柔性翼飞行器刚柔耦合动态特性研究

针对柔性翼飞行器柔性机翼弹性运动与飞行器刚体运动具有强耦合特性,基于拉格朗日方程,建立了柔性翼飞行器动力学模型.在特征点处对动力学模型进行小扰动线性化处理,并联立非定常气动力模型,得到了状态空间形式的纵向线性运动方程.分析了机翼结构刚度对飞行器纵向稳定性的影响以及飞行器的模态耦合动态特性.研究结果表明,柔性翼飞行器的弹性自由度会对飞行器的短周期模态造成较大影响.随着飞行速度的提高,短周期模态频率增加而1阶弯曲弹性模态频率降低,当两者频率趋向一致时,飞行器会发生体自由度颤振,体自由度颤振速度要明显低于基于悬臂梁机翼模型计算得到的颤振速度.      

机翼颤振的非线性动力学和控制研究

介绍应用现代非线性动力学和控制的理论和方法对机翼颤振问题进行的一些研究,主要包括3部分:①针对用活塞理论建立的(高)超音速流中机翼的颤振方程,首先进行稳定性分析,证明Hopf分岔导致系统颤振失稳.然后应用规范型直接法推导出Hopf分岔的规范型,分析其系数表明,随着飞行马赫数提高,Hopf分岔由超临界形式变成亚临界形式,对结构的危害性增大;②针对不可压缩流中具有立方非线性俯仰刚度的二元机翼颤振,应用wash-OUt滤波器技术进行主动控制.对于引入的wash-out滤波控制器,先按Hopf分岔条件确定线性控制增益,再用规范型直接法得到受控系统的规范型,由分岔类型与规范型系数的关系确定非线性控制增益,从而可以将危害性较大的亚临界Hopf分岔变为危害性较小的超临界Hopf分岔;③基于空间Poincare百截面并引入轨迹追踪技术,改进胞映射方法,分析初始条件对含双线性结构刚度因素的机翼颤振的影响.结果显示,初始条件对系统动力学行为有着很大的影响.当两段刚度之比小于某临界值时,不同的初始条件会导致平衡点、极限环振动、复杂的周期运动、混沌和发散运动等不同的运动形式.     

基于非线性梁理论的复合材料机翼气动弹性优化研究

将复合材料机翼模拟成盒形梁。考虑变形的几何非线性,建立简单、精确的气弹模型进行优化裁剪研究。以颤振速度为约束条件,运用均匀导数准则对复合材料各铺层厚度进行优化,以获得质量最轻的设计。研究表明:机翼一阶扭转模态是颤振危险模态。颤振速度对复合材料45o铺层敏度最大。优化结果中增加了45o铺层厚度以增加结构扭转刚度,减小了0o和90o铺层厚度以优化质量。将低阶非线性梁模型与均匀导数准则相结合的方法具有精度合理、收敛快的优点,适用于复合材料机翼的气弹工程优化。     

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。     

机翼跨音速颤振特性的频域分析

从气动力影响系数矩阵的物理意义出发,推导出以气动力时域计算为基础的跨音速气动力影响系数矩阵的计算公式.通过求解非定常Euler方程,获得机翼简谐振动下的跨音速气动力时间历程,应用最小二乘法对模态气动力系数的时间历程进行曲线拟合,得到跨音速气动力影响系数矩阵,进而在频域内进行机翼的跨音速颤振特性分析.采用该方法计算了AGRAD 445.6机翼随马赫数变化的颤振边界,所得结果与文献的实验结果吻合良好,验证了该方法的可行性和准确性.     

一类二元机翼动力学模型建立和稳定性分析

本文采用三阶活塞理论推导超声速机翼的非线性气动力和气动力矩,建立了随机扰动下具有俯仰立方非线性效应的二元机翼运动方程。之后进行稳定性分析得到理论颤振速度,并利用MATLAB仿真验证。研究表明,利用三阶活塞理论能更精确得到定常气动力和气动力矩,可以提高机翼动力学研究的可靠性和安全性。     

复合材料层合悬臂板的非线性动力学研究

 以飞机机翼的颤振为实际工程背景,考虑高阶横向剪切效应、几何大变形和横向阻尼的影响,基于Reddy的高阶剪切变形理论和von Karman的大变形理论,利用Hamilton原理对纤维增强复合材料层合悬臂板的非线性动力学问题进行了研究。建立了复合材料悬臂板在面内激励和横向外激励联合作用下悬臂板广义位移形式的偏微分运动控制方程。利用Galerkin方法,选取二阶模态对复合材料层合悬臂板偏微分形式运动控制方程进行二阶模态截断,得到了具有三次非线性项、参数激励项和横向激励项的常微分形式二自由度非线性动力学方程。在考虑主参数共振和1:2内共振的情况下,用多尺度法获得了复合材料层合悬臂板四维直角坐标形式的平均方程。在平均方程的基础上,利用数值方法分析面内激励和横向激励幅值对系统非线性动力学特性的影响,得到了1:2内共振时复合材料层合悬臂板动力学方程的平面相图、波形图、三维相图和频谱图。结果表明,随着外激励的变化,系统会出现单倍周期运动、多倍周期运动、概周期运动和混沌运动。     

悬臂梁振动系统的控制器设计

在采用有限元法建立压电智能梁动力学方程基础上,结合模态控制理论对压电智能梁振动控制的原理和策略进行了研究,对梁结构采用二次线性控制的独立模态空间控制法进行主动控制.通过数值分析,利用MATLAB仿真,结果表明:此种方法能有效地控制结构的振动.     

具有立方非线性机翼颤振的局部分岔

针对飞机飞行时机翼振动问题，研究了在不可压缩流中有立方非线性刚度二元机翼颤振系统的局部分岔，取空气速度和线性俯仰刚度系数作为分岔参数．采用后继函数法对降维后求得系统分岔点类别进行定性分析，结果表明3个分岔点都为稳定的焦点．对分岔点处中心流形约化方程进行化简得到霍普分岔的A规范形，研究了系统参数对极限环颤振的稳定性及幅值的影响，得到了机翼颤振系统在普适开折参数平面的分岔图．发现了抑制颤振振幅和临界颤振速度大小的系统敏感参数，提出了降低颤振幅值和避免不稳定极限环运动的措施。     

时滞反馈及轴力作用下弹性梁的非线性振动

基于时滞反馈控制策略及Euler-Bernoulli梁理论,建立了轴力作用下弹性支座压电耦合梁的非线性动力学模型.通过模态分析和线性稳定性分析,得到了压电耦合作用时滞反馈条件下的系统稳定性条件.采用Galerkin方法和非线性振动的多尺度法,从理论上推导出时滞动力系统的分岔响应.结果表明,对于某一确定的时滞,控制增益的变化可能会导致周期运动、拟周期运动以及混沌运动.     

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。     

压电智能悬臂梁主动振动最优控制研究

以压电智能材料聚偏氟乙烯(PVDF)作感知和离子交换膜金属聚合物(IPMC)作驱动的悬臂梁为研究对象,建立了智能悬臂梁的压电传感和致动方程.并通过模态分析法变换为基于闭环控制系统的状态空间方程,设计了压电智能梁的振动控制系统.将遗传算法和线性二次型最优控制相结合,采用遗传算法设计Q,R阵,以获取状态反馈控制律,研究了压电智能梁的振动的最优控制问题.仿真实验结果证明,控制系统具有很好的振动抑制效果     

压电分流阻尼的虚拟实现

提出压电分流阻尼技术的虚拟实现方法,用主动控制的方法来真实地模拟被动压电分流阻尼器的效果。利用压电分流阻尼系统的动力学基本方程设计反馈控制器,建立相应于LR串联分支电路的反馈控制结构,整个闭环控制系统稳定或渐进稳定。虚拟实现方法避免了大电感的要求,可以在线调节电感和电阻的数值以适应环境的变化,克服了物理压电分流阻尼器的两大缺陷。数值仿真结果表明,虚拟实现方法能够有效地控制连续结构的振动。     

大展弦比机翼几何非线性气动弹性响应分析

采用UL格式,建立一种适用于结构大变形问题的高精度非线性动响应求解器;通过有理函数拟合,将频域气动力转化为时域下的气动力格式,以紧耦合的方式建立起结构-气动耦合关系。以某大展弦比机翼为例,进行气动弹性响应计算并做颤振分析,可准确预测临界颤振速度;几何非线性对气动弹性响应特性具有显著的影响。