高超聲速飛行器機(jī)翼顫振穩(wěn)定性分析及其主動(dòng)控制研究.pdf

1、高超聲速飛行器具有突防成功率高和偵查效能強(qiáng)的特點(diǎn)，隨著軍事戰(zhàn)略需求的廣泛性，它也具有極高的戰(zhàn)略意義和應(yīng)用價(jià)值，成為世界上21世紀(jì)航空航天事業(yè)發(fā)展的一個(gè)主要方向。然而，高超聲速飛行器的飛行速度很快，它本身的非線性特性非常復(fù)雜，其機(jī)翼在氣流中可能會(huì)受到氣動(dòng)力、彈性力和慣性力的耦合會(huì)形成的一種復(fù)雜的氣動(dòng)彈性失穩(wěn)現(xiàn)象——機(jī)翼顫振。飛行器發(fā)生機(jī)翼顫振是十分危險(xiǎn)的，可能會(huì)在短短的幾秒內(nèi)引起飛行器解體的災(zāi)難性后果。目前，關(guān)于亞聲速、跨聲速及超聲速機(jī)翼

2、顫振已有大量的研究成果，而關(guān)于高超聲速機(jī)翼顫振問題的研究較少。因此，我們有必要針對高超聲速飛行器的機(jī)翼顫振問題進(jìn)一步開展研究。論文的主要研究工作如下:
　　首先，本文同時(shí)考慮高超聲速飛行器機(jī)翼的結(jié)構(gòu)立方非線性和氣動(dòng)非線性因素，運(yùn)用活塞理論分析機(jī)翼系統(tǒng)的非定常氣動(dòng)力，最終建立起高超聲速飛行器的二元機(jī)翼動(dòng)力學(xué)模型。再根據(jù)Hopf分叉理論確定求解機(jī)翼顫振系統(tǒng)Hopf分叉點(diǎn)的方法。
　　其次，針對高超聲速機(jī)翼顫振系統(tǒng)在Hopf分叉點(diǎn)

3、處的復(fù)雜響應(yīng)進(jìn)行數(shù)值模擬和分析。采用中心流形理論對系統(tǒng)進(jìn)行降維，應(yīng)用形式級數(shù)法判定Hopf分叉點(diǎn)的類別，并針對超臨界Hopf分叉和亞臨界Hopf分叉分別進(jìn)行數(shù)值仿真及穩(wěn)定性分析。另外為了避免亞臨界Hopf分叉給飛行器帶來災(zāi)難性事故，經(jīng)過分析得出分叉點(diǎn)表現(xiàn)為亞臨界分叉性質(zhì)的臨界馬赫數(shù)。
　　然后，對高超聲速飛行器的二元機(jī)翼模型在零平衡點(diǎn)處進(jìn)行近似線性化，確定其二次型性能指標(biāo)，并基于LQR方法設(shè)計(jì)高超聲速機(jī)翼顫振系統(tǒng)的線性主動(dòng)控制器，

4、仿真結(jié)果表明該控制器能夠有效抑制高超聲速二元機(jī)翼在Hopf分叉點(diǎn)處持續(xù)振蕩的顫振。
　　最后，針對高超聲速飛行器的機(jī)翼顫振系統(tǒng)設(shè)計(jì)非線性主動(dòng)控制器。首先對模型進(jìn)行反饋精確線性化并設(shè)計(jì)主動(dòng)控制器，然后基于T-S模糊在線逼近高超聲速機(jī)翼顫振系統(tǒng)的非線性模型，設(shè)計(jì)帶有σ修正的參數(shù)自適應(yīng)律，在線調(diào)節(jié)模糊逼近參數(shù)，并為其設(shè)計(jì)模糊自適應(yīng)主動(dòng)控制器。仿真表明非線性主動(dòng)控制器對于非線性特性復(fù)雜的或存在不確定因素的高超聲速機(jī)翼，具有更理想的顫振抑制