亚洲免费av电影一区二区三区,日韩爱爱视频,51精品视频一区二区三区,91视频爱爱,日韩欧美在线播放视频,中文字幕少妇AV,亚洲电影中文字幕,久久久久亚洲av成人网址,久久综合视频网站,国产在线不卡免费播放

        ?

        帶前后緣控制面機翼的顫振分析

        2012-11-06 08:46:21許軍馬曉平
        飛行力學(xué) 2012年5期
        關(guān)鍵詞:后緣魯棒氣動力

        許軍, 馬曉平

        (西北工業(yè)大學(xué) 無人機特種技術(shù)國家重點實驗室, 陜西 西安 710065)

        帶前后緣控制面機翼的顫振分析

        許軍, 馬曉平

        (西北工業(yè)大學(xué) 無人機特種技術(shù)國家重點實驗室, 陜西 西安 710065)

        針對同時帶有前緣和后緣襟翼的二維翼段,研究了考慮不確定性因素的多輸入/多輸出系統(tǒng)的顫振問題。利用線性分式變換形式,分析了模型中非定常氣動力、非線性結(jié)構(gòu)剛度和變結(jié)構(gòu)阻尼等不確定性因素,建立了考慮不確定性的機翼閉環(huán)系統(tǒng)狀態(tài)空間模型。利用魯棒控制中的μ控制方法,分析了系統(tǒng)的魯棒性。結(jié)果表明,同時帶前后緣控制面的機翼可以有效擬制顫振的發(fā)生,提高顫振速度達34.96%。

        顫振;μ方法; 多控制面; 魯棒性; 不確定性

        引言

        現(xiàn)代飛行器設(shè)計中的輕質(zhì)量、高性能要求,使得飛行器氣彈問題更加突出。利用主動控制律能夠更大程度地改善飛行器的氣彈性能[1]。

        氣動伺服彈性問題已得到重視,特別是有一個后緣控制面氣動伺服彈性系統(tǒng)的顫振主動擬制。文獻[2-3]的研究基于超聲電機作動器的二維翼段顫振主動擬制,分別利用μ方法和H∞方法進行了魯棒系統(tǒng)穩(wěn)定性分析。文獻[4-6]利用μ方法研究分析了氣動伺服彈性系統(tǒng)的穩(wěn)定性問題。文獻[7-9]研究了考慮不確定性的魯棒顫振擬制。其中文獻[8]用魯棒控制的方法研究了帶有前后緣控制面二元翼段顫振的主動擬制問題,并進行了數(shù)值仿真和風(fēng)洞實驗,但僅僅研究了考慮翼段扭轉(zhuǎn)剛度和阻尼存在攝動時的反饋線性化自適應(yīng)控制。對于這種帶有前緣控制面的翼段,前緣控制面的偏轉(zhuǎn)使得流場變得更加復(fù)雜,控制時更需要考慮氣動力模型的不確定性[9]。

        本文研究了同時帶有前緣和后緣襟翼二維翼段氣動伺服彈性的顫振問題。考慮到翼段模型存在非定常氣動、非線性結(jié)構(gòu)剛度和變結(jié)構(gòu)阻尼等不確定性,建立了考慮不確定性的機翼閉環(huán)氣彈模型,利用多變量魯棒μ方法分析了帶有前后緣控制面機翼的魯棒穩(wěn)定性問題。

        1 帶前后緣機翼模型

        圖1為帶前后緣控制面二元翼段的力學(xué)模型。前后緣控制面偏角分別為γ,β,翼段的迎角為α,具體相關(guān)模型參數(shù)均來自文獻[8]。

        圖1 帶前后緣二元翼段模型

        帶有前后緣控制面二元翼段的氣彈運動方程如下:

        (1)

        式中,mT,mW,Ch,Cα,Kh,Kα,L(t)及M(t)分別為機翼前后緣質(zhì)量、沉浮阻尼、扭轉(zhuǎn)阻尼、沉浮剛度系數(shù)、扭轉(zhuǎn)剛度系數(shù)以及氣動力。對于亞聲速流模型,氣動力采用準(zhǔn)定常氣動力模型。

        2 不確定性分析

        現(xiàn)分析該翼段存在參數(shù)攝動情況下的氣動力。氣動模型中氣動力為氣動彈性模型的主要攝動變量之一。非定常動壓q可描述為定常動壓qnom和擾動δq的疊加,即:

        q=qnom+δq

        (2)

        式中,q和δq均為來流速度v、沉浮位移h和彈性軸的迎角α的函數(shù)。

        將式(2)代入準(zhǔn)定常氣動力表達式(1)中。設(shè)氣動力中擾動項分別為w1和w2,其中w1=δqz1=δ1z1,w2=δqz2=δ2z2,化簡為:

        z1=2bSClββ+2bSClγγ+

        (3)

        z2=2b2SCmββ+2b2SCmγγ+2b2SCmα×

        (4)

        由于變化粘性阻尼結(jié)構(gòu)非線性引起的沉浮結(jié)構(gòu)阻尼系數(shù)為:

        Ch=Ch-nom+w3δ3

        其中:

        w3=e3Ch-nom

        則:

        Ch=Ch-nom(1+e3δ3)

        (5)

        式中,w3為沉浮運動的結(jié)構(gòu)阻尼的重量;e3為沉浮運動的結(jié)構(gòu)阻尼重量模型系數(shù);δ3為沉浮運動的結(jié)構(gòu)阻尼攝動。

        同理,由于結(jié)構(gòu)非線性引起的俯仰阻尼可表示為:

        Kα=Kα-nom(1+e4δ4)

        (6)

        則擾動輸入輸出的關(guān)系可表示為:

        (7)

        式中,Δ為擾動矩陣。

        因此,考慮攝動的氣動力可表示為:

        (8)

        3 閉環(huán)系統(tǒng)

        考慮不確定性的多輸入多輸出魯棒閉環(huán)氣彈系統(tǒng)是在多輸入多輸出開環(huán)魯棒氣彈系統(tǒng)上增加了兩個反饋控制——后緣控制K1和前緣控制K2,其方框圖如圖2所示[10]。其中,P為狀態(tài)空間,輸入為前后緣偏角dβ和dγ,輸出為沉浮位移h和迎角α,K1和K2分別為反饋函數(shù)。多輸入多輸出的標(biāo)稱系統(tǒng)方框圖與圖2相比,只是擾動矩陣Δ中少了δ3和δ4兩行兩列的擾動。

        圖2 機翼閉環(huán)系統(tǒng)模型

        4 數(shù)值仿真分析

        由于前后緣的質(zhì)量相比機翼質(zhì)量較小,因此忽略K1和K2減震器的質(zhì)量,兩個減震器的頻率為15 Hz。反饋函數(shù)K1和K2分別為:

        表1 系統(tǒng)相關(guān)參數(shù)的計算結(jié)果

        從表1中可以看出,魯棒閉環(huán)系統(tǒng)的顫振臨界速度為13.1617 m/s,而帶前后緣的魯棒閉環(huán)系統(tǒng)的顫振臨界速度為17.7635 m/s,這主要是由前后緣控制面所起的作用。

        對各閉環(huán)系統(tǒng)在v=13 m/s下進行了數(shù)值仿真,結(jié)果如圖3~圖6所示。

        圖3給出了閉環(huán)系統(tǒng)的運動響應(yīng)歷程。對比原閉環(huán)系統(tǒng)和帶前后緣閉環(huán)系統(tǒng)的沉浮和俯仰運動歷程可發(fā)現(xiàn):帶前后緣控制面的系統(tǒng)相比原系統(tǒng)的俯仰位移和沉浮偏移角都較小,而且擬制需要的時間較短,可見帶前后緣系統(tǒng)較原系統(tǒng)有較大優(yōu)勢。

        圖4和圖5分別給出了沉浮和俯仰攝動的Bode圖。由圖可知,無論對于原系統(tǒng)還是帶前后緣的魯棒系統(tǒng),沉浮位移h和迎角α對后緣β的影響都比前緣γ影響大。

        圖3 魯棒系統(tǒng)運動響應(yīng)歷程

        圖4 沉浮攝動Bode圖

        圖5 俯仰攝動Bode圖

        圖6為基于μ方法計算的原系統(tǒng)和帶前后緣系統(tǒng)的魯棒穩(wěn)定邊界。通過對比可知,帶前后緣系統(tǒng)有較大的優(yōu)勢。

        圖6 基于μ方法計算的系統(tǒng)穩(wěn)定邊界

        5 結(jié)束語

        本文研究了考慮不確定性帶有前緣和后緣控制面二維翼段的顫振問題。通過對系統(tǒng)穩(wěn)定邊界的分析可看出,同時帶有前后緣控制面二維翼段有較大的優(yōu)勢。帶前后緣閉環(huán)系統(tǒng)反饋參數(shù)的選擇優(yōu)化將是下一步的研究方向。

        [1] 楊超,宋晨,吳志剛,等.多控制面飛機的全機顫振主動擬制設(shè)計[J].航空學(xué)報,2010,31(8):1501-1508.

        [2] 于明禮,胡海巖.基于超聲電機作動器的二維翼段顫振主動擬制[J].振動工程學(xué)報, 2005,18(4):418-425.

        [3] 于明禮,文浩,胡海巖,等.二維翼段顫振μ控制[J]. 航空學(xué)報,2007,28(2):340-343.

        [4] 吳志剛,楊超.氣動伺服彈性系統(tǒng)不確定性建模與魯棒穩(wěn)定性[J].航空學(xué)報,2003,24(4):312-316.

        [5] Wu Zhigang,Yang Chao.A new approach for aeroelastic robust stability analysis[J].Chinese Journal of Aeronautics,2008,21(5):417-422.

        [6] Lind R, Brenner M. Analyzing aeroservoelastic stability margins using theμmethod[R].AIAA paper 98-1895,1998.

        [7] Waszak M R. Robust multivariable flutter suppression for benchmark active control technology wind-tunnel model[J]. Journal of Guidance,Control,and Dynamic,2001,24(1):147-153.

        [8] Platanitis G,Strganac T W. Control of a nonlinear wing section using leading and trailing edge surfaces[J]. Journal of Guidance, Control, and Dynamics, 2004,27(1):52-58.

        [9] Borglund D,Nilsson U. Robust wing flutter suppression considering aerodynamic uncertainty[J]. Journal of Aircraft,2004,41(2):331-334.

        [10] 梅生偉,申鐵龍,劉康志.現(xiàn)代魯棒控制理論與應(yīng)用[M].北京:清華大學(xué)出版社,2003.

        (編輯:姚妙慧)

        Flutteranalysisforwingsectionwithleadingandtrailingedgesurfaces

        XU Jun, MA Xiao-ping

        (National Key Laboratory of Science and Technology on UAV, NWPU, Xi’an 710065, China)

        This paper focuses on two-dimensional wing section with leading and trailing edge surfaces. Flutter of a multi-input/multi-output systems is studied. A method to build the state-space model of aeroservoelastic systems is developed based upon linear fractional transformation. The whole aeroservoelastic system is modeled considering uncertainties of unsteady aerodynamic loads, non-linear structural stiffness and variable structure damping,then the model of the close-loop system is constructed by assembling the LFT blocks of the subsystems, the structured singular value is used to analyze robust stability according to theμmethod. The results show that the wing with leading and trailing surfaces can effectively control flutter and increase the flutter speed by 34.96%.

        flutter;μmethod; multiple control surfaces; robustness; uncertainty

        V215.3

        A

        1002-0853(2012)05-0402-03

        2012-01-10;

        2012-04-26

        許軍(1987-),男,陜西西安人,碩士研究生,主要研究領(lǐng)域為無人機顫振;

        馬曉平(1961-),男,陜西綏德人,研究員,博士生導(dǎo)師,主要研究領(lǐng)域為無人機總體設(shè)計。

        猜你喜歡
        后緣魯棒氣動力
        飛行載荷外部氣動力的二次規(guī)劃等效映射方法
        基于學(xué)習(xí)的魯棒自適應(yīng)評判控制研究進展
        機翼后緣連續(xù)變彎度對客機氣動特性影響
        目標(biāo)魯棒識別的抗旋轉(zhuǎn)HDO 局部特征描述
        側(cè)風(fēng)對拍動翅氣動力的影響
        柔性后緣可變形機翼氣動特性分析
        TNF-α和PGP9.5在椎體后緣離斷癥軟骨終板的表達及意義
        基于Cauchy魯棒函數(shù)的UKF改進算法
        目標(biāo)軌跡更新的點到點魯棒迭代學(xué)習(xí)控制
        高速鐵路接觸線覆冰后氣動力特性的風(fēng)洞試驗研究
        亚洲中文字幕一区高清在线| 亚洲综合无码无在线观看| 亚洲学生妹高清av| 久久久久久99精品| 黑丝国产精品一区二区| 亚洲av色福利天堂久久入口| 丰满少妇高潮惨叫久久久| 无码国产伦一区二区三区视频| 人人妻人人澡av天堂香蕉| 日韩欧美亚洲国产一区二区三区 | 国产高清在线精品一区不卡| 一本一道久久精品综合| 三级全黄的视频在线观看| 成人综合网亚洲伊人| 久久夜色精品国产噜噜噜亚洲av| 一区二区三区四区免费国产视频| 精品国产一区二区三区av天堂| 久久久久久久久毛片精品| 中文字幕日本最新乱码视频| 久9热免费精品视频在线观看| 蜜桃视频一区二区三区| 国产精品主播在线一区二区 | 久久亚洲精品无码va白人极品| 久久精品伊人无码二区| 亚洲精品一区二区三区av| 亚洲av综合色一区二区| 国产人成无码视频在线观看 | 肥臀熟女一区二区三区| 激情人妻在线视频| 一本久久伊人热热精品中文| 中文字幕免费人成在线网站| 人妻av无码一区二区三区| 少妇精品久久久一区二区三区| 精品久久免费一区二区三区四区| 91国产自拍精品视频| 极品少妇hdxx麻豆hdxx| 人妻丰满熟妇av无码区免| 久久亚洲精彩无码天堂| 亚洲成人激情深爱影院在线| 国产综合色在线精品| 一本之道高清无码视频|