本文關(guān)鍵詞：高空長航時無人機多學(xué)科設(shè)計若干問題研究

  更多相關(guān)文章： 有限狀態(tài) 氣動伺服彈性 準(zhǔn)坐標(biāo)系 陣風(fēng)減緩 主動顫振抑制 平衡截斷 H_2魯棒控制 多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計

【摘要】：高空長航時無人機為了提高氣動效率、任務(wù)載荷和燃油裝載能力,往往采用大展弦比輕質(zhì)柔性機翼。大展弦比輕質(zhì)柔性機翼導(dǎo)致高空長航時無人機產(chǎn)生了相比常規(guī)飛機更嚴(yán)重的氣動彈性問題,甚至嚴(yán)重制約了無人機飛行性能的實現(xiàn)。Helios原型機失事后的事故分析報告指出,缺乏可靠有效的能夠反映結(jié)構(gòu)動力學(xué)和飛行力學(xué)耦合的動氣動彈性分析方法和分析工具是當(dāng)前在高空長航時無人機設(shè)計研究中面臨的主要問題。以機動載荷減緩、陣風(fēng)減緩、主動顫振抑制等為代表的現(xiàn)代主動控制技術(shù)的發(fā)展為氣動彈性問題帶來了新的解決方案。在設(shè)計過程中考慮主動控制技術(shù)不僅可以更有效的發(fā)揮主動控制系統(tǒng)的潛力,還能夠進(jìn)一步提高飛機飛行性能。因此,開展柔性飛機氣動伺服彈性建模方法和主動控制技術(shù)研究,發(fā)展可以同時進(jìn)行精細(xì)的氣動外形設(shè)計、詳細(xì)的結(jié)構(gòu)尺寸設(shè)計和控制律綜合設(shè)計的多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計方法,搭建考慮主動控制的多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計平臺是非常有必要的�；谏鲜鲈�,本文主要完成了以下工作:1、建立了高低精度搭配的氣動彈性靜力學(xué)數(shù)值求解系統(tǒng)。采用了CFD/CSD松耦合迭代方式求解氣動彈性靜力學(xué)問題,利用板殼有限元模型對結(jié)構(gòu)建模,氣動網(wǎng)格與結(jié)構(gòu)網(wǎng)格間數(shù)據(jù)的傳遞通過徑向基函數(shù)插值方法實現(xiàn),迭代過程中的CFD網(wǎng)格通過體樣條插值和無限插值動網(wǎng)格技術(shù)重構(gòu)。在多學(xué)科優(yōu)化過程中,氣動特性和結(jié)構(gòu)靜力學(xué)的評估以基于附面層修正的速勢方程建立的靜氣動彈性求解方法為主,基于雷諾平均納維-斯托克斯方程的靜氣動彈性求解方法用來對前者進(jìn)行驗證;2、提出并建立了一種時域狀態(tài)空間形式的氣動伺服彈性模型。為滿足柔性機翼動力學(xué)特性分析以及應(yīng)用現(xiàn)代控制理論進(jìn)行控制律設(shè)計的要求,采用Peters有限狀態(tài)理論、入流動力學(xué)方程和ONERA失速模型建立了二維非定常氣動力模型,三維非定常氣動力通過片條假設(shè)并加入三維橫流效應(yīng)修正計算。機翼結(jié)構(gòu)通過等效梁方法建模,梁有限元網(wǎng)格與氣動片條采用了相同的分布規(guī)律以便于使用虛功原理計算等效節(jié)點力。將氣動伺服彈性方程整理為狀態(tài)空間形式后可以通過特征根判斷系統(tǒng)的穩(wěn)定性,通過顯式龍格庫塔方法進(jìn)行時間推進(jìn)仿真,經(jīng)過與風(fēng)洞試驗數(shù)據(jù)和文獻(xiàn)公布的結(jié)果對比,驗證了本文建立的氣動伺服彈性模型;3、推導(dǎo)了柔性飛行器飛行力學(xué)與結(jié)構(gòu)動力學(xué)耦合方程并建立了數(shù)值仿真系統(tǒng)�；跍�(zhǔn)坐標(biāo)系下的拉格朗日方程推導(dǎo)了同時考慮機身、機翼和尾翼為柔性體的六自由度飛行動力學(xué)與結(jié)構(gòu)動力學(xué)耦合方程,通過加入柔性部件坐標(biāo)系為質(zhì)點向量定義提供了便利,并進(jìn)一步給出了方程的空間離散形式。分別根據(jù)剛體機身、小柔性和慣量不變假設(shè)得到了剛彈耦合動力學(xué)方程和基于平均軸系法的動力學(xué)方程。結(jié)合本文的氣動伺服彈性模型編寫了柔性飛行器動力學(xué)仿真程序,經(jīng)過與文獻(xiàn)中結(jié)果對比,驗證了本文開發(fā)的程序;4、對二維系統(tǒng)動失速顫振分岔現(xiàn)象進(jìn)行了仿真和分析。根據(jù)風(fēng)洞試驗狀態(tài)對二維動失速顫振現(xiàn)象進(jìn)行了仿真,結(jié)果清晰的展示出了二維氣動彈性系統(tǒng)亞臨界極限環(huán)振蕩和對稱/非對稱極限環(huán)振蕩共存的兩次分岔現(xiàn)象。分析了動失速顫振的分岔類型和出現(xiàn)原因,從數(shù)學(xué)角度闡述了動失速顫振的非線性現(xiàn)象。采用靜態(tài)輸出反饋方法設(shè)計了主動顫振抑制系統(tǒng),測試了控制器對存在分岔現(xiàn)象的極限環(huán)振蕩抑制能力,閉環(huán)仿真結(jié)果顯示可以將顫振邊界提高約31%;5、設(shè)計了高空長航時無人機陣風(fēng)減緩和主動顫振抑制系統(tǒng)控制律。通過H_2靜態(tài)輸出反饋方法考慮了系統(tǒng)中存在不可觀測狀態(tài)變量的問題。通過引入保守性假設(shè)的線性矩陣不等式方法求解H_2靜態(tài)輸出反饋問題,通過降階模型的應(yīng)用解決了現(xiàn)有的數(shù)值計算方法無法處理高階的全機動力學(xué)方程的問題。數(shù)值仿真結(jié)果指出陣風(fēng)減緩系統(tǒng)可以分別將1-cos陣風(fēng)和連續(xù)紊流狀態(tài)下的機身過載降低約47%和57%;6、改進(jìn)了平衡截斷降階模型。原始的平衡截斷模型因為需要求解動力學(xué)系統(tǒng)的可控和可觀Gramian矩陣,要求系統(tǒng)必須是穩(wěn)定的,不適用于發(fā)生顫振的動力學(xué)系統(tǒng)。本文通過引入實舒爾分解排序的方法處理系統(tǒng)矩陣,將系統(tǒng)矩陣進(jìn)行穩(wěn)定性分解,通過對系統(tǒng)穩(wěn)定部分降階并保留不穩(wěn)定部分的方法,解決了原始平衡截斷降階模型只能對穩(wěn)定系統(tǒng)進(jìn)行降階的問題;7、對典型的高空長航時無人機構(gòu)型實現(xiàn)了精細(xì)化的氣動伺服彈性優(yōu)化設(shè)計。分別建立了氣動結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計框架以及考慮主動控制技術(shù)的氣動伺服彈性優(yōu)化設(shè)計框架,機翼的氣動外形通過翼根和翼稍弦長、翼稍前緣點坐標(biāo)、沿展向布置的翼型以及翼型扭轉(zhuǎn)角表達(dá),翼型通過類函數(shù)/形函數(shù)變換方法參數(shù)化,機翼氣動設(shè)計變量共82個,機翼結(jié)構(gòu)有限元模型經(jīng)過分區(qū)后共包括121個尺寸變量。CFD與CSD求解器與柔性飛機動力學(xué)模型之間通過平面形狀、扭轉(zhuǎn)角信息以及等效工程梁方法銜接。在保證HALE無人機最大起飛重量不變的條件下,通過氣動結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計使無人機航程和航時增加了約4.6%,氣動伺服彈性優(yōu)化設(shè)計使無人機航程和航時增加了約8.3%,證明了本文提出的優(yōu)化設(shè)計思路和框架可靠、有效。
【關(guān)鍵詞】：有限狀態(tài) 氣動伺服彈性 準(zhǔn)坐標(biāo)系 陣風(fēng)減緩 主動顫振抑制 平衡截斷 H_2魯棒控制 多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計
【學(xué)位授予單位】：西北工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號】：V279
【目錄】：

• 摘要4-6
• ABSTRACT6-11
• 第一章 緒論11-25
• 1.1 研究背景和目的11-12
• 1.2 國內(nèi)外研究進(jìn)展12-22
• 1.2.1 柔性飛行器動力學(xué)建模13-14
• 1.2.2 氣動伺服彈性建模14-17
• 1.2.3 主動控制技術(shù)17-20
• 1.2.4 多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計20-22
• 1.3 當(dāng)前研究中存在的問題22-23
• 1.4 本文工作及內(nèi)容安排23-25
• 第二章 高低精度搭配的氣動彈性靜力學(xué)數(shù)值求解25-45
• 2.1 基于附面層修正的速勢方程數(shù)值求解25-27
• 2.2 RANS方程數(shù)值求解27-30
• 2.3 結(jié)構(gòu)有限元模型30-31
• 2.4 氣動彈性靜力學(xué)問題數(shù)值求解系統(tǒng)31-38
• 2.4.1 徑向基函數(shù)插值32-36
• 2.4.2 基于體樣條插值和無限插值的動網(wǎng)格方法36-38
• 2.5 氣動彈性靜力學(xué)數(shù)值驗證38-43
• 2.5.1 CFD數(shù)值求解程序驗證38-39
• 2.5.2 動網(wǎng)格程序驗證39-41
• 2.5.3 氣動彈性靜力學(xué)數(shù)值求解方法驗證41-43
• 2.6 本章小結(jié)43-45
• 第三章 時域狀態(tài)空間形式的氣動伺服彈性數(shù)值模型45-99
• 3.1 二維時域非定常氣動力模型45-55
• 3.1.1 基于有限狀態(tài)理論的非定常氣動力和入流模型45-52
• 3.1.2 基于有限狀態(tài)理論的舵面氣動力52-54
• 3.1.3 ONERA失速修正模型54-55
• 3.2 等效梁有限元模型55-60
• 3.3 三維機翼橫流效應(yīng)修正60-63
• 3.4 作動器模型63-64
• 3.5 狀態(tài)空間形式的氣動伺服彈性模型64-73
• 3.5.1 二維翼型線性氣動伺服彈性方程64-66
• 3.5.2 二維翼型非線性氣動伺服彈性方程66-68
• 3.5.3 三維機翼線性氣動伺服彈性方程68-72
• 3.5.4 三維機翼非線性氣動伺服彈性方程72-73
• 3.6 動氣動彈性模型數(shù)值驗證73-97
• 3.6.1 二維線性非定常氣動力模型驗證73-76
• 3.6.2 舵面氣動力模型驗證76-77
• 3.6.3 二維非線性非定常氣動力模型驗證77-82
• 3.6.4 二維線性動氣動彈性系統(tǒng)顫振計算驗證82-83
• 3.6.5 二維非線性氣動彈性模型驗證和動失速顫振研究83-89
• 3.6.6 三維線性動氣彈模型驗證89-95
• 3.6.7 三維非線性動氣彈模型驗證和動失速顫振研究95-97
• 3.7 本章小結(jié)97-99
• 第四章 柔性飛行器動力學(xué)方程99-116
• 4.1 準(zhǔn)坐標(biāo)系下的拉格朗日方程99-103
• 4.2 動力學(xué)方程的空間離散103-105
• 4.3 動力學(xué)方程的簡化假設(shè)與狀態(tài)空間形式105-110
• 4.3.1 剛體機身假設(shè)105-108
• 4.3.2 小柔性假設(shè)108-109
• 4.3.3 慣量不變假設(shè)109-110
• 4.4 動力學(xué)方程模型驗證110-115
• 4.4.1 全機氣動彈性配平特性110-111
• 4.4.2 開環(huán)俯仰響應(yīng)111-112
• 4.4.3 柔性飛行器穩(wěn)定性分析112-115
• 4.5 本章小結(jié)115-116
• 第五章 柔性飛行器動氣動彈性響應(yīng)及主動控制律設(shè)計116-152
• 5.1 HALE無人機模型116-118
• 5.2 陣風(fēng)響應(yīng)特性118-129
• 5.2.1 陣風(fēng)模型118-121
• 5.2.2 陣風(fēng)響應(yīng)評估準(zhǔn)則121-122
• 5.2.3 陣風(fēng)響應(yīng)及過載包線122-129
• 5.3 顫振特性及顫振邊界129-132
• 5.4 主動控制律設(shè)計132-140
• 5.4.1 線性化處理133
• 5.4.2 線性二次調(diào)節(jié)器133-135
• 5.4.3 靜態(tài)輸出反饋135-137
• 5.4.4 平衡截斷降階方法針對不穩(wěn)定系統(tǒng)的改進(jìn)137-140
• 5.5 閉環(huán)特性140-150
• 5.5.1 二維動失速顫振極限環(huán)振蕩的主動抑制140-144
• 5.5.2 HALE無人機陣風(fēng)減緩144-147
• 5.5.3 HALE無人機主動顫振抑制147-150
• 5.6 本章小結(jié)150-152
• 第六章 HALE無人機氣動伺服彈性優(yōu)化設(shè)計152-172
• 6.1 HALE無人機氣動/結(jié)構(gòu)參數(shù)化152-155
• 6.1.1 氣動外形參數(shù)化152-154
• 6.1.2 結(jié)構(gòu)參數(shù)化154-155
• 6.2 優(yōu)化問題數(shù)學(xué)模型155-157
• 6.2.1 目標(biāo)函數(shù)155-156
• 6.2.2 優(yōu)化問題描述156
• 6.2.3 約束條件156-157
• 6.3 多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計框架157-160
• 6.3.1 氣動結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計框架157-158
• 6.3.2 氣動伺服彈性優(yōu)化設(shè)計框架158-160
• 6.4 HALE無人機優(yōu)化設(shè)計結(jié)果160-169
• 6.5 本章小結(jié)169-172
• 第七章 總結(jié)與展望172-175
• 參考文獻(xiàn)175-187
• 附錄187-195
• 致謝195-197
• 攻讀博士學(xué)位期間發(fā)表的學(xué)術(shù)論文和參加科研情況197-198

，

本文編號：1067183