【摘要】：現(xiàn)代飛機(jī)常采用輕質(zhì)結(jié)構(gòu)來滿足長航時(shí)、高速度、高機(jī)動(dòng)性等要求,但輕質(zhì)結(jié)構(gòu)與空氣動(dòng)力相互耦合產(chǎn)生的氣動(dòng)彈性效應(yīng)會(huì)給飛機(jī)的飛行品質(zhì)、結(jié)構(gòu)壽命等帶來不利影響。氣動(dòng)彈性控制技術(shù)為解決先進(jìn)輕質(zhì)飛機(jī)的氣動(dòng)彈性問題提供了一種解決途徑,但仍存在諸多亟待解決的關(guān)鍵問題。例如,對(duì)于飛翼布局飛機(jī),其柔性機(jī)翼結(jié)構(gòu)的彈性模態(tài)頻率與飛機(jī)的剛體模態(tài)頻率接近,飛機(jī)短周期剛體模態(tài)參與的耦合顫振形態(tài)(體自由度顫振)給主動(dòng)控制律設(shè)計(jì)帶來困難;再如,在高機(jī)動(dòng)戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動(dòng)載荷減緩控制律設(shè)計(jì)方面,仍需要提高載荷減緩系統(tǒng)對(duì)于飛行參數(shù)(如飛行馬赫數(shù))的自適應(yīng)特性。本文主要針對(duì)飛翼布局飛機(jī)的體自由度顫振主動(dòng)抑制和高性能戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動(dòng)載荷減緩問題開展研究,主要研究內(nèi)容和學(xué)術(shù)貢獻(xiàn)如下:1.對(duì)全機(jī)的氣動(dòng)彈性建模問題進(jìn)行了研究。使用高階面元法計(jì)算亞音速非定常氣動(dòng)力,將其與飛機(jī)結(jié)構(gòu)彈性相耦合,建立氣動(dòng)彈性狀態(tài)方程;對(duì)飛機(jī)的剛體模態(tài)進(jìn)行變換,引入飛行狀態(tài)參數(shù),建立了考慮飛行動(dòng)力學(xué)的氣動(dòng)彈性狀態(tài)方程。2.針對(duì)飛翼布局無人機(jī),使用上述方法建立了全機(jī)氣動(dòng)伺服彈性數(shù)學(xué)模型,并分析其顫振特性。分析結(jié)果表明,在較低飛行速度時(shí),無人機(jī)的剛體短周期模態(tài)會(huì)與低階彈性模態(tài)耦合,從而引發(fā)體自由度顫振。針對(duì)這種現(xiàn)象,提出一種體自由度顫振魯棒控制器,并采用兩種不同的控制面方案進(jìn)行控制器設(shè)計(jì)。數(shù)值仿真結(jié)果表明,兩種控制面選取方案均可使該無人機(jī)的顫振臨界速度得到顯著提升;通過兩組方案的對(duì)比發(fā)現(xiàn),多組控制面協(xié)同作用方案能夠獲得更好效果。3.針對(duì)高性能的戰(zhàn)斗機(jī)的機(jī)動(dòng)載荷減緩問題,提出了一種基于遞歸神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的自適應(yīng)載荷減緩控制器。該控制器通過兩個(gè)神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的連接,可實(shí)現(xiàn)系統(tǒng)在線辨識(shí)和機(jī)動(dòng)載荷減緩。與此同時(shí),對(duì)遞歸神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)引入初始權(quán)重因子概念,使控制器不需要重新進(jìn)行參數(shù)設(shè)計(jì)即可實(shí)現(xiàn)變飛行條件下的自適應(yīng)載荷減緩。數(shù)值仿真結(jié)果表明,該方法能夠?qū)?zhàn)斗機(jī)在較大馬赫數(shù)范圍內(nèi)做機(jī)動(dòng)飛行時(shí)產(chǎn)生的附加載荷進(jìn)行有效的減緩。4.針對(duì)具有飛行參數(shù)不確定性的機(jī)動(dòng)載荷減緩問題,提出了一種基于線性參變(Linear Parameter-Varying,LPV)模型的魯棒載荷減緩控制器設(shè)計(jì)方法。首先,對(duì)變化的飛行參數(shù)建立LPV模型,并基于線性分式變換提出一種LPV模型不確定性建模方法,將參數(shù)變化作為模型不確定性進(jìn)行建模;然后,對(duì)于含不確定性的系統(tǒng)模型,基于魯棒控制理論設(shè)計(jì)控制器,實(shí)現(xiàn)給定參數(shù)范圍內(nèi)的機(jī)動(dòng)載荷減緩。機(jī)動(dòng)載荷減緩系統(tǒng)在其作用的同時(shí),會(huì)對(duì)飛機(jī)的機(jī)動(dòng)性能產(chǎn)生影響,為了在線修正這種影響,提出一種基于遞歸神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)理論的飛行控制器,可實(shí)現(xiàn)飛行參數(shù)變化范圍內(nèi)的自適應(yīng)飛行控制。最終,在兩個(gè)控制器的協(xié)同作用下,可實(shí)現(xiàn)變飛行參數(shù)的機(jī)動(dòng)載荷減緩。數(shù)值仿真結(jié)果表明,基于該方法設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)能實(shí)現(xiàn)戰(zhàn)斗機(jī)在較大馬赫數(shù)范圍內(nèi)的機(jī)動(dòng)載荷減緩,并且具有較好的抗噪聲能力。
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2018
【分類號(hào)】：V215.34
【圖文】：

AAW計(jì)劃[17]

南京航空航天大學(xué)博士學(xué)位論文NASA 研制了圖 1.4 所示的“太陽神（Helios）”無人飛機(jī)，其機(jī)翼弦比達(dá)到了接近 31，而機(jī)翼厚度僅 29cm。2003 年，“太陽神”在進(jìn)示的空中解體事故。事故之后，NASA 的調(diào)查報(bào)告稱：要充分研究題，并建議對(duì)大柔性機(jī)翼的飛機(jī)要采用時(shí)域分析方法[50, 51]。因此，動(dòng)彈性建模開始成為研究熱點(diǎn)[52]。[53, 54]使用非線性梁來描述大柔性機(jī)翼的幾何非線性，并結(jié)合氣動(dòng)彈建立了大柔性飛機(jī)的非線性全機(jī)氣動(dòng)彈性模型。該研究通過時(shí)域仿飛機(jī)作對(duì)稱機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，傳統(tǒng)的線性模型能夠較準(zhǔn)確地反應(yīng)其動(dòng)態(tài)線性模型與非線性模型具有較大差異，已無法準(zhǔn)確描述飛機(jī)的動(dòng)態(tài)性機(jī)翼飛機(jī)的全機(jī)氣動(dòng)彈性問題開展了大量研究，其研究不僅僅限于理驗(yàn)證試驗(yàn)。他們的研究表明，對(duì)于具有大柔性機(jī)翼的飛機(jī)，機(jī)翼所受的線性，這使機(jī)翼結(jié)構(gòu)的等效剛度與飛行狀態(tài)密切相關(guān)。

建立了大柔性飛機(jī)的非線性全機(jī)氣動(dòng)彈性模型。該研究通過時(shí)域仿真得到如下結(jié)論：當(dāng)大柔性飛機(jī)作對(duì)稱機(jī)動(dòng)飛行時(shí)，傳統(tǒng)的線性模型能夠較準(zhǔn)確地反應(yīng)其動(dòng)態(tài)特性；對(duì)于非對(duì)稱飛行，則線性模型與非線性模型具有較大差異，已無法準(zhǔn)確描述飛機(jī)的動(dòng)態(tài)特性。Csenik等[55-60]對(duì)大柔性機(jī)翼飛機(jī)的全機(jī)氣動(dòng)彈性問題開展了大量研究，其研究不僅僅限于理論建模，而且還開展了飛行驗(yàn)證試驗(yàn)。他們的研究表明，對(duì)于具有大柔性機(jī)翼的飛機(jī)，機(jī)翼所受的外力與結(jié)構(gòu)位移呈現(xiàn)幾何非線性，這使機(jī)翼結(jié)構(gòu)的等效剛度與飛行狀態(tài)密切相關(guān)。圖 1.4 “太陽神”無人飛機(jī)[51]

【參考文獻(xiàn)】

相關(guān)期刊論文 前7條

1 楊超;黃超;吳志剛;唐長紅;;氣動(dòng)伺服彈性研究的進(jìn)展與挑戰(zhàn)[J];航空學(xué)報(bào);2015年04期

2 郭東;徐敏;陳士櫓;;彈性飛行器飛行動(dòng)力學(xué)建模研究[J];空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào);2013年04期

3 陳志敏,徐敏,陳剛;彈性飛行器動(dòng)力學(xué)與控制研究現(xiàn)狀和發(fā)展趨勢[J];中國民航飛行學(xué)院學(xué)報(bào);2005年01期

4 唐碩;陳士櫓;;彈性飛行器運(yùn)動(dòng)耦合特性分析[J];西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào);1993年03期

5 唐碩,陳士櫓;非定常氣動(dòng)力作用下彈性飛行器的穩(wěn)定性及耦合特性[J];空氣動(dòng)力學(xué)學(xué)報(bào);1993年02期

6 陳士櫓,陳行健,嚴(yán)恒元,霍秀芳;彈性飛行器縱向穩(wěn)定性問題[J];航空學(xué)報(bào);1985年04期

7 陳士櫓;陳行健;嚴(yán)恒元;霍秀芳;;彈性飛行器縱向穩(wěn)定性分析[J];西北工業(yè)大學(xué)學(xué)報(bào);1984年01期

本文編號(hào)：2774251