高超聲速飛行器機翼顫振穩(wěn)定性分析及其主動控制研究.pdf

1、高超聲速飛行器具有突防成功率高和偵查效能強的特點，隨著軍事戰(zhàn)略需求的廣泛性，它也具有極高的戰(zhàn)略意義和應用價值，成為世界上21世紀航空航天事業(yè)發(fā)展的一個主要方向。然而，高超聲速飛行器的飛行速度很快，它本身的非線性特性非常復雜，其機翼在氣流中可能會受到氣動力、彈性力和慣性力的耦合會形成的一種復雜的氣動彈性失穩(wěn)現(xiàn)象——機翼顫振。飛行器發(fā)生機翼顫振是十分危險的，可能會在短短的幾秒內(nèi)引起飛行器解體的災難性后果。目前，關(guān)于亞聲速、跨聲速及超聲速機翼

2、顫振已有大量的研究成果，而關(guān)于高超聲速機翼顫振問題的研究較少。因此，我們有必要針對高超聲速飛行器的機翼顫振問題進一步開展研究。論文的主要研究工作如下:
　　首先，本文同時考慮高超聲速飛行器機翼的結(jié)構(gòu)立方非線性和氣動非線性因素，運用活塞理論分析機翼系統(tǒng)的非定常氣動力，最終建立起高超聲速飛行器的二元機翼動力學模型。再根據(jù)Hopf分叉理論確定求解機翼顫振系統(tǒng)Hopf分叉點的方法。
　　其次，針對高超聲速機翼顫振系統(tǒng)在Hopf分叉點

3、處的復雜響應進行數(shù)值模擬和分析。采用中心流形理論對系統(tǒng)進行降維，應用形式級數(shù)法判定Hopf分叉點的類別，并針對超臨界Hopf分叉和亞臨界Hopf分叉分別進行數(shù)值仿真及穩(wěn)定性分析。另外為了避免亞臨界Hopf分叉給飛行器帶來災難性事故，經(jīng)過分析得出分叉點表現(xiàn)為亞臨界分叉性質(zhì)的臨界馬赫數(shù)。
　　然后，對高超聲速飛行器的二元機翼模型在零平衡點處進行近似線性化，確定其二次型性能指標，并基于LQR方法設計高超聲速機翼顫振系統(tǒng)的線性主動控制器，

4、仿真結(jié)果表明該控制器能夠有效抑制高超聲速二元機翼在Hopf分叉點處持續(xù)振蕩的顫振。
　　最后，針對高超聲速飛行器的機翼顫振系統(tǒng)設計非線性主動控制器。首先對模型進行反饋精確線性化并設計主動控制器，然后基于T-S模糊在線逼近高超聲速機翼顫振系統(tǒng)的非線性模型，設計帶有σ修正的參數(shù)自適應律，在線調(diào)節(jié)模糊逼近參數(shù)，并為其設計模糊自適應主動控制器。仿真表明非線性主動控制器對于非線性特性復雜的或存在不確定因素的高超聲速機翼，具有更理想的顫振抑制