颤振主动控制课件

颤振主动抑制若干问题研究答辩人：杨仕福导师：王立峰教授南京航空航天大学航空宇航学院力学中心2010-03-19南京航空航天大学硕士毕业答辩论文内容安排研究背景与现状研究模型输入饱和控制非线性与不确定性控制建模，次最优控制与鲁棒控制总结和展望控制模型单后缘控制面二元翼段带前后缘控制面二元翼段大展弦比平直机翼研究背景

研究背景及选题飞行器的颤振颤振是造成飞机失事的重要原因之一颤振发生与破坏的过程①飞机加速飞行②颤振③破环研究现状

研究背景及选题颤振抑制颤振被动抑制颤振主动抑制本文主要研究通过控制面来进行颤振的主动抑制，提高颤振临界速度研究现状

研究背景及选题美国的AAW计划B-52轰炸机、F/A-18和F-16研究现状

研究背景及选题主动控制技术待解决问题

研究背景及选题对复杂机翼的动力学建模系统饱和问题，不确定性，非线性问题气动弹性力学促进了航空技术的发展，同时各种性能优越、结构轻巧飞行器的不断出现，颤振问题一直存在！二元翼段颤振抗饱和控制模型控制的饱和问题比较常见特别是输入的饱和问题二元翼段颤振抗饱和控制模型气动弹性系统接下来设计输入饱和控制律：首先不考虑饱和情况，通过LQR等最优或次最优控制方法设计出控制律，然后不断仿真和修改控制参数，使不出现输入饱和。Min-Max优化方法，求解Ricati方程缺点：保守性大，耗时大二元翼段颤振抗饱和控制本文抗饱和方法：系统解耦通过规范化原系统，得其中特征根实部>0二元翼段颤振抗饱和控制本文抗饱和方法：系统被解耦为不稳定/稳定两子系统不稳定系统是个二维空间：研究简单稳定系统是整个六维空间：不用关心二元翼段颤振抗饱和控制本文抗饱和方法：对于不稳定二维子系统，根据LQR控制方法，解Riccati方程输入：收敛可控二元翼段颤振抗饱和控制本文抗饱和方法：不稳定二维子系统对应时间逆系统收敛收敛区比前面大二元翼段颤振抗饱和控制本文抗饱和方法：对于不稳定子系统，有加权特性，取得证：可控域与吸引域大小关系为可控域与收敛域大小无限接近二元翼段颤振抗饱和控制控制律编程仿真（颤振速度）振幅达到了限位弹簧，属于非线性碰撞运动二元翼段颤振抗饱和控制讨论：考虑系统的振幅限制规范反变换后对于吸引域大小为吸引域取得二元翼段颤振抗饱和控制数值仿真：进一步验证了本文设计方法有效性二元翼段颤振非线性自适应控制模型介绍二元翼段颤振非线性自适应控制模型简化优点：加快扰动收敛速度提高颤振临界速度缺点：前缘产生气体紊流控制变得更复杂化二元翼段颤振非线性自适应控制首先给出气动弹性运动方程气动力非线刚度：考虑不确定变量：二元翼段颤振非线性自适应控制反馈线性化状态空间：线性化过程：令非线性多项式等于一线性多项式取输出函数对其求导判断或为表达方便，取二元翼段颤振非线性自适应控制反馈线性化自适应控制前面提到摄动量加上最优反馈求得其中反求代入二元翼段颤振非线性自适应控制自适应控制保证系统稳定，取Lyapunov函数得求导后，令得自适应更新律为：二元翼段颤振非线性自适应控制数值仿真（1）无控制无摄动时（颤振速度）仿真来流取二元翼段颤振非线性自适应控制数值仿真（2）只有后缘控制面作用时（来流）二元翼段颤振非线性自适应控制数值仿真（3）前后缘控制面作用时（来流同上）反馈线性化自适应控制有效前后缘控制面翼段控制能力好大展弦比平直机翼次最优控制模型介绍①两个后缘控制面②展弦比为6截面力学模型大展弦比平直机翼次最优控制建模机翼展向截面上任一点位移为将动能与势能代入Lagrangian方程，并简化控制面与气动力动能势能大展弦比平直机翼次最优控制建模控制面自身的运动方程（两控制面参数一样）Theodorsen气动力简化，得到机翼展向上某一点的运动方程为其中大展弦比平直机翼次最优控制建模将机翼沿展向划分为Na个单元，通过叠加原理，得整个机翼的运动状态空间通过跟轨迹法求得机翼颤振速度大展弦比平直机翼次最优控制次最优设计次最优与最优控制控制闭环系统数值仿真次最优控制性能机翼结构模态对颤振控制影响大展弦比平直机翼次最优控制来流模态取到大展弦比平直机翼次最优控制来流模态取到大展弦比平直机翼次最优控制来流模态取到大展弦比平直机翼次最优控制说明：①模态增多了，系统产生了小的“变动”②次最优控制对这种“变动”的鲁棒性不怎么好。所以，有必要寻找一种鲁棒性好的控制律大展弦比平直机翼鲁棒控制控制有利减少控制的保守性图为含有多个不确定因素的一般控制系统框图，图中为控制器，为受控系统传递函数矩阵，为结构不确定性矩阵大展弦比平直机翼鲁棒控制

的意义为若则系统稳定的充要条件为气弹系统不确定性表示控制设计框图大展弦比平直机翼鲁棒控制

控制器设计结果结合无摄动时系统通过随来流的变化可评价控制性能闭环临界速度来流速度小，值小，说明鲁棒性好，能经受住比较大的扰动时，对应的速度为临界速度大展弦比平直机翼鲁棒控制数值仿真对比（次最优-控制）模态取到，来流大展弦比平直机翼鲁棒控制数值仿真（控制）模态取到，来流通过以上说明：次最优-控制