考虑舵机动力学的舵系统颤振特性分析

飞行器舵面的颤振特性与舵机动态特性有很大关系.提出了2种考虑舵机复刚度颤振分析的工程分析方法,第1种方法思想是对舵面和舵机的耦合系统(下文称舵系统)模型在各种来流速度下进行状态矩阵的稳定性判断,称为时域方法;第2种方法是将舵机复刚度特性包含在频域颤振方程中,使用改进的V-g法求解该方程得到舵系统颤振特性,称为频域方法.通过对舵系统模型算例的数值计算验证了方法的可行性;发现传统的按扭转频率进行舵机刚度等效的舵面颤振工程计算方法的结果相对于该方法有较大差别.说明当舵机动力学特性较差时,在舵面颤振分析中考虑舵机复刚度特性是很有必要的.     

考虑结构刚度不确定性的概率颤振分析

针对舵面颤振系统中存在的不确定性问题,考虑参数的随机分布,利用蒙特卡罗模拟（MCS,Monte Carlo Simulation）和非浸入式随机多项式（NIPC,Non-Intrusive Polynomials Chaos）两种方法进行概率颤振分析,以对结构稳定性和颤振风险进行评估.选取一个存在非线性因素的典型三维舵面作为研究对象,考虑舵机弯曲刚度和扭转刚度两个不确定性变量均满足高斯分布,基于MCS和NIPC两种方法开展不确定性定量分析工作.MCS方法选取大量的样本进行颤振计算,而随机多项式方法利用配点法建立代理模型,以此获得大量的颤振信息,进而得到舵面系统发生颤振的危险速度区域及给定速度下系统发生颤振的概率,并对两种方法的置信水平、计算精度和计算效率进行了比较分析.结果表明,以不确定性量化为基础的概率颤振分析方法能充分利用不确定参数的概率信息对结构系统的颤振风险做出评定.      

充气式机翼的颤振特性分析

充气式机翼的结构刚度由内充气压决定,其颤振特性需要建立静、动力学耦合的分析方法.机翼结构刚度和固有振动特性需要在静力分析基础上计算,进一步计算非定常气动力,从而采用传统的颤振计算方法分析其颤振特性.针对某一充气式机翼采用膜单元建立了有限元模型.在不同内充压条件下,对充气机翼进行了静力分析得到其结构刚度;然后对机翼进行模态计算和颤振分析.研究表明:各阶模态的频率随内充气压的升高而升高;除典型的弯扭模态外,充气机翼的弦向弯曲模态频率较低;充气机翼的颤振形式除常规的弯扭模态耦合外,弦向弯曲模态同样会发生颤振;机翼的临界颤振速度随内充压的变化近似呈分段线性变化;临界颤振模态及耦合分支在一定气压范围内保持不变.      

电动伺服舵系统动力学建模及颤振分析

舵机动力学对舵系统颤振有最直接影响,其动力学模型的准确建立是颤振分析的关键。以某电动伺服舵系统为对象,分别建立了电机、减速器及控制回路模型。基于其地面振动试验（GVT）数据特征,考虑了减速器中零部件间隙及滚珠丝杠间接触刚度2类非线性因素。动力学仿真结果复现了试验现象,证明了接触刚度和间隙对该伺服舵系统动力学特征的主导作用。在颤振分析中,对比了接触刚度和常数刚度2种假设下,舵机在不同阶跃角指令下的舵偏角响应。发现常数刚度下舵系统仅存在极限环（LCO）和失稳2个域,临界速度不会随间隙大小而变化;而接触刚度下存在稳定、LCO和失稳3个域,且相同风速下,其临界指令角较常数刚度假设更高,但其临界速度却会随间隙增大而减小,甚至小于常数刚度假设,应引起足够重视。      

弹性大惯量电动舵系统颤振抑制

针对某型无人机弹性大惯量电动舵系统的颤振影响因素,分析了传动刚度、间隙、惯量、阻尼对系统的影响。首先,通过对颤振现象产生的机理分析,定位了颤振产生的原因。其次,通过仿真模拟,分析了双惯量系统的颤振影响因素。最后,通过现场试验验证,认为通过合理增加舵机阻尼与修改控制算法,可以改善连接机构弹性振动、负载大惯量等因素带来的影响。在控制算法中采用输入整形器,有效地抑制了特定方波指令下的舵面颤振。通过试验验证,改进后的舵机抑制了弹性大惯量带来的颤振问题,消除了舵面的残留颤振。     

含间隙全动舵面的非线性颤振模式及被动抑制方法

间隙非线性环节广泛存在于飞行器的结构当中，由其引发的极限环振荡（LCO）往往造成结构的疲劳破坏，但目前关于全动舵面非线性颤振机理和被动抑制方法的研究相对较少。针对典型含扭转间隙小展弦比全动舵面开展分析，提出了2种典型的非线性颤振模式，并探索相应的非线性颤振被动抑制方法。基于描述函数法和活塞理论建立舵面的动力学模型，考虑到间隙非线性环节导致刚度降低的效果，计算对比了2种不同扭转刚度下全动舵面的非线性颤振特性，进而提出了2种不同的非线性颤振模式，其中，模式Ⅱ不存在稳定的极限环振荡过程，可以有效抑制低于线性颤振边界的极限环振荡问题；研究了舵面根部弯曲扭转刚度和质量特性对非线性颤振模式和极限环初始动压的影响，提出相应的非线性颤振被动抑制策略。针对所提算例，数值计算结果表明：通过调整舵面根部弯曲扭转刚度或质量特性可以提高极限环初始动压，甚至改变非线性颤振模式，从而达到非线性颤振抑制的目的。     

高超声速下翼面的热颤振工程分析

针对高超声速下翼面的结构、气动和热的耦合动力学问题,提出了热颤振分析的分层求解思路.首先分析结构在热环境下的固有动力特性,然后应用van Dyke活塞理论计算高超声速非定常气动力,最后采用p-k法进行颤振求解.对某高超声速全动舵面和小展弦比根部固支翼面进行了热颤振的分析与比较.计算结果表明,受热后结构的动力学特性和颤振特性均可能发生变化,尤其对于小展弦比根部固支翼面,由于热效应对其扭转刚度影响很大,从而导致弯扭耦合型式的颤振临界速度大幅度下降.     

高超声速飞行器再入段滚转控制与舵系统技术指标

文章通过分析高超声速飞行器再入段横侧向对象特性,确定动压达到一定条件气动舵面完全参与姿态控制时的滚转控制策略.基于滚转回路结构,理论分析滚转回路性能指标与控制律参数的关系,估计舵系统带宽.结合仿真手段,给出典型状态下的定点计算结果,确定舵系统带宽要求.另外,通过仿真研究,探讨舵系统时间常数、阻尼比和时延对滚转控制品质的影响.     

带有燃气舵的导弹舵面颤振分析方法

传统的颤振分析方法以及商业软件不能分析带有燃气舵的导弹舵面颤振.为此,提出了一个解决带有燃气舵的导弹舵面颤振分析方法.采用动态子结构方法建立带有燃气舵的导弹舵面颤振状态空间运动方程和分析方法,结构质量矩阵和刚度矩阵分成对应于广义坐标的块矩阵;可以考虑不同来流气动效应和翼-体组合对气流的影响,用非定常气动力有理函数拟合法建立时域非定常气动力求解模型.算例数值结果表明:燃气舵舵轴与空气舵舵轴刚度之间的不利耦合会让空气舵颤振速度降低.上述分析方法和计算结果为导弹设计提供参考.     

复合材料机翼盒段的设计、模态分析和试验

为了进行机翼盒段结构的模态分析和试验,依据结构相似方法对盒段进行缩比,采用复合材料整体成型技术制造盒段模型,该模型同时实现了结构动力学相似与传力相似.对模型进行了模态分析和试验,两者结果吻合较好.本模型为在低速风洞中实现高速飞机机翼颤振试验奠定了基础.      

基于连续小波变换的飞行器结构模态参数辨识

给出了一种基于连续小波变换的多输入多输出MIMO(Multiple-Input Multiple-Output)飞行器结构模态参数的辨识方法.对结构离散运动方程进行连续小波变换建立了小波域内的系统AR(Auto Regression)模型,AR模型的系数矩阵决定着系统的动力学特性,可以通过最小二乘法求得.模态参数可以通过求解由AR系数矩阵构成的特征矩阵的特征值来获得.与已有基于小波变换的模态参数辨识方法相比,该方法应用了连续小波的时移共变性和小波变换的滤波能力来确保辨识的效率.在辨识过程中,采用优化算法提高了辨识的精度和稳定性.算例仿真结果表明该方法具有较高的计算精度和稳定性,能用于飞行器结构模态参数的辨识.      

抗控制饱和的鲁棒非线性飞行控制方法

飞行器在大包线范围内作机动飞行时,其舵面和发动机易达到饱和,该现象不仅会对闭环系统的稳定性造成影响,而且会大大缩短发动机等关键部件的使用寿命。针对该问题,设计了一种抗饱和非线性飞行控制方法。首先,建立飞行器的严格反馈非线性模型。然后,采用自适应反步设计思想设计得到舵控和发动机转速控制指令,由径向基函数（RBF）网络对建模误差进行逼近。针对控制饱和问题,分别设计了相应的抗饱和动态补偿系统。通过建立闭环控制系统的李雅普诺夫函数,由稳定性理论确定得到RBF网络的更新权值和抗饱和动态补偿系统的结构参数,确保所设计的闭环控制系统全局稳定。最后,仿真结果表明,在出现控制饱和时,抗饱和动态补偿系统可对控制指令进行实时修正,帮助系统较快脱离饱和状态,系统饱和时间缩短了30%~60%,同时具有较高的指令跟踪精度。      

开裂式阻力方向舵流固耦合机理分析

为了探究阻力方向舵开裂状态下的流场形态和流固耦合运动机理,采用计算流体力学(CFD)方法开展了不同开裂角下的二维阻力方向舵的流场计算。基于动力学模态分解(DMD)方法对各流场进行模态分解,分析了各模态的流动特征及频率变化。结果表明,在20°开裂角的范围内,机翼绕流的流场结构以开裂区内的驻涡及后缘脱落涡为主,流场各阶模态频率随来流速度的增大而增大,随开裂角的增大而减小。同时,对不同开裂角的二维翼型开展了流固耦合计算。结果表明, 随着折减速度的增加,系统的流固耦合运动形式由涡致振动发展为流动失稳,系统的失稳边界随着开裂角的增大而提高。