| 陕西省汉中市中航飞机股份有限公司汉中飞机分公司设计研究院 723200 【文章摘要】 颤振是一种复杂的气动弹性不 稳定现象，对飞机的安全构成极大威 胁，一般机翼的弯扭耦合较易率先引 发颤振，只有确保了机翼颤振的自适 应抑制了，才能够确保飞机正常运 行。本文阐述了机翼颤振的自适应抑 制方法，在这个基础上对模型进行仿 真计算，最终通过结果探析其自适应 的抑制。 【关键词】 自适应抑制；飞机机翼；颤振 0 前言 在研制飞机中必须要考虑到机翼的 颤振，这更是一个重要动力学的问题，而 要想办法控制这个问题，就必须要考虑到 气弹系统的建模，因为情况不同飞机的机 翼具有不同的特性，也就很难估算时域不 同的气动力，必定要适应合理控制决策， 才能够确保设计的合理性，这种控制就是 自适应的控制。因此，探究自适应控制机 翼颤振就具有现实意义。 1 控制自适应抑制的方法 当飞机开始飞行之时，气动弹性系 统就可能会发生不稳定的状态导致机翼 发生颤振，因此就要采取合理措施进行稳 定控制，因为动力学系统中出现了不稳定 情况，就会对受到响应扰动而出现振荡发 散，一旦这种振荡没有被及时控制，那么 就会影响到正常飞行，如果被及时控制必 定会把发散转化成动稳定，也就是抑制了 颤振。从设计角度来看，机翼出现了颤振 现象主要发生在颤振的临界速度上下。从 机翼需找任意位置进行测量，在领域上的 弯曲振动响应和扭转振动响应都是按照 窄带分布。依据这种特征就可以在自适应 滤波技术基础上采用前馈响应的抵消方 法，通过这种方法来抑制颤振。从现实来 看，这种模式方法尤其用到了参考信号和 待控制的信号相关，而且信号属于单频。 这种控制方案的构造如下： 图1 反馈控制 在上图控制模块中，d（k）表示在外 界干扰的情况下造成机翼上某截面的扭 转角所产加速度，或者是某个弯曲点的加 速度；u(k) 表示所用到的控制电压；当机 翼上某一个截面的扭转角上加速度最小 作为其目标函数，就必须要将控制电压调 整合适的范围，只有调整到合适的范围就 能够有效消除机翼扭转之时所产生力矩， 就实现了抑止颤振效果。加之机翼的气弹 系统属于一种弯扭耦合，一旦抑止住了扭 转响应，那么也就抑止出了弯曲的响应。 事实上，在抑制颤振方法比较多，总体概 括起来就可以归结成两个大类，即是直接 法与抗饱和法。采取直接法也就没有必要 回避饱和，乃至没有必要充分的考虑与利 用，比如对吸引域与可控域之间关系进行 研究，就能够有效降低反馈控制律所具备 的保守性。而采用抗饱和法就能够防止影 响到闭环系统的性能，这种方法是现在抑 制颤振的主要措施。 2 对计算模型 上面确定出了抑制机翼颤振的有效 方法，为确保该方法具有可行性和有效 性，就在其后缘的副翼的控制面上构造出 平直机翼，并仿真其颤振的主动抑制。该 平直机翼如下图所示： 图2 平直机翼 使用一个梁模型来代表机翼，假设其 展开的弦长之比是7，而半弦长是b=c/2， 得到下图所示； 图3 半展开的平直机翼 其机翼的剖面上质量的中心、气动力 的中心以及弹性的中心根本就没有重合 在弦向上，而弹性轴和机翼的质心相距是 d，中轴和弹性中心两者距离是ab，而气动 力中心位于四分之一弦长之处。在xoz 的 平面中把梁进行弯曲，就能够围绕着x 轴 进行扭转，然后把梁朝着x 的方向平均划 分成了12 个结点，那么每一段的长度就 是S=l/12. 而且每一个结点都应该具有了 三个自由度，其一就是沿着z 方向弯曲的 位移h，也就是在zox 的平面中形成了转 角，那么绕着x 轴转角就是a，必然就形 成了有限元的结构建模，得到其自由度N 是12*3=36。就能够构建机翼结构有限元 的模型方程是： ， 假如Q=0，通过模型方程去解出特征值问 题，就能够获取到振型的矩阵是，当处 于简单时域下的非定常气动力，就得到： ， 该式子中的Wc 就是结点的自由度坐标上 向量，其维度是36. 采用这种计算模型相对比较便利，只 要获取到了飞机飞行下的亚临界的速度， 将电压通过作动器输送到控制目标，从而 产生出了脉冲响应的函数采样值，如果取 速度为21m/s，就能够从上面12 个目标点 中得出控制点的机翼位于第九个结点，该 结点产生弯曲的加速度就成为响应采取 值，其采样率是200Hz，统计为H（z）各权 的系数。如果要进行仿真计算，一旦驱动 之后就应该在作动器的上面加上一个电 压为1v 的脉冲扰动，反馈第九结点的加 速度响应，从而就能够获取到气流速度为 29m/s 控制效果。从计算模型中就能够表 明，其气流的速度v 就是21~29m/s，在这 个范围中都能够抑制飞机运转时的机翼 颤振，采取这种控制方式之后就能够提高 颤振的临界速度35.5%。 假如要在机翼上的第九点作反馈的 时候，采取了垂直弯曲的位移或者速度响 应，同样也能够得出采用加速度作为响应 的相同效果。事实上从理论的角度来看， 取得越高的H（z）阶数，所获取到的估计值 就和真实值更为靠近，这样所得到控制效 果就会越好，从上面的分析就能够知道， 在12 个点中的第九个结点所得出的估计 值，和真实值比较接近，就能够满足抑制 的精度所需。 在研究中发现如果收敛因子u 超出 了le-6，那么控制就逐渐开始发散了，当 时u 低于了le-8，那么抑制收敛速度就比 较缓慢，从而就能够得知收敛因子的重要 性，只要该因子在一个比较宽范围中发生 变化，其抑制要求也就具有一定的范围。 从而可知，虽然机翼出现颤振为对飞机造 成严重影响，但是也存在一个自适应的抑 制范围，只有在这个控制范围中，飞机就 能够自行调整。 3 结束语 总而言之，必须要采取合理的抑制措 施才能够确保飞机安全运行，就需要分析 出机翼颤振的自适应范围。本文通过建模 形式来探究机翼颤振抑制范围，这种范围 效果比较好，而且计算量也不大，因此相 对而言使用范围比较广泛。 【参考文献】 [1] 张春蔚, 曹磊. 飞机颤振主动抑 制技术主动的发展研究[J]. 西安： 中国航空学会控制与应用第十二届 学术年会,2010 [2] 于明礼. 基于超声电机作动器的 二元翼段颤振主动抑制[M]. 南京： 南京航空航天大学,2009. [3] 于明礼, 文浩, 胡海岩. 二维翼 段颤振的H ∞ 控制[J]. 振动工程 学报, 2009(3). [4] 于明礼, 文浩, 胡海岩等. 二维 翼段颤振的μ 控制[J]. 航空学 报,2007 (2) [5] 李道春, 向锦武. 迟滞非线性气 动弹性反馈线性化自适应控制[J]. 北京航空航天大学报,2008(10). |
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