在飛行器結(jié)構(gòu)動力學(xué)設(shè)計(jì)中,設(shè)計(jì)者通常選擇增加結(jié)構(gòu)剛度來避免氣動彈性問題,但會導(dǎo)致結(jié)構(gòu)重量增加,影響了飛行器的總體性能。主動氣動彈性機(jī)翼（AAW）技術(shù)的出現(xiàn)為飛行器的設(shè)計(jì)帶來了新的設(shè)計(jì)理念。它通過現(xiàn)代控制技術(shù)驅(qū)動控制面偏轉(zhuǎn),主動改變機(jī)翼表面的氣動載荷分布,從而改變系統(tǒng)的穩(wěn)定性。主動氣動彈性機(jī)翼技術(shù)能夠使飛行器在減小機(jī)翼結(jié)構(gòu)重量、減小氣動阻尼、擴(kuò)大飛行包線等方面獲得收益,將成為未來航空技術(shù)中的一項(xiàng)關(guān)鍵技術(shù)。主動氣動彈性機(jī)翼技術(shù)是一項(xiàng)由多學(xué)科、多領(lǐng)域交叉與融合而形成的綜合技術(shù),涉及到空氣動力學(xué)、結(jié)構(gòu)力學(xué)、振動力學(xué)、非線性動力學(xué)、系統(tǒng)辨識、最優(yōu)化、現(xiàn)代控制理論、人工智能等相關(guān)學(xué)科。顯然氣動力建模和預(yù)測與控制技術(shù)是其中尤為重要的兩項(xiàng)技術(shù)。氣動力的準(zhǔn)確與否直接關(guān)系到系統(tǒng)模型的精確性,關(guān)于氣動力的建模與預(yù)測在過去幾十年得到了長足的發(fā)展,取得了豐碩的研究成果;控制系統(tǒng)不僅要處理高度非線性的甚至欠驅(qū)動的機(jī)翼氣動彈性模型,還應(yīng)具有應(yīng)對建模不確定性、存在外界未知干擾、狀態(tài)不可測（傳感器失效）的情況下保持系統(tǒng)穩(wěn)定的能力。雖然控制技術(shù)在主動氣動彈性領(lǐng)域有了很多進(jìn)展,并且氣動彈性主動控制律的設(shè)計(jì)也成為了當(dāng)前研究熱... 

【文章頁數(shù)】：142 頁

【學(xué)位級別】：博士

【文章目錄】：
摘要
abstract
主要符號對照表
第一章 緒論
    1.1 研究背景和意義
    1.2 氣動彈性響應(yīng)與主動控制方法研究現(xiàn)狀與總結(jié)
        1.2.1 氣動彈性響應(yīng)研究現(xiàn)狀
        1.2.2 氣動彈性主動控制方法研究現(xiàn)狀
        1.2.3 滑模控制方法研究現(xiàn)狀
        1.2.4 現(xiàn)狀簡要分析及總結(jié)
    1.3 本課題的研究思路與研究內(nèi)容
        1.3.1 研究思路
        1.3.2 研究內(nèi)容
第二章 考慮不確定性干擾的低維非線性系統(tǒng)響應(yīng)與自適應(yīng)模糊滑�？刂破髟O(shè)計(jì)方法
    2.1 引言
    2.2 隨機(jī)Duffing系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型
        2.2.1 Lévy噪聲的數(shù)學(xué)描述
        2.2.2 Lévy噪聲干擾下的Duffing系統(tǒng)
    2.3 Lévy噪聲誘導(dǎo)的混沌和分叉行為
        2.3.1 Lévy參數(shù)敏感性研究
        2.3.2 Lévy噪聲誘導(dǎo)的混沌行為
        2.3.3 不同A條件下的分叉行為
    2.4 自適應(yīng)模糊滑�？刂破髟O(shè)計(jì)和分析
        2.4.1 It(?)-Lévy分解
        2.4.2 滑模面的設(shè)計(jì)
        2.4.3 模糊系統(tǒng)的設(shè)計(jì)
        2.4.4 自適應(yīng)滑模控制律設(shè)計(jì)
    2.5 仿真驗(yàn)證
    2.6 本章小結(jié)
第三章 高維非線性準(zhǔn)定常機(jī)翼顫振的滑�？刂破髟O(shè)計(jì)方法
    3.1 引言
    3.2 典型翼面的氣彈模型
    3.3 滑�？刂撇呗�
        3.3.1 控制律設(shè)計(jì)
        3.3.2 可達(dá)性分析
        3.3.3 穩(wěn)定性分析與輔助狀態(tài)反饋矩陣設(shè)計(jì)
    3.4 數(shù)值仿真和比較研究
    3.5 本章小結(jié)
第四章 確定性干擾下的高維準(zhǔn)定常機(jī)翼顫振的滑模觀測器-控制器設(shè)計(jì)方法
    4.1 引言
    4.2 考慮突風(fēng)干擾的氣彈模型
        4.2.1 突風(fēng)模型
        4.2.2 氣彈模型
    4.3 滑模觀測器-控制器設(shè)計(jì)和分析
        4.3.1 滑模觀測器和控制律設(shè)計(jì)
        4.3.2 滑模面的可達(dá)性分析
        4.3.3 穩(wěn)定性分析
    4.4 數(shù)值仿真和比較研究
        4.4.1 控制器設(shè)計(jì)方法比較
        4.4.2 觀測器-控制器設(shè)計(jì)方法比較
    4.5 本章小結(jié)
第五章 不確定性干擾下的高維非線性機(jī)翼顫振的神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)觀測器-滑�？刂破髟O(shè)計(jì)方法
    5.1 引言
    5.2 非定常氣彈模型和控制問題
        5.2.1 帶尾緣控制面的氣彈系統(tǒng)數(shù)學(xué)模型
        5.2.2 狀態(tài)空間形式
    5.3 自適應(yīng)RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)觀測器-滑�？刂破髟O(shè)計(jì)和分析
        5.3.1 自適應(yīng)RBF神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)觀測器設(shè)計(jì)
        5.3.2 滑�？刂坡稍O(shè)計(jì)
        5.3.3 可達(dá)性分析
        5.3.4 穩(wěn)定性分析與輔助狀態(tài)反饋矩陣設(shè)計(jì)
    5.4 數(shù)值仿真和比較研究
        5.4.1 控制策略的實(shí)施
        5.4.2 方法比較
    5.5 本章小結(jié)
第六章 具有輸出時滯和建模不確定性的高維非定常機(jī)翼顫振的滑�？刂破髟O(shè)計(jì)方法
    6.1 引言
    6.2 氣彈模型
    6.3 基于觀測器的滑�？刂破髟O(shè)計(jì)與分析
        6.3.1 滑模面和控制律的設(shè)計(jì)
        6.3.2 滑模面的可達(dá)性分析
        6.3.3 穩(wěn)定性分析
    6.4 數(shù)值仿真
    6.5 本章小結(jié)
第七章 總結(jié)與展望
    7.1 工作總結(jié)與創(chuàng)新點(diǎn)
        7.1.1 工作總結(jié)
        7.1.2 創(chuàng)新點(diǎn)
    7.2 工作展望
參考文獻(xiàn)
致謝
攻讀學(xué)位期間發(fā)表的學(xué)術(shù)論文
攻讀學(xué)位期間參與的項(xiàng)目


【參考文獻(xiàn)】：
期刊論文
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碩士論文
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[3]含時滯和間隙非線性的二元翼段顫振主動控制問題研究[D]. 潘慶全.南京航空航天大學(xué) 2015
[4]含時滯反饋的二維翼段顫振主動抑制系統(tǒng)動力學(xué)分析[D]. 韓曉斌.南京航空航天大學(xué) 2014
[5]柔性飛機(jī)突風(fēng)響應(yīng)與載荷減緩研究[D]. 劉澄澄.南京航空航天大學(xué) 2014
[6]柔性機(jī)翼顫振主動抑制研究[D]. 司益坡.南京航空航天大學(xué) 2012
[7]柔性機(jī)翼氣動彈性建模及顫振主動抑制[D]. 李欣宇.南京航空航天大學(xué) 2012
[8]二元可變后緣機(jī)翼顫振分析與主動控制[D]. 栗帥.南京航空航天大學(xué) 2009
[9]氣動彈性系統(tǒng)的時滯反饋控制[D]. 李棟梁.南京航空航天大學(xué) 2008



本文編號：3728950