气动伺服弹性

摘要： 基于鲁棒控制理论,针对弹性体导弹气动伺服弹性问题开展控制系统研究,通过建立导弹刚性弹性耦合全参数不确定性模型,在传统三回路控制结构的基础上设计了μ综合鲁棒控制系统。频域分析表明所设计的控制系统具有强鲁棒性,足以应对弹性体导弹的强不确定性。时域仿真结果表明,μ综合鲁棒控制系统在保证时域指标的同时,相比于经典PID控制系统,弹体一阶振动幅值约为其10%,衰减时间缩短至约0.5 s,有效抑制了弹体的弹性振动。

摘要： 目的对电传飞机典型的异常振动问题进行研究,形成电传飞机异常振动的诊断和处置技术。方法首先对气动伺服弹性问题的基本原理和气动伺服弹性失稳可能引发的危害进行简要的介绍。然后对某电传飞机试飞过程中出现的异常振动现象进行详细描述,通过不同类型数据的对比分析,对该异常振动问题进行准确定位和诊断,进而给出相应的应对措施。最后通过正式的飞行试验对处置措施的准确性进行验证。结果经过对异常振动问题的处理与分析,明确了该异常振动发生的根本原因,通过处置措施的有效落实,已顺利完成该型机的颤振/ASE飞行试验工作。结论通过本文的异常振动处置方法的研究,为以后类似问题的准确诊断和处置提供了有益的参考和借鉴。

摘要： 颤振是一种危险的气动弹性失稳形式,舵机动刚度对舵系统的颤振特性具有不可忽视的影响,因此舵机的精确建模与仿真分析十分有必要.针对此问题,提出了一种电动舵机模块化建模方法及动刚度计算机模拟方法.以"直流电机-减速齿轮-滚珠丝杠-拨叉副"典型结构的电动伺服舵机为对象,将其分解为具备核心功能的子模块,充分考虑了实际结构中可能出现的主要非线性因素,再根据子模块之间的连接关系来搭建整体的舵机模型.基于该舵机模型,提出了利用步进正弦扫频信号激励、最小二乘法数据处理得到动刚度的计算方法,并以某舵机为算例,开展了舵机主要线性参数及非线性因素对舵机动刚度影响的研究.电动舵机模块化建模方法通用性好,便于不同舵机的拓展.电机转子阻尼、减速器的传动比以及输出轴处的阻尼对舵机的动刚度影响很大,间隙、接触刚度和摩擦这3类非线性因素对舵机的动刚度特性也具有重要的影响.

摘要： 针对某电传直升机结构动力学稳定性试飞中的激励需求,通过参考固定翼电传飞机颤振激励系统的设计及激励实现原理,结合直升机特殊激励接口、旋翼运动和舵机控制耦合方程,设计出合理的激励方案.同时通过不同试飞科目需求的激励信号设计及实时激励任务中信号切除工作逻辑设计,提高了激励实施的适用性和飞行试验的安全性.最后通过某型直升机的气动伺服弹性稳定性试飞的工程应用验证了该激励技术的有效性.

摘要： 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KP0.2时俯仰姿态保持控制律能起到抑制体自由度颤振的作用.

摘要： 随着CFD技术的快速发展,CFD数值模拟软件在飞行器研制中得到广泛应用,并已渗透航空航天等诸多领域的各个阶段,发挥着越来越重要的作用.国家数值风洞(NNW)工程坚持边建边用的原则,通过集成结构力学、飞行力学、工程热力学、声学、光学、电磁学、多相流体力学等学科软件,在航空航天、交通运输、能源动力、环保减灾等领域发挥了积极作用.总结了NNW软件在高超声速飞行器边界层转捩、湍流、高精度方法等领域的应用成果以及在解决复杂流动干扰、动态稳定性和多学科耦合问题上的最新进展.通过案例展示,使相关从业人员了解NNW软件的功能、特点,促进系列软件在全国的推广和应用.

摘要： 随着大型客机电传飞控的引入,系统非线性问题逐渐突显;对于阵风载荷减缓系统而言,非线性因素往往会严重影响阵风减缓效果;采用有限元和偶极子网格方法建立气动弹性模型,并分析其实际工程中主要的系统非线性因素,包括饱和、速率限制与延迟;其次,根据机载设备探测的阵风信息,以翼尖加速度、翼根剪力和弯矩作为阵风减缓指标,设计了阵风预测以及自适应前馈控制方案,从而弥补传统反馈控制中的不足性;最后,针对3种系统要求指标,分别与传统反馈控制进行减缓效率的对比分析;研究结果表明,系统的非线性因素对阵风减缓效果具有重大影响,且利用前方阵风探测信息设计的自适应前馈控制方案具备更好的阵风减缓效果.

摘要： 由于当今导弹设计出现长径比逐渐增大的趋势,气动伺服弹性问题引起设计工作者的重视,气动伺服弹性是由于大长径比导弹表面的非定常气动力、导弹结构弹性与飞行控制系统之间的耦合带来的影响.基于此,文中对导弹气动伺服弹性问题进行介绍,考虑导弹刚体运动与弹性体运动之间的耦合作用,推导由于弹性振动带来的附加气动力和力矩,并考虑了由于弹体变形引起的推力偏心问题,利用弹性体导弹动力学模型,对弹性体导弹的气动伺服弹性进行仿真分析,并得到相关结论.

摘要： 大展弦比高空长航时无人机的气动伺服弹性稳定性问题突出.通过建立大展弦比无人机结构动力学有限元模型,分析了飞机气动弹性稳定性,进一步对飞行控制律进行建模,开展了气动伺服弹性分析,并针对航向不稳定,进行了限幅滤波器控制律设计.仿真表明,设计的限幅滤波器明显增加了飞机结构-气动-飞控耦合系统的稳定性,达到了控制目的.

摘要： 本文基于CFD模型降阶方法,建立带开裂式阻力方向舵和副翼的飞翼布局飞机非定常气动力降阶模型,将该气动力模型与飞机结构模型、控制器模型耦合,获得飞机气动伺服弹性模型,基于该模型进行了时域分析.

摘要： 带电传操纵系统飞行器容易出现飞控系统与结构动力学及非定常气动力之间的不利耦合,产生气动伺服弹性稳定性问题(ASE).因此,ASE分析及优化设计是现代飞行器设计必须开展的一项关键技术工作.本文提出了一种飞行器气动伺服弹性优化设计方法,开发了优化设计程序.以某飞行器ASE优化设计为验证算例,优化结果显示,本项目所开发ASE优化程序具有以下优点：调参方便，可方便的调整控制律各增益大小，优化设计能力强；具有多工况批处理能力和分析结果后处理能力，提高了计算和结果分析效率，并便于将优化参数反馈控制律设计专业，进行同步优化和校核；可通过后期改进，与控制律设计专业进行同环境优化设计；操作简便，执行效率高，大大提高了工作效率。

摘要： 高速飞行器气动加热效应会影响飞行器结构动力学特性,从而影响飞行器气动伺服弹性(ASE)稳定性,这就是热气动伺服弹性问题.在考虑热效应的飞行器动力学特性分析的基础上,结合非定常气动力分析,提出了一种考虑气动加热效应的飞行器ASE分析方法.结合工程算例,验证了该方法的有效性,并研究了热效应对飞行器ASE稳定性的影响.最后,对飞行器热气动伺服弹性设计提出了一些建议.

摘要： 气动伺服弹性研究结构动力学、非定常气动力与飞行控制系统之间的耦合，是飞行器设计的重要问题之一。Nyquist方法在单通道气动伺服弹性系统稳定性分析中得到广泛应用，但无法适用于多通道系统。利用线性分式变换建立了含不确定性摄动的气动伺服弹性系统模型，提出了单通道系统和多通道系统的鲁棒稳定裕度定义。以某飞机为例进行数值计算，并将鲁棒稳定裕度与传统的Nyquist稳定裕度进行了对比。分析表明，鲁棒稳定裕度是Nyquist 稳定裕度的推广，它能够考虑具体的不确定性摄动的影响，而又不过于保守。

摘要： 本文针对高超声速飞行器气动伺服弹性问题,给出了一种分析非定常气动力的方法,分析了机体表面气动力的组成及其影响因素,分析了不同攻角条件下机体各表面的气流特性以及气流偏转角变化情况.给出了简单且有效的机体结构弹性的分析方法,将前后机体分别近似地看作为两个固定于质心的悬臂梁,将机体在非定常气动力作用下的弹性形变分解为自由振动和常载荷作用下的响应两部分,推导了机体弹性形变公式和气动弹性产生的诱发攻角公式及其求解方法.最后,采用通用的高超声速飞行器构型和尺寸数据对理论推导的结果进行了仿真验证.仿真结果证明了理论推导结果的正确性和分析方法的有效性,结果表明,在考虑非定常气动力和机体弹性振动的情况下,机体弹性形变会引出较大的诱发攻角,这个攻角被引入到控制系统模型当中,可以更方便地描述气动伺服弹性耦合问题,同时此结果为控制系统分析与设计提供了理论依据.

摘要： 对于采用吸气式超燃冲压发动机的高超声速飞行器,其发动机推力可能与机身弹性发生耦合影响,从而引起所谓的推力耦合气动伺服弹性问题.为对其耦合原理及影响进行研究,本文以简化的飞行器纵向模型为对象,考虑结构弹性、非定常气动力、冲压发动机以及控制系统之间的相互耦合作用,建立了推力耦合的高超声速飞行器气动伺服弹性问题的一般建模框架和分析流程.采用牛顿冲击理论计算高超声速非定常气动力,基于准一维流动假设分析发动机性能.算例结果表明,考虑发动机推力的耦合影响后,飞行器的短周期特性和气动伺服弹性特性均有明显改变,气动伺服弹性稳定裕度下降可达16％,应当引起一定注意.

摘要： 运用Observer方法建立非定常气动力降阶模型，集成气动、结构和控制模块，在Matlab／Simulink环境中构建降阶的气动伺服弹性(ASE)状态空间模型。基于降阶的ASE模型采用LQR方法设计状态反馈控制律，实现气动弹性系统的颤振主动抑制。算例选取了跨声速伺服标准模型BACT机翼，仿真结果表明：基于气动力降阶技术设计的主动控制律成功地应用到跨声速非线性ASE系统中，闭环颤振速度大幅提高。

摘要： 提出了带控制舵面的导弹气动伺服弹性稳定性对闭环系统各环节参数灵敏度的计算方法。动力学方程包含弹体一阶弯曲振动、弹体的刚体平动和刚体转动，控制舵面只考虑刚体偏转。用多项式近似弹体一阶弯曲振动模态函数，由此得出幅值裕度对闭环系统参数灵敏度的解析表达式。

摘要： 现代先进民机多采用电传控制系统，于是在原有结构、气动耦合的基础上又引入了与控制的耦合，由此引发了气动伺服弹性问题。本文介绍了一种用于气动伺服弹性稳定性的理论方法，并使用此方法分析了某型民用飞机在某典型状态下的气动伺服弹性稳定性。结果表明：此方法可满足工程需求，该型飞机在该典型状态下气动伺服弹性稳定性满足相应条款的要求。

摘要： 本发明提供一种飞机气动伺服弹性机载实时分析系统，所述实时分析系统包括：所述分析系统包括信号采集模块、信号分析模块、信号发送模块、信号存储模块和电源模块，所述信号采集模块、信号分析模块和信号发送模块，依次数据连接；所述信号采集模块和所述信号分析模块分别与所述信号存储模块数据连接；所述信号采集模块、信号分析模块、信号发送模块、信号存储模块分别与电源模块电连接。一方面将解决当前飞机气动伺服弹性稳定性准实时分析模式中存在的问题，同时也将大幅提高气动伺服弹性准实时分析效率，提高飞机气动伺服弹性飞行试验效率，更高效的保障试飞安全。

摘要： 本发明公开了一种提高气动伺服弹性稳定性设计方法，采用全机地面共振试验或全机地面结构模态耦合试验数据设计优化技术校正机体弹性模型和传递函数，然后采用飞行控制律动态调参技术提高气动伺服弹性稳定性；本发明可以很好兼顾空气动力、结构弹性以及控制系统之间耦合关系，从而实现在全包线范围内满足飞行品质要求、控制系统的稳定裕度要求、气动伺服弹性稳定性要求，并已在多操纵面无人机中得到应用及验证。解决了一类多操纵面无人机气动伺服弹性稳定性难以控制的问题。

摘要： 本发明公开了航空器开环气动伺服弹性系统模型均衡降阶的优选方法，在开发算法及软件应用技术的基础上，发明了航空器开环气动伺服弹性系统的完整工程建模方法，结合已有降价算法及物理装置的传递函数，提出了三种HSVs的基本分布特性，并构造了四个可明确量化降阶的优选公式，用均衡系数降序排列的HSVs值经简单计算即可得原高阶系统的最优降阶阶次。

摘要： 本发明提出了一种基于地面频响试验的气动伺服弹性稳定性预测方法。该方法以真实飞行器为试验对象，通过地面频响试验测得飞行器结构‑控制环节相关传递函数，通过气动力理论计算得到气动力影响系数矩阵，结合两者结果预测气动伺服弹性稳定性。该方法将气动伺服弹性系统中结构‑控制环节和非定常气动力环节分开考虑，避免了模拟加载的诸多缺陷；在控制回路开环状态下进行地面频响试验，避免了控制回路闭环失稳的风险，试验安全性高；通过地面频响试验和非定常气动力理论计算相结合的方式进行气动伺服弹性稳定性预测，预测精度高，具有一定的工程应用价值。

摘要： 本发明属于气动伺服弹性领域，涉及一种气动伺服弹性建模方法。通过试验数据建立结构模型，计算建立气动弹性运动模型和控制模型，客观上降低了模型自由度，提高了计算效率。

摘要： 本发明公开了气动伺服弹性系统非定常气动载荷的有理近似优化方法通过已有商用工程数值计算软件获取分析结构的两类原始数据，在此基础上，运用现代工程分析公认的非定常气动力有理近似表达形式，建立了一种线性项系数及非线性项系数两类变量的两级交替双重迭代数值优化算法。两级双重优化迭代直至达到获得高精度的有理近似拟合式中的最佳系数，提高了飞机选定结构的气动伺服弹性系统建模分析中非定常气动载荷历程的预计精度，极大降低有理近似拟合误差，从而为飞机气动伺服弹性系统的动响应、动稳定性以及主动弹性控制提供高精度载荷历程数值。

摘要： 本发明涉及一种考虑气动伺服弹性的飞行器鲁棒自适应控制方法，属于飞行器控制领域，用于解决飞行器表现出的气动伺服弹性和气动参数不确定问题。该方法利用传感器测量信号和加权最小二乘法对弹性频率进行在线辨识，并将所辨识频率作为陷波器的中心频率以抑制弹性模态影响。基于滤波后的刚体信号，采用神经网络处理气动不确定性，采用扰动观测器补偿刚弹耦合效应，设计鲁棒自适应控制实现系统的有效跟踪。该控制方案通过自适应陷波避免弹性信号引入控制器设计，保证了系统闭环控制性能，对飞行器安全可靠飞行具有重要意义。

摘要： 本发明公开了一种气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法，应用于具有电传飞控系统的飞机‑飞控系统组合回路，在进行飞机气动伺服弹性稳定性分析与设计时，实现飞机环节与飞控环节的频响特性数据库自动生成与快速更新、基于状态数据库的飞机‑飞控组合回路自匹配开环频响数据库生成、针对不利耦合情况的快速设计及验证，解决了海量数据提取、多轮次迭代效率和数据匹配问题。实现了气动伺服弹性稳定性分析与设计自动化、高效率、有效提升了设计效率，缩短了设计周期。

摘要： 本发明公开了一种提高气动伺服弹性稳定性设计方法，采用全机地面共振试验或全机地面结构模态耦合试验数据设计优化技术校正机体弹性模型和传递函数，然后采用飞行控制律动态调参技术提高气动伺服弹性稳定性；本发明可以很好兼顾空气动力、结构弹性以及控制系统之间耦合关系，从而实现在全包线范围内满足飞行品质要求、控制系统的稳定裕度要求、气动伺服弹性稳定性要求，并已在多操纵面无人机中得到应用及验证。解决了一类多操纵面无人机气动伺服弹性稳定性难以控制的问题。

摘要： 本发明提供一种飞机气动伺服弹性机载实时分析系统，所述实时分析系统包括：所述分析系统包括信号采集模块、信号分析模块、信号发送模块、信号存储模块和电源模块，所述信号采集模块、信号分析模块和信号发送模块，依次数据连接；所述信号采集模块和所述信号分析模块分别与所述信号存储模块数据连接；所述信号采集模块、信号分析模块、信号发送模块、信号存储模块分别与电源模块电连接。一方面将解决当前飞机气动伺服弹性稳定性准实时分析模式中存在的问题，同时也将大幅提高气动伺服弹性准实时分析效率，提高飞机气动伺服弹性飞行试验效率，更高效的保障试飞安全。