顫振主動(dòng)抑制若干問(wèn)題研究答辯人：楊仕福導(dǎo)師：王立峰教授南京航空航天大學(xué)航空宇航學(xué)院力學(xué)中心2010-03-19南京航空航天大學(xué)碩士畢業(yè)答辯論文內(nèi)容安排研究背景與現(xiàn)狀研究模型輸入飽和控制非線性與不確定性控制建模，次最優(yōu)控制與魯棒控制總結(jié)和展望控制模型單后緣控制面二元翼段帶前后緣控制面二元翼段大展弦比平直機(jī)翼研究背景

研究背景及選題飛行器的顫振顫振是造成飛機(jī)失事的重要原因之一顫振發(fā)生與破壞的過(guò)程①飛機(jī)加速飛行②顫振③破環(huán)研究現(xiàn)狀

研究背景及選題顫振抑制顫振被動(dòng)抑制顫振主動(dòng)抑制本文主要研究通過(guò)控制面來(lái)進(jìn)行顫振的主動(dòng)抑制，提高顫振臨界速度研究現(xiàn)狀

研究背景及選題美國(guó)的AAW計(jì)劃B-52轟炸機(jī)、F/A-18和F-16研究現(xiàn)狀

研究背景及選題主動(dòng)控制技術(shù)待解決問(wèn)題

研究背景及選題對(duì)復(fù)雜機(jī)翼的動(dòng)力學(xué)建模系統(tǒng)飽和問(wèn)題，不確定性，非線性問(wèn)題氣動(dòng)彈性力學(xué)促進(jìn)了航空技術(shù)的發(fā)展，同時(shí)各種性能優(yōu)越、結(jié)構(gòu)輕巧飛行器的不斷出現(xiàn)，顫振問(wèn)題一直存在！二元翼段顫振抗飽和控制模型控制的飽和問(wèn)題比較常見特別是輸入的飽和問(wèn)題二元翼段顫振抗飽和控制模型氣動(dòng)彈性系統(tǒng)接下來(lái)設(shè)計(jì)輸入飽和控制律：首先不考慮飽和情況，通過(guò)LQR等最優(yōu)或次最優(yōu)控制方法設(shè)計(jì)出控制律，然后不斷仿真和修改控制參數(shù)，使不出現(xiàn)輸入飽和。Min-Max優(yōu)化方法，求解Ricati方程缺點(diǎn)：保守性大，耗時(shí)大二元翼段顫振抗飽和控制本文抗飽和方法：系統(tǒng)解耦通過(guò)規(guī)范化原系統(tǒng)，得其中特征根實(shí)部>0二元翼段顫振抗飽和控制本文抗飽和方法：系統(tǒng)被解耦為不穩(wěn)定/穩(wěn)定兩子系統(tǒng)不穩(wěn)定系統(tǒng)是個(gè)二維空間：研究簡(jiǎn)單穩(wěn)定系統(tǒng)是整個(gè)六維空間：不用關(guān)心二元翼段顫振抗飽和控制本文抗飽和方法：對(duì)于不穩(wěn)定二維子系統(tǒng)，根據(jù)LQR控制方法，解Riccati方程輸入：收斂可控二元翼段顫振抗飽和控制本文抗飽和方法：不穩(wěn)定二維子系統(tǒng)對(duì)應(yīng)時(shí)間逆系統(tǒng)收斂收斂區(qū)比前面大二元翼段顫振抗飽和控制本文抗飽和方法：對(duì)于不穩(wěn)定子系統(tǒng)，有加權(quán)特性，取得證：可控域與吸引域大小關(guān)系為可控域與收斂域大小無(wú)限接近二元翼段顫振抗飽和控制控制律編程仿真（顫振速度）振幅達(dá)到了限位彈簧，屬于非線性碰撞運(yùn)動(dòng)二元翼段顫振抗飽和控制討論：考慮系統(tǒng)的振幅限制規(guī)范反變換后對(duì)于吸引域大小為吸引域取得二元翼段顫振抗飽和控制數(shù)值仿真：進(jìn)一步驗(yàn)證了本文設(shè)計(jì)方法有效性二元翼段顫振非線性自適應(yīng)控制模型介紹二元翼段顫振非線性自適應(yīng)控制模型簡(jiǎn)化優(yōu)點(diǎn)：加快擾動(dòng)收斂速度提高顫振臨界速度缺點(diǎn)：前緣產(chǎn)生氣體紊流控制變得更復(fù)雜化二元翼段顫振非線性自適應(yīng)控制首先給出氣動(dòng)彈性運(yùn)動(dòng)方程氣動(dòng)力非線剛度：考慮不確定變量：二元翼段顫振非線性自適應(yīng)控制反饋線性化狀態(tài)空間：線性化過(guò)程：令非線性多項(xiàng)式等于一線性多項(xiàng)式取輸出函數(shù)對(duì)其求導(dǎo)判斷或?yàn)楸磉_(dá)方便，取二元翼段顫振非線性自適應(yīng)控制反饋線性化自適應(yīng)控制前面提到攝動(dòng)量加上最優(yōu)反饋求得其中反求代入二元翼段顫振非線性自適應(yīng)控制自適應(yīng)控制保證系統(tǒng)穩(wěn)定，取Lyapunov函數(shù)得求導(dǎo)后，令得自適應(yīng)更新律為：二元翼段顫振非線性自適應(yīng)控制數(shù)值仿真（1）無(wú)控制無(wú)攝動(dòng)時(shí)（顫振速度）仿真來(lái)流取二元翼段顫振非線性自適應(yīng)控制數(shù)值仿真（2）只有后緣控制面作用時(shí)（來(lái)流）二元翼段顫振非線性自適應(yīng)控制數(shù)值仿真（3）前后緣控制面作用時(shí)（來(lái)流同上）反饋線性化自適應(yīng)控制有效前后緣控制面翼段控制能力好大展弦比平直機(jī)翼次最優(yōu)控制模型介紹①兩個(gè)后緣控制面②展弦比為6截面力學(xué)模型大展弦比平直機(jī)翼次最優(yōu)控制建模機(jī)翼展向截面上任一點(diǎn)位移為將動(dòng)能與勢(shì)能代入Lagrangian方程，并簡(jiǎn)化控制面與氣動(dòng)力動(dòng)能勢(shì)能大展弦比平直機(jī)翼次最優(yōu)控制建?？刂泼孀陨淼倪\(yùn)動(dòng)方程（兩控制面參數(shù)一樣）Theodorsen氣動(dòng)力簡(jiǎn)化，得到機(jī)翼展向上某一點(diǎn)的運(yùn)動(dòng)方程為其中大展弦比平直機(jī)翼次最優(yōu)控制建模將機(jī)翼沿展向劃分為Na個(gè)單元，通過(guò)疊加原理，得整個(gè)機(jī)翼的運(yùn)動(dòng)狀態(tài)空間通過(guò)跟軌跡法求得機(jī)翼顫振速度大展弦比平直機(jī)翼次最優(yōu)控制次最優(yōu)設(shè)計(jì)次最優(yōu)與最優(yōu)控制控制閉環(huán)系統(tǒng)數(shù)值仿真次最優(yōu)控制性能機(jī)翼結(jié)構(gòu)模態(tài)對(duì)顫振控制影響大展弦比平直機(jī)翼次最優(yōu)控制來(lái)流模態(tài)取到大展弦比平直機(jī)翼次最優(yōu)控制來(lái)流模態(tài)取到大展弦比平直機(jī)翼次最優(yōu)控制來(lái)流模態(tài)取到大展弦比平直機(jī)翼次最優(yōu)控制說(shuō)明：①模態(tài)增多了，系統(tǒng)產(chǎn)生了小的“變動(dòng)”②次最優(yōu)控制對(duì)這種“變動(dòng)”的魯棒性不怎么好。所以，有必要尋找一種魯棒性好的控制律大展弦比平直機(jī)翼魯棒控制控制有利減少控制的保守性圖為含有多個(gè)不確定因素的一般控制系統(tǒng)框圖，圖中為控制器，為受控系統(tǒng)傳遞函數(shù)矩陣，為結(jié)構(gòu)不確定性矩陣大展弦比平直機(jī)翼魯棒控制

的意義為若則系統(tǒng)穩(wěn)定的充要條件為氣彈系統(tǒng)不確定性表示控制設(shè)計(jì)框圖大展弦比平直機(jī)翼魯棒控制

控制器設(shè)計(jì)結(jié)果結(jié)合無(wú)攝動(dòng)時(shí)系統(tǒng)通過(guò)隨來(lái)流的變化可評(píng)價(jià)控制性能閉環(huán)臨界速度來(lái)流速度小，值小，說(shuō)明魯棒性好，能經(jīng)受住比較大的擾動(dòng)時(shí)，對(duì)應(yīng)的速度為臨界速度大展弦比平直機(jī)翼魯棒控制數(shù)值仿真對(duì)比（次最優(yōu)-控制）模態(tài)取到，來(lái)流大展弦比平直機(jī)翼魯棒控制數(shù)值仿真（控制）模態(tài)取到，來(lái)流通過(guò)以上說(shuō)明：次最優(yōu)-控制