变弯度后缘与常规舵面机翼的颤振主动抑制对比

后缘变弯度机翼的气动弹性建模与稳定性分析日益受到关注。为了探究变弯度后缘相比常规偏转舵面机翼颤振主动抑制的方法与特点，以一个小展弦比后缘变弯度机翼为对象，首先建立结构有限元模型，并引入变弯度后缘变形模态和常规舵面偏转模态，采用亚声速偶极子格网法计算非定常气动力；然后使用基于最小状态法的有理函数拟合进行频域到时域模型的转换，建立两种构型机翼的气动弹性模型，并在建模时考虑了变弯度后缘与常规舵面控制带宽的差异；最后利用线性高斯二次型方法设计控制律进行颤振主动抑制，分析对比两种控制方式的特性差异。结果表明：采用变弯度后缘的闭环系统能够将颤振临界速度提高22%，其提升效果优于常规舵面，所需舵面偏转峰值更小。     

非线性气动弹性模型参考自适应控制

 首先将含有前/后缘双控制面二元机翼的动态方程以状态空间形式描述,然后考虑俯仰方向的迟滞非线性模型存在参数不确定性的情况下,利用Lyapunov稳定性理论进行了结构化模型参考自适应控制律设计。仿真结果显示：所设计的控制律能够使开环不稳定的气动弹性系统快速地达到稳定状态。由于最大控制面偏转的存在,来流速度较高时闭环系统仍会发生颤振;根据控制面最大偏转的不同取值,文中给出了闭环临界颤振速度的变化曲线。     

热颤振地面模拟试验技术

地面颤振模拟试验是一项以真实飞行器结构作为试验对象，并利用激振器模拟非定常气动力的颤振验证试验技术。本文通过在地面颤振模拟试验的基础上引入热环境模拟设备，进一步研究热颤振地面模拟试验技术。建立了综合考虑多工况的气动插值点优化方法，然后利用Kriging代理模型构建了适用于时变温度场中结构的非定常气动力降阶模型，同时设计了气动加热环境地面模拟及热环境下结构的激励与响应测试方案，最终基于钛合金机翼模型搭建了热颤振地面模拟试验系统，并对时变颤振边界进行跟踪测试。试验结果表明，在激振力控制器的设计控制频带内试验结果与仿真结果吻合较好，但鲁棒控制器较窄的控制带宽限制了热颤振地面模拟试验的适用范围。     

考虑随机型不确定性的浸入式颤振求解方法

气动弹性模型中的参数不确定性一般具有一定的分布规律,为了定量分析随机型参数不确定性对颤振的影响特性,考虑气动弹性系统中广义刚度的随机型不确定性,基于浸入式随机多项式展开(PCE)方法,在传统的颤振求解方法——p-k法的基础上,提出了针对不确定性气动弹性系统稳定性分析的增广p-k法——PCEPK(Polynomial Chaos Expansion with p-k)法,并将该方法应用到某机翼的颤振分析中,研究了均匀分布下的广义刚度不确定性对颤振边界的影响,并同基于结构奇异值μ理论的鲁棒颤振分析的结果和计算效率进行了对比。最后,采用标准的蒙特卡罗模拟(Monte Carlo Simulation,MCS)方法验证了结果的正确性。研究结果表明,PCEPK法计算的颤振边界范围是该分布下的"确定"结果,不因随机样本数而改变,克服了随机方法依赖样本数的缺点。同时,与基于结构奇异值理论的鲁棒颤振分析方法相比,它能够考虑不确定性参数分布对颤振特性的影响,具有更广泛的适用范围。     

飞翼布局特殊舵面建模与颤振分析研究

以多舵面组合下的无尾飞翼布局为基础,建立全机的结构动力学有限元模型,进行固有模态分析。对颤振计算方法进行改进,分析了多舵面下的颤振和振动特性,研究了在机身后缘机翼外侧的副翼改成对开式双舵面后无尾飞翼布局的颤振和振动特性,提出了一种建模和计算的方法。     

舵面型颤振特性与转换规律特性研究

操纵面颤振是制约飞机性能的关键因素,对颤振设计而言,需要从总体布局、结构刚度、惯性特性等方面入手,综合权衡各种因素。针对某机翼及舵面,建立结构动力学有限元模型,在分析机翼及舵面固有特性与不可压流假设颤振特性基础上,研究带后缘舵面驼峰型颤振与经典弯扭颤振的转换规律,包括操纵刚度、舵面刚度、舵面质量分布等关键因素,总结了设计要素对舵面型颤振特性的影响规律,并对颤振模型数值计算与风洞试验进行了对比分析,结果验证了所取颤振设计参数的有效性,可以作为机翼带舵面颤振设计的重点要素。     

具有随机不确定性的机翼颤振优化

针对不确定性参数在颤振优化分析中的影响,提出了一种含颤振约束的、具有随机不确定性的机翼气动弹性优化设计方法.在MSC.NASTRAN平台上建立了结构的动力学模型、采用ZAERO程序进行了非定常气动力计算与颤振分析,用响应面方法计算了隐式失效功能函数,以重量最小为设计目标,对包含颤振概率约束的复合材料机翼进行了优化设计....     

多控制面飞机的全机颤振主动抑制设计

 以仿F/A-18A外形的全机模型为对象,研究多输入/多输出（MIMO）飞机颤振主动抑制（AFS）设计方法和特点。控制律采用线性二次型高斯（LQG）方法,结合平衡截断法降阶。首先,仅用机翼舵面对机翼部件和全机设计AFS控制律;然后,全动平尾参与AFS控制;最后,机身额外加装小翼,与机翼舵面联合控制,考察AFS效果。研究发现：单独机翼AFS效果显著,颤振速度提高28%;全机构型有机身模态参与颤振,仅用机翼舵面,低阶控制律颤振速度增量仅为4.6%;全动平尾参与控制可改善低频颤振,但存在低速的高频不稳定模态;机身小翼与机翼舵面联合控制,AFS控制效果可达14.9%。最终,筛选出机翼后缘内侧舵面与机身小翼两组控制面进行AFS设计,即可达到14.5%的颤振速度增量,是较为理想的AFS方案。     

考虑气动不确定性的鲁棒机翼颤振抑制

对一柔性机翼颤振抑制的鲁棒控制律设计用作考虑频域气动不确定性的鲁棒气动侍服弹性稳定性分析，提出用最小控制功率使机翼稳定的问题。因此，在鲁棒闭环稳定约束情况下把数字优化用于简单低阶控制装置的范数最小化。通过对结构奇异值的上界和从线性稳定性分析得到的特征值提出约束，在优化问题上强制鲁棒稳定性，用增益调度综合得到的控制装置，并在风洞实验中演示了鲁棒机翼颤振抑制。     

考虑气动不确定性的气动弹性系统模型确认

研究了机翼气动弹性系统的不确定性建模及其模型确认问题。结构的不确定性考虑为参数形式,气动力的不确定性分为未建模动力学和参数不确定性两种形式进行讨论。建立不确定气动弹性系统的线性分式变换（LFT）模型,给出了频域的模型有效性检验方法,对有效模型集进行参数化并将不确定性幅值最小的模型集求解归结为优化问题。在建模中计入了实际存在的、未知但能量有界的外扰和噪声的影响,降低了结果的保守性。最后,根据模型确认的结果,使用结构奇异值μ 分析方法进行不确定系统的鲁棒颤振分析。仿真计算结果表明了模型确认方法的有效性。