本文關(guān)鍵詞：大柔性飛行器結(jié)構(gòu)與飛行動(dòng)力學(xué)建模及未建模分析

  更多相關(guān)文章： 柔性梁 有限元 大柔性飛機(jī) 動(dòng)力學(xué)建模 不確定性 模型確認(rèn)

【摘要】：近年來高空長(zhǎng)航時(shí)無人偵察機(jī)、太陽能飛機(jī)受到越來越多的重視,然而結(jié)構(gòu)重量的限制導(dǎo)致這類飛機(jī)機(jī)翼的柔性較大,致使飛機(jī)在飛行中容易發(fā)生大幅度彈性變形,這種變形對(duì)飛機(jī)的飛行動(dòng)力學(xué)特性的影響很大,而基于線性、小變形假設(shè)推導(dǎo)的傳統(tǒng)模型已不適用,因此迫切需要為這種飛機(jī)建立能包含多學(xué)科通用的模型。此外,真實(shí)的大柔性飛行器動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)是特別繁雜的,并且系統(tǒng)中包含許多不確定性成分。本文以大柔性飛行器為對(duì)象,針對(duì)此類飛行器的動(dòng)力學(xué)建模、運(yùn)動(dòng)特性、不確定性建模以及模型確認(rèn)問題展開研究。首先,在精確描述空間柔性懸臂梁的非線性結(jié)構(gòu)變形基礎(chǔ)上結(jié)合準(zhǔn)定常氣動(dòng)力模型,采用有限元方法對(duì)其進(jìn)行離散,其動(dòng)能、勢(shì)能及合外力所對(duì)應(yīng)的廣義力分別被推導(dǎo)出,然后利用Lagrange方程建立大展弦比柔性飛機(jī)的飛行動(dòng)力學(xué)模型;其次,提出一套配平理論,并采用廣義α法對(duì)模型進(jìn)行求解,以帶有吊艙/有效載荷外掛的飛翼式柔性飛機(jī)為算例,對(duì)大柔性飛機(jī)動(dòng)穩(wěn)定性、時(shí)域響應(yīng)特性、“動(dòng)力剛化”現(xiàn)象以及有限單元的數(shù)目對(duì)系統(tǒng)的影響進(jìn)行了研究;最后,采用平衡實(shí)現(xiàn)和最小狀態(tài)法對(duì)模型進(jìn)行降階處理,并以此為基礎(chǔ),用魯棒穩(wěn)定性定理對(duì)不確定VFA系統(tǒng)進(jìn)行分析,隨后使用矩陣插值理論對(duì)不確定系統(tǒng)模型管用性做判斷。本文研究結(jié)果表明:本文模型不僅充分反映了所有自由度間的交叉耦合特性,而且更全面的從本質(zhì)上體現(xiàn)飛機(jī)結(jié)構(gòu)/空氣/飛行動(dòng)力學(xué)等多學(xué)科之間相互影響的非線性飛行動(dòng)力學(xué)特性;柔性機(jī)翼下方外掛在一定程度上能改善機(jī)翼的抗變形能力,還影響飛行器的動(dòng)力學(xué)特性,改善/影響程度與外掛位置有關(guān),且多梁式機(jī)翼結(jié)構(gòu)相比單梁式機(jī)翼穩(wěn)定性要好;有效掛載的增加,將加劇機(jī)翼的彎曲變形,使機(jī)翼垂直方向有效升力損失嚴(yán)重,導(dǎo)致系統(tǒng)趨于不穩(wěn)定,同時(shí)有可能引起機(jī)翼結(jié)構(gòu)破壞,雖然算例中沒有出現(xiàn)“動(dòng)力剛化”現(xiàn)象,但這并不代表VFA在實(shí)際飛行過程中不會(huì)出現(xiàn)“動(dòng)力剛化”現(xiàn)象;MSM能夠較好的保留原始系統(tǒng)一些重要信息,如果不確定權(quán)重比例劃分合理的話,真實(shí)物理系統(tǒng)能夠由模型確認(rèn)算法在一定程度上客觀的反映出來。
【關(guān)鍵詞】：柔性梁 有限元 大柔性飛機(jī) 動(dòng)力學(xué)建模 不確定性 模型確認(rèn)
【學(xué)位授予單位】：南京航空航天大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號(hào)】：V214;V212
【目錄】：

• 摘要4-5
• ABSTRACT5-16
• 第一章 緒論16-26
• 1.1 引言16
• 1.2 研究背景與研究意義16-18
• 1.3 國內(nèi)外研究現(xiàn)狀與進(jìn)展18-25
• 1.3.1 動(dòng)力學(xué)建模研究狀況18-19
• 1.3.2 未建模與魯棒穩(wěn)定分析的現(xiàn)狀與進(jìn)展19-21
• 1.3.3 建模中的幾個(gè)重點(diǎn)問題21-25
• 1.4 本文的研究?jī)?nèi)容與安排25-26
• 第二章 大柔性飛行器結(jié)構(gòu)與飛行動(dòng)力學(xué)建模26-39
• 2.1 引言26
• 2.2 剛體建模26-27
• 2.3 彈性建模27-34
• 2.3.1 模型簡(jiǎn)化27-28
• 2.3.2 柔性梁的剛?cè)狁詈蟿?dòng)力學(xué)建模理論28-29
• 2.3.3 動(dòng)能29-31
• 2.3.4 勢(shì)能31-32
• 2.3.5 廣義外力32-33
• 2.3.6 系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)方程33-34
• 2.4 準(zhǔn)定常氣動(dòng)力模型34-37
• 2.5 非線性氣動(dòng)彈性與飛行動(dòng)力學(xué)耦合模型37
• 2.6 改進(jìn)的運(yùn)動(dòng)方程37-38
• 2.7 本章小結(jié)38-39
• 第三章 大柔性飛行器縱向運(yùn)動(dòng)特性分析39-63
• 3.1 引言39
• 3.2 配平理論39-40
• 3.3 數(shù)值算法——廣義α法40-43
• 3.4 柔性梁的瞬態(tài)響應(yīng)分析43-50
• 3.4.1 細(xì)長(zhǎng)柔性懸臂梁44-46
• 3.4.2 柔性分叉梁和柔性聯(lián)接梁46-48
• 3.4.3 伴有剛體運(yùn)動(dòng)的兩端自由細(xì)長(zhǎng)柔性懸臂梁48-50
• 3.5 作大范圍運(yùn)動(dòng)的空間柔性懸臂梁一次模型動(dòng)力特性分析50-52
• 3.6 飛翼式柔性飛機(jī)縱向運(yùn)動(dòng)特性分析52-60
• 3.6.1 配平54-56
• 3.6.2 動(dòng)穩(wěn)定性56
• 3.6.3 時(shí)域響應(yīng)56-59
• 3.6.4 零次模型與一次模型對(duì)比59-60
• 3.7 有限單元收斂性60-62
• 3.8 本章小結(jié)62-63
• 第四章 大柔性飛行器動(dòng)力學(xué)未建模分析與模型確認(rèn)63-82
• 4.1 引言63
• 4.2 VFA動(dòng)力學(xué)模型降階63-66
• 4.2.1 平衡實(shí)現(xiàn)與截?cái)?/span>63-65
• 4.2.2 最小狀態(tài)法65-66
• 4.2.3 降階模型與原始模型輸出響應(yīng)對(duì)比66
• 4.3 魯棒穩(wěn)定性理論66-70
• 4.3.1 函數(shù)空間與范數(shù)66-69
• 4.3.2 小增益定理與魯棒穩(wěn)定性69-70
• 4.4 不確定性系統(tǒng)的描述70-73
• 4.4.1 線性分式變換70-71
• 4.4.2 結(jié)構(gòu)不確定性71-72
• 4.4.3 結(jié)構(gòu)奇異值理論72-73
• 4.5 基于μ方法的大柔性飛行器飛行動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)魯棒穩(wěn)定性分析73-76
• 4.5.1 不確定飛行動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的建模73-76
• 4.5.2 數(shù)值仿真與分析76
• 4.6 不確定大柔性飛行器飛行動(dòng)力學(xué)系統(tǒng)的模型確認(rèn)76-80
• 4.6.1 模型確認(rèn)的數(shù)學(xué)基礎(chǔ)——插值理論76-79
• 4.6.2 模型確認(rèn)79-80
• 4.6.3 數(shù)值仿真與分析80
• 4.7 本章小結(jié)80-82
• 第五章 總結(jié)與展望82-85
• 5.1 本文研究?jī)?nèi)容總結(jié)82-83
• 5.2 后續(xù)工作展望83-85
• 參考文獻(xiàn)85-89
• 致謝89-90
• 在學(xué)期間的研究成果及發(fā)表的學(xué)術(shù)論文90

【參考文獻(xiàn)】

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本文編號(hào)：985501