多控制面柔性翼飞行器阵风减缓研究

小型柔性翼飞行器遭遇较强阵风时会引起姿态和质心加速度的剧烈变化,并诱发柔性机翼的弹性运动,甚至导致失稳.柔性翼飞行器的阵风减缓控制需要同时考虑刚体自由度和弹性自由度.基于最小状态法,将频域非定常气动力转化成时域状态空间形式.推导了离散阵风和连续紊流扰动下,柔性翼飞行器的纵向状态空间方程.采用预测控制方法设计了阵风减缓控制器,提出了多控制面控制分配策略,解决了强阵风扰动下独立控制面控制力不足的问题.仿真结果表明,模型预测控制能够有效减缓离散阵风和连续阵风扰动下飞行器的结构载荷,稳定刚体运动和弹性运动,其控制效果优于线性二次高斯（LQG）控制.      

大展弦比飞翼刚柔强耦合飞行动力学与控制

针对大展弦比飞翼布局柔性飞行器在刚体和弹性自由度动力学强耦合情况下的控制问题,对相应的强耦合动力学特性与相应的控制方法展开研究.采用自由-自由模态法表征飞翼刚柔运动之间的惯性耦合;采用偶极子网格法和有理函数近似法完成广义非定常气动力计算;应用线性二次型最优控制方法进行飞行机动与弹性变形的联合控制律设计.与无控情况相比,闭环控制可有效减缓飞行器俯仰方向的阵风扰动至原来的40%.研究结果表明,飞行器一阶弯曲模态短周期之间存在明显动力学耦合.设计的闭环控制律可使动态弹性变形量始终向有助于减缓扰动方向变化.      

作大范围运动弹性结构振动频率及模态的摄动解

根据参数摄动理论,建立了作大范围运动弹性结构特征频率与模态的摄动理论,推导了作大范围运动弹性结构的特征频率与模态的1阶、2阶摄动方程.以作大范围运动弹性梁为例,求解了作大范围转动弹性梁振动频率与模态的1阶、2阶摄动近似解,并与结构动力学意义下的频率与模态进行了比较.该方法解决了在柔性多体系统中大范围运动对柔性体变形运动的振动频率与模态的影响这类刚 柔耦合问题,同时为任意柔性多体系统刚 柔耦合动力学程式化建模提供了高效、精确的离散方法.     

“钻石背”弹翼颤振的数值计算

研究"钻石背"弹翼的颤振特性.采用Newmark算法简化颤振方程,耦合结构模型和非定常Navier-Stokes模型在时域内求解颤振方程.使用FLUENT 6.2软件求解非定常Navier-Stokes方程,得到非定常气动力;使用NASTRAN软件弹翼进行结构分析.用AGARD 445.6翼算例验证了计算方法的可行性,进行了"钻石背"弹翼的颤振特性计算,得到了颤振速度和颤振频率.     

高超声速飞行器建模研究

该文基于NASPWinged-cone高超声速飞行器模型,研究了高超声速飞行器六自由度模型建立方法,并基于面元法计算的气动力对其纵向模态特性进行了初步研究,了解了高超声速飞行器纵向长短周期特性。该建模方法为初步分析、计算、模拟和表征高超声速飞行器运动规律的研究提供了方法。     

智能复合材料机翼颤振分析

利用哈密尔顿原理和半李兹分析法建立复合材料悬臂板的运动方程,结合边界条件得到其弯扭耦合模态的半解析解.建立具有NACA0012翼型且贴有压电作动器和压电传感器的复合材料机翼的运动方程,利用西奥道生理论,形成智能复合材料机翼气动弹性问题的描述,利用U-g法预测复合材料机翼的颤振速度.通过数值仿真,针对智能复合材料机翼闭环系统中的不同反馈增益系数,计算模态振型和颤振速度.结果表明,不同的反馈增益系数,对模态振型和颤振速度有一定的影响.     

基于弹塑性接触的柔性多体系统碰撞动力学

为了研究作大范围回转运动的柔性梁与固定刚性质量发生正碰撞的动力学问题,该文以柔性多体系统刚柔耦合动力学理论为基础,考虑非线性耦合变形项和碰撞力势能概念,利用假设模态法和Lagrange方程建立了含碰撞力的系统刚柔耦合动力学方程.该方程可以处理系统无碰撞和有碰撞的全局动力学问题.基于单轴压缩弹塑性接触模型将接触碰撞过程分为弹性加载、塑性加载和弹性卸载3个阶段,给出了描述碰撞过程的方法和接触判定条件.碰撞动力学仿真算例描述了碰撞过程中的碰撞力、变形、角位移等动力学特性.弹塑性接触模型与非线性弹簧阻尼模型的仿真结果对比发现,两种接触模型描述接触碰撞阶段和碰撞能量损失的方法不同,得到的碰撞力大小亦不同;弹塑性接触模型更接近实际情况,适用性较强.     

柔性翼飞行器动力学建模与循环求解仿真方法

针对刚体飞行动力学难以描述柔性翼飞行器刚柔耦合动力学特性的问题,提出了一种在时域内对刚体运动和弹性体运动交替进行数值计算的建模与循环求解仿真方法.该方法分别为飞行器刚体与弹性体运动建立了独立坐标系,根据坐标系之间的惯性牵连关系,通过气动力与惯性力完成了刚柔耦合动力学关系在刚体与弹性体运动之间的传递.与此对应的仿真算法是在1个积分步长内顺序计算飞行器受力情况、弹性变形状态与刚体运动状态,在仿真步长之间以循环求解的方式进行仿真计算.以飞行器对姿态扰动的动态响应为例进行仿真分析,结果表明本文的动力学建模与仿真方法能正确反映柔性翼飞行器的飞行特性.      

发动机推力对大展弦比机翼颤振边界影响研究

为解决现有线性气动力模型对大柔性机翼受发动机推力影响的气动稳定性分析方法的不足,提出了基于计算流体力学(CFD)与Simo几何精确梁耦合的非线性气动弹性分析方法。以翼吊式发动机的大展弦比机翼为研究对象,采用横向随动力和集中质量模拟发动机推力和吊挂质量,分别研究了单纯发动机推力和考虑气动载荷联合作用时,发动机推力、结构弯扭刚度比、发动机集中质量以及发动机安装位置等参数对机翼结构颤振特性的影响。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了Simo几何精确梁模型和雷诺平均N-S非定常气动力模型,考虑了结构和流场的两场非线性耦合。模拟结果表明:发动机推力对机翼颤振边界影响很大,具体的影响效果取决于上述其他参数的变化;发动机吊舱靠近翼根布置、发动机尽量布置在机翼弹性轴之前、减小机翼弯扭刚度比等布局或设置有利于扩大机翼的颤振包线范围。因此,在进行翼吊式气动布局的设计或分析时,必须考虑发动机推力及其相关参数的影响。     

发动机推力对大展弦比机翼颤振边界影响研究

为解决现有线性气动力模型对大柔性机翼受发动机推力影响的气动稳定性分析方法的不足,提出了基于计算流体力学(CFD)与Simo几何精确梁耦合的非线性气动弹性分析方法。以翼吊式发动机的大展弦比机翼为研究对象,采用横向随动力和集中质量模拟发动机推力和吊挂质量,分别研究了单纯发动机推力和考虑气动载荷联合作用时,发动机推力、结构弯扭刚度比、发动机集中质量以及发动机安装位置等参数对机翼结构颤振特性的影响。数值模拟所采用的大展弦比柔性机翼非线性气动弹性模型耦合了Simo几何精确梁模型和雷诺平均N-S非定常气动力模型,考虑了结构和流场的两场非线性耦合。模拟结果表明:发动机推力对机翼颤振边界影响很大,具体的影响效果取决于上述其他参数的变化;发动机吊舱靠近翼根布置、发动机尽量布置在机翼弹性轴之前、减小机翼弯扭刚度比等布局或设置有利于扩大机翼的颤振包线范围。因此,在进行翼吊式气动布局的设计或分析时,必须考虑发动机推力及其相关参数的影响。     

翼挂副油箱对颤振特性影响分析

机翼下面加挂副油箱可增加飞机的航程和续航时间;但会导致机翼弯扭频率降低,致使机翼颤振临界速度下降。以某型运输机翼加挂副油箱为例,设计制造了缩比颤振模型;并建立了有限元模型。通过理论数值分析和模型风洞试验,研究了副油箱油量和悬挂系统刚度的变化对颤振特性的影响。研究表明加挂副油箱后机翼颤振速度明显下降,副油箱在25%燃油时颤振速度达到最低;而改变悬挂系统刚度对颤振速度没有影响。     

不可压缩流中机翼外挂系统的分叉分析

考虑二元机翼外挂系统的三自由度动力学模型,建立了准定常气动力作用下机翼外挂系统的运动微分方程,通过Hopf分叉理论和数值模拟,研究了具有立方刚度非线性系统的颤振问题,并研究了系统临界颤振速度随线性刚度系数的变化规律。结果表明,机翼外挂系统将出现亚临界Hopf分叉,另外,随着线性刚度系数的增加,系统的临界颤振速度将减小。     

后掠机翼跨音速静气动弹性特性研究

后掠机翼在飞行过程中受气动载荷影响,其机翼将产生弯曲和扭转变形,这种弹性变形严重影响飞机性能和飞行安全,不能将此种机翼当作传统的刚性机翼加以弹性修正的方法进行分析。针对这种弹性后掠机翼,应用发展的非结构动网格生成方法,以Euler方程为控制方程,耦合结构静平衡方程,采用结构影响系数法,对中等展弦比、大展弦比后掠机翼的气动力载荷和结构变形进行了求解,并对结果进行了分析。     

柔性起落架间隙型摆振动力学分析

针对某型飞机在服役过程中出现的起落架间隙型摆振问题,基于起落架柔性多体动力学模型,采用L-N(Lankarani-Nikravesh)接触理论建立了含间隙旋转副、球副动力学子模型,并采用起落架动力试验的结果对模型进行效验;定义了间隙位置对起落架间隙型摆振的影响分类;然后研究了运动副副元素刚度、运动副间隙大小以及飞机滑跑速度对起落架间隙型摆振的影响.结果表明:转环与上扭力臂处和支柱与下扭力臂处间隙对机轮低频摆振影响要比扭力臂间间隙影响大,但对起落架摆振影响都属于第一类.轮毂轮轴间间隙影响机轮高频摆振,对起落架摆振的影响属于第二类;在设计范围内,运动副副元素弹性模量越小,机轮摆角、运动副间碰撞接触力越小;运动副间隙越大,摆角越大.飞机滑跑速度越大,机轮摆角越小.研究结论可为间隙型摆振的发生机理和防摆设计提供研究途径.     

大范围运动的柔性曲线梁动力学建模及仿真

针对航天器等领域中应用柔性曲梁的动力学问题，基于有限元方法，将连续的柔性曲线梁离散化为具有12个自由度的空间梁单元模型．为缩减系统的运动学变量数目，将柔性曲线梁的物理坐标转化为模态坐标．在此基础上，依据Kane方程建立了作大范围运动的柔性空间曲线梁非线性动力学模型．动力学数值仿真的结果表明。对小曲率柔性曲线梁，其横向变形比纵向变形大得多．     

基于干扰观测器的二元机翼颤振抑制及阵风载荷减缓方法研究

针对大展弦比柔性飞机在飞行过程中面临的两类气动弹性问题:颤振抑制与阵风载荷减缓开展研究。首先,建立以飞行速度为时变参数的柔性二元机翼结构动力学模型。其次,提出了基于鲁棒预测控制方法的变参数柔性机翼颤振抑制;同时,引入干扰观测器对阵风扰动进行观测,以干扰估计作为抗干扰控制输入,实现阵风载荷减缓。然后,根据对偶原理,将控制器与观测器独立设计。运用极点配置方法,设计了离散系统干扰观测器。根据Lyapunov理论将变参数系统的鲁棒镇定与颤振抑制问题转换为极大/极小动态规划问题。通过线性矩阵不等式方法求解出相应的预测控制律,并证明了整个闭环系统的稳定性。最后,以某型柔性变参数二元机翼对象为例,进行仿真。结果表明,设计的鲁棒预测控制器可提高约20%的临界颤振速度,且阵风载荷减缓率达到90%。     

高压绝缘子清扫机器人的动力学建模及分析

从支柱型绝缘子带电清扫机器人的振动问题中，提取出一类由柔性臂和刚性臂组成的系统，刚性臂和柔性臂之间采用垂直移动关节连接，构成了末端具有移动刚体的柔性臂系统．在假设模态法的基础上建立了系统的Lagrange动力学模型，建模过程考虑了重力对柔性臂振动的影响．根据模型分析了刚性臂全局运动与柔性臂柔性振动的相互影响，刚性臂的全局运动使柔性臂的振动频率降低，阻尼增加．应用该模型对绝缘子清扫机器人的振动进行了仿真．为优化清扫臂的全局运动，降低升降臂的振动提供了依据．