【摘要】：現(xiàn)代飛機常采用輕質結構來滿足長航時、高速度、高機動性等要求,但輕質結構與空氣動力相互耦合產生的氣動彈性效應會給飛機的飛行品質、結構壽命等帶來不利影響。氣動彈性控制技術為解決先進輕質飛機的氣動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鍵問題。例如,對于飛翼布局飛機,其柔性機翼結構的彈性模態(tài)頻率與飛機的剛體模態(tài)頻率接近,飛機短周期剛體模態(tài)參與的耦合顫振形態(tài)(體自由度顫振)給主動控制律設計帶來困難;再如,在高機動戰(zhàn)斗機的機動載荷減緩控制律設計方面,仍需要提高載荷減緩系統(tǒng)對于飛行參數(shù)(如飛行馬赫數(shù))的自適應特性。本文主要針對飛翼布局飛機的體自由度顫振主動抑制和高性能戰(zhàn)斗機的機動載荷減緩問題開展研究,主要研究內容和學術貢獻如下:1.對全機的氣動彈性建模問題進行了研究。使用高階面元法計算亞音速非定常氣動力,將其與飛機結構彈性相耦合,建立氣動彈性狀態(tài)方程;對飛機的剛體模態(tài)進行變換,引入飛行狀態(tài)參數(shù),建立了考慮飛行動力學的氣動彈性狀態(tài)方程。2.針對飛翼布局無人機,使用上述方法建立了全機氣動伺服彈性數(shù)學模型,并分析其顫振特性。分析結果表明,在較低飛行速度時,無人機的剛體短周期模態(tài)會與低階彈性模態(tài)耦合,從而引發(fā)體自由度顫振。針對這種現(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行控制器設計。數(shù)值仿真結果表明,兩種控制面選取方案均可使該無人機的顫振臨界速度得到顯著提升;通過兩組方案的對比發(fā)現(xiàn),多組控制面協(xié)同作用方案能夠獲得更好效果。3.針對高性能的戰(zhàn)斗機的機動載荷減緩問題,提出了一種基于遞歸神經網絡的自適應載荷減緩控制器。該控制器通過兩個神經網絡的連接,可實現(xiàn)系統(tǒng)在線辨識和機動載荷減緩。與此同時,對遞歸神經網絡引入初始權重因子概念,使控制器不需要重新進行參數(shù)設計即可實現(xiàn)變飛行條件下的自適應載荷減緩。數(shù)值仿真結果表明,該方法能夠對戰(zhàn)斗機在較大馬赫數(shù)范圍內做機動飛行時產生的附加載荷進行有效的減緩。4.針對具有飛行參數(shù)不確定性的機動載荷減緩問題,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計方法。首先,對變化的飛行參數(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行建模;然后,對于含不確定性的系統(tǒng)模型,基于魯棒控制理論設計控制器,實現(xiàn)給定參數(shù)范圍內的機動載荷減緩。機動載荷減緩系統(tǒng)在其作用的同時,會對飛機的機動性能產生影響,為了在線修正這種影響,提出一種基于遞歸神經網絡理論的飛行控制器,可實現(xiàn)飛行參數(shù)變化范圍內的自適應飛行控制。最終,在兩個控制器的協(xié)同作用下,可實現(xiàn)變飛行參數(shù)的機動載荷減緩。數(shù)值仿真結果表明,基于該方法設計的控制系統(tǒng)能實現(xiàn)戰(zhàn)斗機在較大馬赫數(shù)范圍內的機動載荷減緩,并且具有較好的抗噪聲能力。
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：博士
【學位授予年份】：2018
【分類號】：V215.34
【圖文】：

AAW計劃[17]

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

建立了大柔性飛機的非線性全機氣動彈性模型。該研究通過時域仿真得到如下結論：當大柔性飛機作對稱機動飛行時，傳統(tǒng)的線性模型能夠較準確地反應其動態(tài)特性；對于非對稱飛行，則線性模型與非線性模型具有較大差異，已無法準確描述飛機的動態(tài)特性。Csenik等[55-60]對大柔性機翼飛機的全機氣動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證試驗。他們的研究表明，對于具有大柔性機翼的飛機，機翼所受的外力與結構位移呈現(xiàn)幾何非線性，這使機翼結構的等效剛度與飛行狀態(tài)密切相關。圖 1.4 “太陽神”無人飛機[51]

【參考文獻】

相關期刊論文 前7條

1 楊超;黃超;吳志剛;唐長紅;;氣動伺服彈性研究的進展與挑戰(zhàn)[J];航空學報;2015年04期

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本文編號：2774251