亞-跨音速飛機(jī)結(jié)構(gòu)氣動彈性控制及其實(shí)驗(yàn)研究.pdf

1、在現(xiàn)代飛機(jī)的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)過程中，設(shè)計(jì)者孜孜不倦所追求的目標(biāo)是減小飛機(jī)結(jié)構(gòu)重量，同時避免由于結(jié)構(gòu)重量減輕所帶來的氣動彈性效應(yīng)。如果遵循傳統(tǒng)的剛度設(shè)計(jì)準(zhǔn)則，則必須通過提高結(jié)構(gòu)剛度（特別是扭轉(zhuǎn)剛度）來回避氣動彈性效應(yīng)。但提高結(jié)構(gòu)剛度的直接后果就是增加了結(jié)構(gòu)重量，不利于提高飛機(jī)的總體性能。主動氣動彈性機(jī)翼技術(shù)的提出為飛機(jī)設(shè)計(jì)帶來了全新的設(shè)計(jì)理念。該設(shè)計(jì)理念不是回避、而是充分利用氣動彈性效應(yīng)，并借助于氣動彈性主動控制技術(shù)，來減輕結(jié)構(gòu)重量和優(yōu)化飛機(jī)性能

2、。
　　從上世紀(jì)80年代起，氣動彈性主動控制技術(shù)取得了可喜的研究進(jìn)展，但仍存在一些亟待解決的問題，如如何處理控制回路中的時滯效應(yīng)、控制面間隙非線性對氣動伺服彈性系統(tǒng)穩(wěn)定性的的影響、跨音速空氣動力的非線性對氣動伺服彈性系統(tǒng)動力學(xué)行為的影響、氣動彈性主動控制技術(shù)的實(shí)時仿真等。本文采取理論分析、數(shù)值仿真和風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)相結(jié)合的研究方法，對亞音速、跨音速飛行區(qū)域的氣動彈性主動控制技術(shù)進(jìn)行了深入研究，提出了一些新的分析方法并取得了具有工程意義的研

3、究進(jìn)展。論文的主要創(chuàng)新性工作如下：
　　（1）發(fā)展了一種基于分段多項(xiàng)式插值的線性顫振計(jì)算方法，并針對顫振計(jì)算過程中出現(xiàn)的模態(tài)“竄支”問題提出一種基于頻率的保形插值方法。數(shù)值模擬表明，該方法可有效解決模態(tài)“竄支”問題。針對小展弦比機(jī)翼的風(fēng)洞模型，通過風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證該顫振計(jì)算方法的準(zhǔn)確性。
　?。?）針對三維機(jī)翼的顫振主動抑制（AFS：Active Flutter Suppression）問題，基于有界增益遺忘估計(jì)和無約束優(yōu)化技術(shù)

4、設(shè)計(jì)了一種新的自適應(yīng)輸出反饋控制律。首先，用有界增益遺忘估計(jì)技術(shù)辨識受控氣動彈性系統(tǒng)的參數(shù)，并利用所辨識的參數(shù)在線調(diào)節(jié)受控系統(tǒng)的參數(shù)化模型。其次，針對該參數(shù)化模型，采取無約束優(yōu)化技術(shù)設(shè)計(jì)降階的最優(yōu)控制律。仿真結(jié)果表明，該自適應(yīng)控制律可有效抑制三維機(jī)翼的顫振失穩(wěn)，并且對建模過程中的非參數(shù)化不確定性具有一定的魯棒性。
　?。?）揭示了輸入時滯對高維、不可壓縮流動下的受控氣動彈性系統(tǒng)穩(wěn)定性的影響，并提出一種新的時滯反饋控制律來抑制含輸入

5、時滯的高維氣動彈性系統(tǒng)的顫振失穩(wěn)。該時滯反饋控制律的設(shè)計(jì)過程分為三步：首先，采用零階保持的離散化方法將基于時滯微分方程描述的氣動彈性系統(tǒng)離散化；其次，采用狀態(tài)變換方法將離散化的時滯狀態(tài)方程轉(zhuǎn)化為無時滯狀態(tài)方程；最后，采用線性控制理論，如線性二次高斯（LQG：Linear Quadratic Gaussian）理論，通過求解等價的黎卡提方程來完成控制律的設(shè)計(jì)。為考察上述方法在設(shè)計(jì)多控制面機(jī)翼模型AFS控制律方面的有效性，將其與經(jīng)典反饋控制

6、方法和標(biāo)準(zhǔn)LQG控制方法進(jìn)行了對比研究。經(jīng)典反饋控制方法和LQG控制方法不能考慮輸入時滯的影響，當(dāng)輸入時滯量較大時氣動彈性系統(tǒng)會出現(xiàn)閉環(huán)失穩(wěn)。與之相反，時滯反饋控制律的控制效果明顯要優(yōu)于上述兩種控制方法。
　?。?）針對含多間隙非線性的高維氣動伺服彈性系統(tǒng)，提出一種新的非線性氣動伺服彈性建模方法，分析了前后緣控制面的間隙非線性對線性控制系統(tǒng)的影響。在非線性氣動伺服彈性建模中，采用虛擬質(zhì)量模擬控制面的間隙非線性，并根據(jù)控制面偏轉(zhuǎn)角度

7、的不同組合將非線性氣動伺服彈性系統(tǒng)表示為含9個線性子系統(tǒng)的分段線性模型。為了說明多間隙非線性因素對線性控制系統(tǒng)的影響，采用無約束優(yōu)化方法分別設(shè)計(jì)了單輸入/單輸出（SISO：Single-Input/Single-Output）和多輸入/多輸出（MIMO：Multiple-Input/Multiple-Output）控制律。閉環(huán)氣動伺服彈性響應(yīng)的數(shù)值結(jié)果表明，多間隙非線性因素會引起氣動彈性系統(tǒng)的發(fā)散運(yùn)動或極限環(huán)振蕩。
　　（5）針對

8、基于計(jì)算流體動力學(xué)（CFD：Computational Fluid Dynamics）方法的MIMO空氣動力系統(tǒng)，提出一種新的非線性模型降階方法，其非線性降階模型（ROM：Reduced-Order Model）由多個Wiener模型并聯(lián)所得。首先，利用CFD方法計(jì)算出的空氣動力系統(tǒng)的輸入、輸出數(shù)據(jù)，擬合出第一個Wiener模型并計(jì)算該Wiener模型的輸出及輸出樣本殘值。其次，基于系統(tǒng)的輸入樣本和輸出殘值擬合出第二個Wiener模型。

9、重復(fù)上述辨識過程，直至系統(tǒng)的輸出殘值僅含有噪聲信號。為提高Wiener模型的辨識精度，提出了線性狀態(tài)方程串聯(lián)單層神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)的新型Wiener模型結(jié)構(gòu)，并采用Levenberg-Marquadt算法來優(yōu)化Wiener模型的參數(shù)。對二維NACA64A010翼型的跨音速可壓縮流動的數(shù)值仿真、Isogai機(jī)翼模型的跨音速顫振分析等表明，該非線性ROM能高效、精確地描述跨音速空氣動力的非線性，進(jìn)而預(yù)測非線性氣動彈性系統(tǒng)的跨音速顫振邊界。
　　

10、（6）建立了基于非線性ROM的跨音速氣動伺服彈性數(shù)學(xué)模型并提出跨音速AFS控制方法。針對由Navier-Stokes方程描述的三維空氣動力系統(tǒng)，發(fā)展了一種新的、穩(wěn)定的非線性ROM，其線性部分的辨識采用基于觀測器的子空間方法，并由規(guī)劃方法來保證線性部分的穩(wěn)定性?；谠揜OM開展跨音速氣動彈性分析，通過數(shù)值仿真證明該非線性ROM可高效預(yù)測三維機(jī)翼的跨音速顫振邊界和極限環(huán)振蕩。通過簡諧慢掃頻方法發(fā)現(xiàn)，控制面偏轉(zhuǎn)引起的空氣動力非線性會導(dǎo)致扭轉(zhuǎn)模

11、態(tài)的幅頻和相頻曲線發(fā)生跳躍現(xiàn)象?；谶f歸子空間方法設(shè)計(jì)自適應(yīng)跨音速AFS控制律，通過數(shù)值仿真證明該控制律可在較大的馬赫數(shù)和動壓范圍內(nèi)抑制三維機(jī)翼的顫振失穩(wěn)。
　　（7）在MATLAB/SIMULINK和VC環(huán)境下，建立了包括噪聲濾波、信號采集與處理、舵機(jī)伺服跟蹤控制、控制律數(shù)字化執(zhí)行、人機(jī)交互界面設(shè)計(jì)在內(nèi)的AFS實(shí)時仿真平臺。借助于該實(shí)時仿真平臺，開展了AFS技術(shù)的風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)工作。風(fēng)洞實(shí)驗(yàn)結(jié)果表明，基于極點(diǎn)配置的輸出反饋控制律和計(jì)入