计的发展,舵机动刚度特性的研究将引起更多工程设计人员的重视。     

风力机复合材料叶片的动力失速气弹稳定性研究

研究复合材料风力机转子叶片的非线性气弹稳定性问题.叶片结构采用匀速旋转的、具有周向反对称刚度(CAS)构型的弯-扭耦合复合材料薄壁梁模型;气动力采用大攻角动力失速非线性ONERA模型.基于Galerkin法建立广义坐标表示的叶片二阶非线性气弹常微分方程组,利用片条理论简化对非线性广义气动力的求解.基于摄动技术在非线性静平衡点附近对非线性气弹系统进行线性化,采用特征值方法以及时域积分法估计叶片的非线性颤振边界和气弹响应的稳定性问题.通过数值分析,揭示叶片转速、叶片纤维铺层角对非线性颤振边界的影响.     

强非线性颤振分析的增量谐波平衡法

将增量谐波平衡法推广应用于二元机翼的颤振问题 ,为强非线性颤振分析提供了一条有效的新途径。对含有粘性阻尼项和强非线性立方俯仰刚度项的二元机翼颤振方程 ,采用振幅作为控制参数应用谐波平衡过程 ,求得方程解的表达式 ,并由此分析系统的分岔现象和极限环颤振现象 ,得到了极限环的大小。用龙格 库塔法进行数值计算验证 ,结果表明 :推广后的增量谐波平衡法在强非线性颤振分析中合理可靠 ,且具有足够的精度     

压电元件在机翼振动控制上的应用研究

针对机翼振动响应较大问题,通过仿真模拟预测和机上地面试验验证相结合的方式,研究并验证LMS控制律方法在真实机翼上实现振动主动控制技术的可行性。仿真模拟中,采用Patran进行结构建模和压电力等效,通过matlab的Simulink模块搭建控制仿真模型;机上地面试验中,设计了以压电纤维复合材料作为控制器,激振台作为激振器的地面试验方案。结果表明,通过优化参数,LMS控制律方法在仿真模拟和地面试验中均较好地抑制了振动响应,从而在机翼上实现主动控制技术。     

基于HAJIF软件的翼面结构静气弹分析

气动弹性问题是飞机结构设计过程中必须考虑的问题。HAJIF具备成熟的静、动、热和气弹分析及优化功能。本文介绍了HAJIF软件静气弹分析的理论,针对某无人机机翼,简要介绍了结构建模方法和气动力建模方法,并分析给出了舵面操纵效率与操纵反效及翼面发散速度。结果表明,HAJIF软件可准确快速地给出翼面结构的静气弹特性。     

变体飞机的气动载荷模拟及动力学分析

采用涡格法对折叠机翼在不同折叠姿态角下的气动载荷进行了计算,分析了气动力的施加方式,并将其作为折叠机翼的动力学仿真时连续变化载荷的输入,建立基于ADAMS的折叠机翼动力学分析模型,对不同驱动方式下,变形机构的扰动以及承栽情况进行了分析.结果表明,分布气动载荷施加方式更为合理.在气动载荷作用下,采用恒定角速度驱动方式可以降低变形机构的受力状况,提高变形机构的运动平稳性.     

四类典型设计参数对机翼/外挂颤振特性的影响分析

在某机翼颤振模型基础上,建立了挂架和外挂结构动力学模型,并组装成机翼/外挂颤振计算模型。与光机翼情况对比,对应基准设计参数状态的机翼/外挂颤振速度降低了近50%。为研究机翼/外挂颤振特性受设计参数的影响,分别改变机翼油箱燃油状态、挂架刚度、外挂弦向悬挂位置和外挂展向悬挂位置,获得了设计参数对该机翼/外挂模型颤振特性的影响规律,给出了提高机翼/外挂颤振特性的改进建议。