含結構非線性和時滯的二元翼段顫振主動抑制研究.pdf

1、近年來，通過控制機翼控制面的轉角輸出來實現(xiàn)顫振主動抑制，在航空領域已成為一種有望應用于實際工程的控制方法。然而，過去對機翼顫振主動控制技術的研究往往忽略了控制系統(tǒng)中的時滯因素和機翼的結構非線性因素。本文以三自由度的二元翼段模型為研究對象，研究了時滯因素以及控制面間隙非線性對機翼顫振控制系統(tǒng)的動力學影響。
　　本研究主要內容包括：⑴基于DSP處理器，超聲電機作動器和各傳感器完成了機翼主動控制系統(tǒng)的硬件設計，搭建了機翼顫振抑制風洞實驗

2、的平臺。完成了對超聲電機實驗測試和數(shù)學建模，并設計了PID運動控制算法，實現(xiàn)了電機精確的運動跟蹤控制效果。此外，還設計了機翼顫振控制系統(tǒng)的串口通信監(jiān)控界面，便于對整個系統(tǒng)的狀態(tài)進行實時監(jiān)測。⑵根據(jù)Theodorsen非定常氣動力理論建立了該翼段模型的運動狀態(tài)方程，并采用根軌跡法對二元翼段氣動彈性模型求解得到了顫振速度。然后根據(jù)魯棒控制理論設計了H∞控制器和控制器，分別與二元翼段氣動彈性系統(tǒng)共同組成了機翼顫振主動控制系統(tǒng)，并在不同的風速情

3、況下進行了數(shù)值仿真和風洞實驗。仿真和實驗結果都表明，所設計的魯棒控制器對機翼的顫振具有很好的控制效果。⑶針對控制回路中時滯問題，在控制系統(tǒng)的輸出反饋信號中引入時滯量，通過數(shù)值仿真和風洞實驗探求不同的時滯量對機翼顫振控制系統(tǒng)控制效果的影響，并比較了H控制器和控制器對不同大小時滯量的魯棒穩(wěn)定性。⑷建立了含控制面間隙非線性的三自由度二元機翼氣動彈性模型，并以狀態(tài)方程的形式加以描述。通過對機翼控制面部分進行結構設計使控制面?zhèn)鲃舆B接處能產生不同的