弹性飞机空投载荷设计技术

飞机进行货物空投是进行飞行载荷设计时所需考虑的机动之一,现有的空投载荷设计方法主要是基于刚体飞机运动方程建立的,尚不能解决弹性飞机遭遇阵风时的货物空投载荷设计问题。为了提高空投载荷设计精度,考虑了飞机的弹性振动自由度,提出了弹性飞机遭遇阵风时的货物空投动响应和结构载荷分析方法。对弹性飞机空投动响应分析的主要难点为线性时变系统的动力学建模:基于稳定基底法,推导了弹性飞机货物空投动响应一般运动方程;采用最小状态(MS)法对频域气动力进行有理函数拟合;利用混合建模方法对时域离散阵风激励进行计算。对弹性飞机单件重装货物空投进行了仿真,重点分析了货物对载机地板的作用力和机翼的受载。仿真结果表明,本文提出的弹性飞机货物空投动响应分析方法可以很好地反映飞机的空投受载情况,能够作为弹性飞机空投载荷设计的手段。     

耦合六自由度运动弹性飞机阵风响应数值模拟

耦合飞机刚体六自由度运动,考虑飞机结构气动弹性变形,基于全湍流Navier—Stokes方程流场数值模拟方法．建立了离散阵风作用下弹性飞行器气动载荷与飞行姿态响应的数值模拟技术。其中模态空间中结构动力学方程以及六自由度运动方程分别采用四阶R—K进行时间推进求解,采用RadialBasicFunction（RBF）技术进行气动／结构数据耦合。对应飞机姿态以及弹性变形采用RBF与TFI组合模式的动网格方法进行网格更新;以飞翼布局弹性飞机为数值研究对象,研究了离散阵风作用下飞行器的气动载荷响应以及飞行姿态的变化,对比分析了刚性飞行器与弹性飞行器对离散阵风响应的区别,为进一步系统地分析真实飞机飞行品质提供数值平台。     

基于气动力降阶的弹性飞机阵风响应仿真分析及验证

低速飞机在阵风作用下容易产生非线性气动力,从而引发非线性气动弹性效应,对飞行安全造成威胁。针对此类问题的分析,经典面元法无法满足计算精度要求,计算流体力学(CFD)/计算结构动力学(CSD)全阶耦合分析效率低下,因此需建立满足工程应用的高精度、高效率的飞行动力学仿真分析模型。针对以上问题提出了一种适用于工程的非线性气动力降阶模型(ROM)用以实现弹性飞机飞行动力学仿真,特别是低速飞机在遭遇大幅值阵风情况下的阵风响应仿真。以风洞试验飞翼飞机模型为对象,利用CFD方法获得了该模型的气动力数据,利用自回归移动平均(ARMA)方法和径向基函数(RBF)神经网络方法分别建立了该模型的线性气动力ROM和非线性修正气动力ROM。结合模型的刚弹耦合飞行动力学方程对模型遭遇阵风情况下的响应进行仿真分析,并将仿真结果和风洞试验结果及CFD/CSD计算结果进行对比。结果表明建立的基于非线性气动力ROM的弹性飞机仿真模型在气动力预测、稳定性分析及阵风响应分析方面的表现都优于基于线性气动力ROM的仿真模型,和试验结果及CFD/CSD分析结果一致性较好,且所建模型在相同工况下的仿真时间远低于CFD/CSD分析方法...     

弹性飞机阵风减缓研究

阵风响应减缓可有效抑制飞机由于离散突风和紊流引起的附加过载。以某民机为研究对象,基于飞机结构动力学方程和非定常空气动力学模型,建立弹性飞机在突风作用和控制面偏转联合激励下的开环气动弹性方程。引入坐标变换,建立飞机刚体模态对应的广义坐标与飞行动力学运动变量之间的关系,从而实现气动弹性方程与飞行动力学方程的融合。并以副翼和升降舵为突风减缓控制面。采用俯仰角速率,翼尖加速度和质心加速度作为反馈信号,针对连续突风和离散突风,分别设计相应的控制律。仿真结果表明,减缓系统对翼尖过载、翼根弯矩具有较好的抑制能力。     

弹性飞机动态飞行特性数值仿真系统

本文以弹性飞机为研究对象,将离散型阵风响应计算、弹性变形计算和飞机飞行动力学计算结合起来,开展了离散阵风作用下的弹性飞机飞行状态和飞行轨迹数值预测方法研究,并应用VC++和OpenGL语言开发了一套弹性飞机动态飞行特性的数值模拟系统,实现了弹性飞机阵风响应的数值仿真和可视化计算。数值仿真算例表明本文所采用的方法是可行的,本文所建立的仿真系统是可靠的。     

分布式非线性气动力模型弹性飞机动力学研究

建立了线性与非线性两种分布式气动力模型,在弹性飞机模型上添加所建立的气动力模型,验证了整个系统的有效性。对所建立的模型进行着陆及突风扰动动力学仿真,对比线性及非线性气动力模型的飞机动力学响应的差异,结果表明非线性气动力模型能够更合理地计算飞机大迎角状态下的气动载荷及动力学响应。     

LQG控制理论在阵风载荷减缓系统中的应用

针对D ryden频谱函数,通过有理谱成形理论,建立了阵风的线性化模型。明确了阵风对飞机的扰动机理后,以某型飞机为对象,建立了包括阵风过程、舵机系统和飞机模型的纵向动力学増广模型。以该增广模型为设计对象,应用LQG控制理论,设计了阵风载荷减缓系统。仿真结果表明,该系统能有效减缓阵风对飞行过载的影响。     

大展弦比飞机运动稳定性建模及分析

随着飞机设计技术的提高和新型材料的应用，现代飞机气动弹性效应越来越显著，刚体运动和弹性体振动互相解耦的关系不再明显，在分析弹性飞机相关问题时，应该综合地、统一地考虑飞行动力学与气动弹性力学问题。本文在一般体轴系下综合考虑了飞机刚体运动自由度和弹性振动自由度，建立弹性飞机刚弹耦合运动的方程，通过在配平状态下引入小扰动运动假设，以及利用有理函数拟合技术将偶极子格网法计算所得到的频域非定常气动力转化为时域形式，建立了大柔性飞机刚弹耦合小扰动状态空间方程，并对纵向运动稳定性进行分析计算。针对文中构型飞机，运用本文所采用的方法计算所得结果与传统的线性及刚体计算所得结果进行对比分析，非线性计算方法所得颤振速度更小，而且失稳模态亦发生变化，对于飞行力学模态而言，长周期模态稳定性变差，在计算速度范围内出现失稳的现象，由此说明机翼大变形对飞机稳定性所带来的影响。     

基于双峰对数正态分布模型的DED-TA15钛合金DFR值估计方法

在不考虑客观随机因素的飞机飞行姿态动力学建模和仿真过程中，仿真结果通常与飞行实测数据具有一定的偏差。以飞行实测数据的统计分析为基础，研究了一种具有随机激励的飞行姿态动力学建模方法，并采用随机动力学的研究手段对飞机的飞行动力学问题进行仿真分析。计算结果显示，随机因素对于飞行姿态具有显著的影响，且考虑不确定因素的仿真模型随机响应能够比确定性响应更精准地模拟飞机在真实环境中的飞行状态，为下一步精准分析飞行姿态提供了新的思路。     

弹性机翼阵风减缓控制策略风洞试验

介绍了2种用于弹性机翼阵风减缓的控制策略。第1种控制策略是模态阻尼增强的阵风减缓（MDEGA）,通过反馈翼尖振动速度驱动副翼做卸载偏转,从而减缓机翼的动载荷及振动。第2种控制策略是基于阵风感知的阵风抑制（GSBGS）,由阵风探测器感知阵风速度并前馈给副翼做出偏转,利用副翼操纵力抵消阵风载荷。为验证2种控制策略的实施效果,以某弹性飞机缩比模型的大展弦比机翼为研究对象,进行了阵风载荷减缓原理风洞试验。试验结果表明2种控制器对机翼一弯模态的阵风响应减缓效果显著,翼根弯矩和翼尖过载峰值的减缓量均超过50%。与MDEGA相比GSBGS对峰值外频率点阵风响应的减缓更加有效。2种控制策略各具特点,可为工程设计提供参考：MDEGA等效于增加结构阻尼,不需要精确测量阵风,但受气动伺服弹性稳定性约束;GSBGS是开环控制,不改变飞机动态特性,但严重依赖于阵风探测的精度。     

运动突风中的飞机动响应建模及仿真

与传统突风相比,运动突风具有传播速度高、扰动能量强的特点,是一种特殊的突风。当飞机遭遇运动突风时,飞机受到的气动力变化复杂,飞机的动响应呈现出一些特别的现象。基于运动突风的特点,采用时间推进方法,提出了运动突风环境中的飞机准定常气动力计算技术,给出了运动突风作用下的飞机动响应求解方法与流程,最后开展了仿真验证。仿真结果表明:所提出的方法可以满足飞机在运动突风中的动响应求解需要;结果规律良好、量级合理,能够反映飞机在运动突风中的运动动态特性。     

弹性飞机尾涡遭遇动响应分析方法

根据库塔-儒可夫斯基定理求解得到飞机产生的尾涡强度,并基于离散阵风非定常气动力计算思路,发展了尾涡非定常气动力计算方法。通过频域求得弹性飞机动响应,再利用傅里叶反变换求得时域动响应。分析了某型飞机垂直穿越尾涡时的机体动响应,尾涡引起的弹性过载最大可达到1.3,在该类飞机的设计过程中需要考虑尾涡引起的动载荷对机体强度安全性的影响。     

民用飞机突风载荷的自适应前馈控制

<正>飞机穿越阵风区域时,阵风产生附加气动力,引起飞机的刚体运动和弹性振动。阵风激励干扰驾驶员的正常操纵,降低乘坐品质,增加翼根弯矩,缩短结构的疲劳寿命。近十几年来,高空长航时飞机得到了世界的普遍重视,由于其高空、长航时等性能要求,这种飞机具有特别大的展弦比,大展弦比机翼具有展弦比大(可达到35的量级),结构重量轻,柔性大的特点。因此,设计师更倾向于设计具有大柔度结构的飞行器。然而,随着飞机的柔度增大,其刚体频率     

弹性机翼阵风响应减缓神经-模糊控制律研究及实验分析(英文)

针对一个大展弦比弹性机翼模型设计了两种阵风减缓神经模糊控制律,并对这两种控制律进行了阵风响应的仿真计算和对比分析。对其中较优一种神经模糊控制律进行了正弦阵风下的单舵面控制系统和双舵面控制系统仿真计算和实验分析。结果表明:两种神经模糊控制律都能有效地对随机阵风进行阵风响应减缓,其中,加了修正因子的控制律比普通神经模糊控制律效果更好;加修正因子的神经模糊控制律对不同风速、不同频率下的正弦阵风扰动都有较好的效果;在阵风扰动较大情况下,双舵面控制律比单舵面控制律阵风减缓效果好;阵风减缓控制系统的各仿真结果与实验结果比较吻合,对实际阵风响应减缓控制律设计有较高的参考价值。     

弹性飞机地面滑行随机最优控制

将主动控制缓冲器应用于飞机地面滑行减振。建立了飞机在随机跑道激励下,考虑机身俯仰运动与弹性振动的非线性随机动力学模型。采用统计线性化方法,使模型在平衡点附近线性化。加入前置线性滤波器将随机路面高斯激励转换成高斯白噪声激励。基于随机最优控制理论,设计了线性二次型高斯(LQG)控制器。由Monte-Carlo法模拟了路面随机过程,得到了飞机的动响应。通过主动控制缓冲器与被动控制缓冲器的仿真比较可以看出,主动控制缓冲器能够有效提高飞机地面滑行的舒适性与减振性。     

大气紊流中机翼一阶弹性模态主动振荡抑制方法研究

基于先进数字式控制系统，研究紊流风激励下机翼一阶弹性模态主动振荡抑制方法，给出了技术途径和控制律设计方法。依据大气紊流扰动下弹性飞机的扰动运动方程，推导出弹性飞机动力响应计算方法，改进了大气紊流仿真算法，提高了控制系统设计的准确性和效率。最后．从工程角度给出了控制律的工程特性评估方法。     

基于遗传算法的柔性飞翼布局阵风减缓设计

将飞翼布局飞机的阵风减缓设计转化为多目标优化问题.基于气动伺服弹性稳定裕度修正个体适应度,建立了改进的多目标非支配排序遗传-阵风减缓算法(NSGA-GLA算法).基于无控飞机的阵风响应特性,提出了阵风减缓控制方案.以翼根弯矩、俯仰角速率和舵偏角最小为目标,采用NSGA-GLA算法对控制器增益参数进行了优化.仿真结果表明,所设计的控制器能够有效改善飞机的阵风响应特性,实现阵风减缓.     

考虑弹性效应的乘波体纵向动力学特性研究

为满足长航程及高速飞行需求，乘波体外形越来越趋于扁平化、细长化，导致其在气动载荷作用下会出现显著的气动弹性效应。通过计算流体力学/计算结构力学/刚体动力学（CFD/CSD/RBD）耦合方法求解流动控制方程和飞行动力学方程，系统研究了不同结构刚度和来流条件下弹性效应对乘波体配平特性和动力学稳定性的影响。研究结果表明：随着结构刚度降低，乘波体配平迎角增大，配平升阻比下降，其主因是弹性变形导致气动中心前移，静稳定性降低；来流马赫数和结构变形对乘波体静稳定性的作用效果相反，且后者的减弱效果占主导作用；整体而言，刚弹耦合效应使乘波体俯仰动稳定性下降，且不同刚度下俯仰动导数随来流马赫数的变化趋势也不相同。     

基于模型预测的弹性飞机阵风减缓技术研究

弹性飞机受阵风影响显著,需要设计阵风减缓系统来降低阵风的不利影响。然而,阵风减缓系统受系统约束的影响会降低减缓率,严重时甚至导致系统失稳。为解决该问题,提出了基于模型预测控制的阵风减缓系统设计方法。以某弹性飞机为例,对常见的系统约束开展仿真研究。结果表明,所提方法在系统存在约束时具有更好的控制性能。     

考虑刚体/弹性耦合的飞机动稳定性研究

以大展弦比无人机为例,研究刚体运动对飞机纵向气动伺服弹性(ASE)稳定性以及弹性运动对飞机纵向飞行力学稳定性的影响。针对带有反馈控制的飞机,建立了时域的刚体/弹性耦合运动方程;以刚体运动频率与一阶弹性频率的比值为参数,分别研究有无刚体模态时的ASE系统稳定裕度和有无弹性模态时的飞行力学稳定裕度。数值仿真表明,当飞机刚体运动频率与一阶弹性频率的比值大于0.01时,飞机刚体运动对ASE稳定裕度的影响逐渐显现;当该频率比值大于0.03时,飞机弹性运动对飞行力学稳定裕度的影响开始突现;当该频率比大于1时,刚体弹性耦合效应不可忽略。