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机翼/外挂系统的颤振主动抑制研究 总被引:1,自引:0,他引:1
本文对颤振主动抑制控制律进行了研究。研究对象为一小展弦比带外侧导弹的机翼颤振模型,模型具有外侧后缘控制面。依据该模型的全部动力特性和刚度特性,以最优控制为基础,采用动态补偿器方法,设计了两阶控制律。对该控制律进行了风洞实验验证。实验结果表明:颤振临界速度提高了14%以上。理论计算结果与实验结果一致。 相似文献
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现有风力机叶片颤振分析大多关注颤振临界状态预测,忽略了非线性更为显著的颤振后形态和能量耗散。本文基于变分渐进梁截面法设计了新型超长柔性叶片气动-刚度-质量映射一体化三维弹性模型,采用高速摄像技术和高频六分量天平进行了同步测振、测力风洞试验,分析了风力机叶片颤振敏感风向区间与临界风速组合规律,最后基于叶尖风振响应、气动阻尼和能量,系统研究了风振敏感工况风振响应下风力机叶片能量演变规律和颤振临界风速后的形态特性,揭示了风力机叶片颤振后能量耗散机制。研究表明:提出的风力机叶片弹性模型设计和试验方法能有效模拟结构动力性能与颤振行为;风力机叶片的桨距角93°~96°和284°~286°区间属于风振敏感区间,在该区间内超过临界风速即可发生大幅锁频振动;存在能量积累突变界线,超过该界线对应风速后的能量积累尤为显著,表现出风致振动能量随时间呈现显著的非平稳特性;颤振后气动负阻尼是结构系统发散的主要原因。 相似文献
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《西安航空技术高等专科学校学报》2020,(1)
为了解决CFD/CSD计算效率低下的问题,基于气动力降阶模型建立开环气动弹性分析系统,耦合操纵面模态对应的气动状态空间方程,发展了一套伺服气动弹性分析系统,设计主动控制律从而进行二维翼型颤振抑制。结果表明,基于ROM计算的无量纲颤振速度准确性及精度高;使用开、闭环气弹系统时基于ROM和CFD分别仿真时域仿真结果吻合较好;基于ROM闭环气弹系统的NACA0012翼型气弹颤振边界比开环气弹系统提高了约20%。研究结果为有效抑制翼型颤振提供一种快速计算和设计方法。 相似文献
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数字式颤振主动抑制系统的研究 总被引:4,自引:1,他引:3
介绍了数字式颤振主动抑制系统的控制律综合、风洞实验及其工程特性。控制律的设计采用连续域离散化的方法。对4种不同控制律进行了风洞实验,验证了理论计算与实验设计的正确性。实验中控制律用微机和工业控制机联合实现;还根据工程应用的观点提出了颤振主动抑制系统应该具有的特性。对一个与实际飞机动力相似的机翼/外挂系统的研究表明,颤振速度提高了20%左右,并且系统的工程特性也是基本可行的。 相似文献
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小展弦比压气机转子叶片颤振研究 总被引:1,自引:0,他引:1
针对小展弦比压气机转子叶片特点,在能量法计算基础上提出了两种颤振评判方法,即首先利用结构动力学分析结果对叶片频率分离度、振型和共振进行分析,判断某压气机小展弦比转子叶片存在高阶耦合颤振的可能;然后将结构动力学得到的振动位移插值到气动网格上,进行三维非定常黏性流场计算,得到非定常气动功,判断叶片是否存在失速颤振的可能.最后综合利用两部分分析结果和试验及断口分析情况,综合给出该小展弦比压气机叶片因失速颤振和耦合颤振共同作用,导致叶片在短时间内出现了裂纹. 相似文献
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飞翼飞机易发生刚体短周期模态与机翼低阶弯曲模态耦合所致的体自由度颤振。飞行控制系统对飞机的短周期模态特性影响很大,因此考虑飞行控制系统的闭环体自由度颤振特性值得进一步研究。针对自主设计的颤振模型开发了相应的俯仰姿态保持控制律,综合运用风洞试验和仿真计算开展了相关研究,获得了不同刚体自由边界条件下的开环/闭环体自由度颤振特性,研究了闭环增益对体自由度颤振特性的影响规律,简要分析了影响机理。试验和仿真计算结果共同表明:俯仰姿态保持控制律明显地改变了俯仰模态阻尼的原有走势,闭环后的体自由度颤振特性变化明显。以开环颤振速度为基准,采用较小的比例回路增益KP或较大的微分回路增益KD,飞行控制律能增加飞行器俯仰阻尼,提高体自由度颤振速度,反之飞行控制律将导致颤振速度降低。就本文控制律而言,当KP<0.07或KD>0.2时俯仰姿态保持控制律能起到抑制体自由度颤振的作用。 相似文献
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相位延迟边界条件在叶轮机械颤振分析中的应用 总被引:1,自引:2,他引:1
基于带相位延迟的周期边界条件,建立了某跨声速转子的双通道高效气动阻尼计算模型.数值计算了该转子的气动性能、颤振边界和叶片模态,和实验数据吻合较好.通过传统的多通道能量法以及双通道方法计算了叶片在一弯模态,不同叶片间相位角条件下的气动阻尼,获得了基本一致的计算结果,而双通道方法相比于传统的多通道能量法计算效率提升约7.7倍,内存需求约为后者的0.45倍.不同叶片振幅对气动阻尼结果的影响研究表明,对于较小的叶片振幅,流动非线性对气动阻尼计算结果仍然有显著的影响.不同工况的计算结果表明:叶片间相位角对转子叶片的气动阻尼有显著的影响,对于该转子最小的气动阻尼均在叶片间相位角为-42.4°时得到;同时,在近颤振状态,不同叶片间相位角对应的气动阻尼均小于近设计状态. 相似文献
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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。 相似文献
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目前,接近零不合格过程的质量控制已成为质量控制理论中的一个新的发展方向.本文建立了基于正态分布的零不合格品质量控制图,弥补了传统休哈特质量控制图的不足. 相似文献
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针对用两种方法控制的碟形飞行器,提出了三种不同的控制方式。按两执行机构之间的分配关系分为不分配、伪逆控制分配和比例控制分配。考虑执行机构动态,分别设计了三种控制方式下的变结构控制律,并研究了三种控制律下系统的跟踪性能。仿真结果表明比例控制分配法的控制效果最佳。 相似文献
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对一类非线性系统进行平衡工作点参数化,得到调度(SCHEDULING) 参数线性化方程。在此基础上,利用线性VSC 理论设计调度参数化的局部线性控制器。为了减少某一状态下控制器对调度参数实际值的影响,在控制器中引入调度变量修整项。将所得结果用于飞行控制系统,设计出飞机纵向通道的调度参数化控制器,数字仿真验证了控制器的控制性能,结果良好。 相似文献
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为了解决电动汽车无刷直流轮毂电机控制中普遍存在的调速不精确、转速响应慢和自适应性较差等问题,通过分析轮毂电机调速系统特性,研究其对电动汽车整车性能的影响。依据无刷直流电机(BLDCM)简化数学模型,从速度调节角度分析讨论了控制策略,并以电机转速响应迅速且稳定为控制目标,搭建了基于dSPACE的BLDCM快速控制原型试验平台,深入讨论了转速模糊PI控制策略对整车性能的影响。试验结果表明,模糊PI闭环控制策略能有效改善电机的调速性能,提高无刷直流轮毂电机电动汽车行驶的稳定性。 相似文献
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钱伟 《西安航空技术高等专科学校学报》2012,(1):37-40
目的为解决传统PID控制控制参数固定、控制响应速度慢、超调量大,难以完成飞机自动驾驶仪俯仰系统控制的问题;方法分别设计LQR最优控制器和模糊控制器,并建立对应的Matlab控制模型进行仿真研究;结果阶跃响应仿真实验结果表明,飞机俯仰系统LQR控制器与模糊控制器比飞机俯仰系统PID控制器更好地实现对飞机俯仰角的控制,具有响应快速,超调小,误差小的优点;飞机俯仰系统LQR控制器比模糊控制器响应更快,跟踪性能更好;结论飞机俯仰系统模糊控制器在抗干扰鲁棒性、跟踪性能和稳态性能指标综合考虑上优于LQR控制器,更适用于实际的飞行环境。 相似文献
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为了提高逆变电路模块控制性能,在传统PID控制方法基础上提出了一种基于积分分离+死区PID控制的逆变电路控制方法,可有效解决传统PID控制引起的控制量超过被控对象而造成系统振荡的问题。积分分离+死区PID控制算法是在积分分离PID控制算法内引入死区PID控制算法,综合了两种控制算法的优点,既可延长控制系统使用寿命又可对系统偏差进行限制。最后通过MATLAB/Simulink建立具有逆变电路模块的高频电源仿真模型,将所提PID控制方法应用于其中,验证了所提方法的有效性和实用性。 相似文献
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张娟 《中国民航学院学报》2000,18(2):28-31
加强对战备管理的控制是使航空公司达到其战备目标的一个主要方法。传统的控制方法,大都是首先制定目标,然后监督执行,通过反馈将输出与所希望的目标进行比较,最后,按照偏差重新调整系统。结战略管理的控制,就是用控制理论来进行战略管理。重点分析战略管理的特性,然后指出传统控制方法用于战略管理的缺陷,进而提出适合战略管理的控制方法。 相似文献
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可重复使用航天器再入过程初期,反作用力控制系统是其姿态控制的主要手段,结合气动舵面可以减小飞行器对该系统的总冲需求,提高飞行器动态响应特性。给出了反作用力控制系统与气动舵面复合姿态控制系统的组成及三种复合控制指令分配策略,并进行了仿真计算,分析了三种策略的姿态控制效果及总冲需求。仿真结果表明,三种方法均能完成飞行器姿态控制,并各有其优缺点,研究结果为航天器飞行控制系统控制律设计提供了有效参考。 相似文献