高空長(zhǎng)航時(shí)無人機(jī)多學(xué)科設(shè)計(jì)若干問題研究
發(fā)布時(shí)間：2017-10-20 12:28
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【摘要】：高空長(zhǎng)航時(shí)無人機(jī)為了提高氣動(dòng)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(jī)翼。大展弦比輕質(zhì)柔性機(jī)翼導(dǎo)致高空長(zhǎng)航時(shí)無人機(jī)產(chǎn)生了相比常規(guī)飛機(jī)更嚴(yán)重的氣動(dòng)彈性問題,甚至嚴(yán)重制約了無人機(jī)飛行性能的實(shí)現(xiàn)。Helios原型機(jī)失事后的事故分析報(bào)告指出,缺乏可靠有效的能夠反映結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)和飛行力學(xué)耦合的動(dòng)氣動(dòng)彈性分析方法和分析工具是當(dāng)前在高空長(zhǎng)航時(shí)無人機(jī)設(shè)計(jì)研究中面臨的主要問題。以機(jī)動(dòng)載荷減緩、陣風(fēng)減緩、主動(dòng)顫振抑制等為代表的現(xiàn)代主動(dòng)控制技術(shù)的發(fā)展為氣動(dòng)彈性問題帶來了新的解決方案。在設(shè)計(jì)過程中考慮主動(dòng)控制技術(shù)不僅可以更有效的發(fā)揮主動(dòng)控制系統(tǒng)的潛力,還能夠進(jìn)一步提高飛機(jī)飛行性能。因此,開展柔性飛機(jī)氣動(dòng)伺服彈性建模方法和主動(dòng)控制技術(shù)研究,發(fā)展可以同時(shí)進(jìn)行精細(xì)的氣動(dòng)外形設(shè)計(jì)、詳細(xì)的結(jié)構(gòu)尺寸設(shè)計(jì)和控制律綜合設(shè)計(jì)的多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)方法,搭建考慮主動(dòng)控制的多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)平臺(tái)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(dòng)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(dòng)彈性靜力學(xué)問題,利用板殼有限元模型對(duì)結(jié)構(gòu)建模,氣動(dòng)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(shí)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(dòng)網(wǎng)格技術(shù)重構(gòu)。在多學(xué)科優(yōu)化過程中,氣動(dòng)特性和結(jié)構(gòu)靜力學(xué)的評(píng)估以基于附面層修正的速勢(shì)方程建立的靜氣動(dòng)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(dòng)彈性求解方法用來對(duì)前者進(jìn)行驗(yàn)證;2、提出并建立了一種時(shí)域狀態(tài)空間形式的氣動(dòng)伺服彈性模型。為滿足柔性機(jī)翼動(dòng)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(jì)的要求,采用Peters有限狀態(tài)理論、入流動(dòng)力學(xué)方程和ONERA失速模型建立了二維非定常氣動(dòng)力模型,三維非定常氣動(dòng)力通過片條假設(shè)并加入三維橫流效應(yīng)修正計(jì)算。機(jī)翼結(jié)構(gòu)通過等效梁方法建模,梁有限元網(wǎng)格與氣動(dòng)片條采用了相同的分布規(guī)律以便于使用虛功原理計(jì)算等效節(jié)點(diǎn)力。將氣動(dòng)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(shí)間推進(jìn)仿真,經(jīng)過與風(fēng)洞試驗(yàn)數(shù)據(jù)和文獻(xiàn)公布的結(jié)果對(duì)比,驗(yàn)證了本文建立的氣動(dòng)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(dòng)力學(xué)耦合方程并建立了數(shù)值仿真系統(tǒng)。基于準(zhǔn)坐標(biāo)系下的拉格朗日方程推導(dǎo)了同時(shí)考慮機(jī)身、機(jī)翼和尾翼為柔性體的六自由度飛行動(dòng)力學(xué)與結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)耦合方程,通過加入柔性部件坐標(biāo)系為質(zhì)點(diǎn)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(jī)身、小柔性和慣量不變假設(shè)得到了剛彈耦合動(dòng)力學(xué)方程和基于平均軸系法的動(dòng)力學(xué)方程。結(jié)合本文的氣動(dòng)伺服彈性模型編寫了柔性飛行器動(dòng)力學(xué)仿真程序,經(jīng)過與文獻(xiàn)中結(jié)果對(duì)比,驗(yàn)證了本文開發(fā)的程序;4、對(duì)二維系統(tǒng)動(dòng)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(yàn)狀態(tài)對(duì)二維動(dòng)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(dòng)彈性系統(tǒng)亞臨界極限環(huán)振蕩和對(duì)稱/非對(duì)稱極限環(huán)振蕩共存的兩次分岔現(xiàn)象。分析了動(dòng)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(dòng)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(jì)了主動(dòng)顫振抑制系統(tǒng),測(cè)試了控制器對(duì)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(jì)了高空長(zhǎng)航時(shí)無人機(jī)陣風(fēng)減緩和主動(dòng)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(cè)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(jì)算方法無法處理高階的全機(jī)動(dòng)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(jī)身過載降低約47%和57%;6、改進(jìn)了平衡截?cái)嘟惦A模型。原始的平衡截?cái)嗄Ｐ鸵驗(yàn)樾枰蠼鈩?dòng)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(dòng)力學(xué)系統(tǒng)。本文通過引入實(shí)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(duì)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?cái)嘟惦A模型只能對(duì)穩(wěn)定系統(tǒng)進(jìn)行降階的問題;7、對(duì)典型的高空長(zhǎng)航時(shí)無人機(jī)構(gòu)型實(shí)現(xiàn)了精細(xì)化的氣動(dòng)伺服彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)。分別建立了氣動(dòng)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)框架以及考慮主動(dòng)控制技術(shù)的氣動(dòng)伺服彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)框架,機(jī)翼的氣動(dòng)外形通過翼根和翼稍弦長(zhǎng)、翼稍前緣點(diǎn)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(jī)翼氣動(dòng)設(shè)計(jì)變量共82個(gè),機(jī)翼結(jié)構(gòu)有限元模型經(jīng)過分區(qū)后共包括121個(gè)尺寸變量。CFD與CSD求解器與柔性飛機(jī)動(dòng)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(jī)最大起飛重量不變的條件下,通過氣動(dòng)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)使無人機(jī)航程和航時(shí)增加了約4.6%,氣動(dòng)伺服彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)使無人機(jī)航程和航時(shí)增加了約8.3%,證明了本文提出的優(yōu)化設(shè)計(jì)思路和框架可靠、有效。
【關(guān)鍵詞】：有限狀態(tài) 氣動(dòng)伺服彈性 準(zhǔn)坐標(biāo)系 陣風(fēng)減緩 主動(dòng)顫振抑制 平衡截?cái)?/strong> H_2魯棒控制 多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)
【學(xué)位授予單位】：西北工業(yè)大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：博士
【學(xué)位授予年份】：2016
【分類號(hào)】：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(dòng)力學(xué)建模13-14
- 1.2.2 氣動(dòng)伺服彈性建模14-17
- 1.2.3 主動(dòng)控制技術(shù)17-20
- 1.2.4 多學(xué)科優(yōu)化設(shè)計(jì)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(dòng)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(shì)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(dòng)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(dòng)網(wǎng)格方法36-38
- 2.5 氣動(dòng)彈性靜力學(xué)數(shù)值驗(yàn)證38-43
- 2.5.1 CFD數(shù)值求解程序驗(yàn)證38-39
- 2.5.2 動(dòng)網(wǎng)格程序驗(yàn)證39-41
- 2.5.3 氣動(dòng)彈性靜力學(xué)數(shù)值求解方法驗(yàn)證41-43
- 2.6 本章小結(jié)43-45
- 第三章 時(shí)域狀態(tài)空間形式的氣動(dòng)伺服彈性數(shù)值模型45-99
- 3.1 二維時(shí)域非定常氣動(dòng)力模型45-55
- 3.1.1 基于有限狀態(tài)理論的非定常氣動(dòng)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(dòng)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(jī)翼橫流效應(yīng)修正60-63
- 3.4 作動(dòng)器模型63-64
- 3.5 狀態(tài)空間形式的氣動(dòng)伺服彈性模型64-73
- 3.5.1 二維翼型線性氣動(dòng)伺服彈性方程64-66
- 3.5.2 二維翼型非線性氣動(dòng)伺服彈性方程66-68
- 3.5.3 三維機(jī)翼線性氣動(dòng)伺服彈性方程68-72
- 3.5.4 三維機(jī)翼非線性氣動(dòng)伺服彈性方程72-73
- 3.6 動(dòng)氣動(dòng)彈性模型數(shù)值驗(yàn)證73-97
- 3.6.1 二維線性非定常氣動(dòng)力模型驗(yàn)證73-76
- 3.6.2 舵面氣動(dòng)力模型驗(yàn)證76-77
- 3.6.3 二維非線性非定常氣動(dòng)力模型驗(yàn)證77-82
- 3.6.4 二維線性動(dòng)氣動(dòng)彈性系統(tǒng)顫振計(jì)算驗(yàn)證82-83
- 3.6.5 二維非線性氣動(dòng)彈性模型驗(yàn)證和動(dòng)失速顫振研究83-89
- 3.6.6 三維線性動(dòng)氣彈模型驗(yàn)證89-95
- 3.6.7 三維非線性動(dòng)氣彈模型驗(yàn)證和動(dòng)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(dòng)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(dòng)力學(xué)方程的空間離散103-105
- 4.3 動(dòng)力學(xué)方程的簡(jiǎn)化假設(shè)與狀態(tài)空間形式105-110
- 4.3.1 剛體機(jī)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(dòng)力學(xué)方程模型驗(yàn)證110-115
- 4.4.1 全機(jī)氣動(dòng)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(dòng)氣動(dòng)彈性響應(yīng)及主動(dòng)控制律設(shè)計(jì)116-152
- 5.1 HALE無人機(jī)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(píng)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(dòng)控制律設(shè)計(jì)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?cái)嘟惦A方法針對(duì)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(dòng)失速顫振極限環(huán)振蕩的主動(dòng)抑制140-144
- 5.5.2 HALE無人機(jī)陣風(fēng)減緩144-147
- 5.5.3 HALE無人機(jī)主動(dòng)顫振抑制147-150
- 5.6 本章小結(jié)150-152
- 第六章 HALE無人機(jī)氣動(dòng)伺服彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)152-172
- 6.1 HALE無人機(jī)氣動(dòng)/結(jié)構(gòu)參數(shù)化152-155
- 6.1.1 氣動(dòng)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(jì)框架157-160
- 6.3.1 氣動(dòng)結(jié)構(gòu)優(yōu)化設(shè)計(jì)框架157-158
- 6.3.2 氣動(dòng)伺服彈性優(yōu)化設(shè)計(jì)框架158-160
- 6.4 HALE無人機(jī)優(yōu)化設(shè)計(jì)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(hào)：1067183
本文鏈接：http://sikaile.net/kejilunwen/hangkongsky/1067183.html
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