考虑舵面效能柔性飞机阵风减缓控制系统

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作者 刘易斯 杨佑绪 +2 位作者 刘燚 成志勇 余灵富 《北京航空航天大学学报》 北大核心 2025年第1期248-256,共9页

舵面效能损耗会直接影响柔性飞机阵风减缓效果,考虑舵面效能损耗是主动阵风减缓控制系统设计的关键。针对柔性飞机遭遇阵风干扰问题,以某大展弦比柔性飞机模型为对象,建立包含刚体运动和弹性模态的柔性飞机结构动力学模型,考虑舵面作动... 舵面效能损耗会直接影响柔性飞机阵风减缓效果,考虑舵面效能损耗是主动阵风减缓控制系统设计的关键。针对柔性飞机遭遇阵风干扰问题,以某大展弦比柔性飞机模型为对象,建立包含刚体运动和弹性模态的柔性飞机结构动力学模型,考虑舵面作动器存在舵面效能损耗的情况,设计一种自适应观测器实时在线估计舵面作动器效能因子,重构和求解自适应主动容错H_(∞)控制器,实现柔性飞机阵风载荷减缓。离散和连续阵风激励下的柔性飞机开/闭环时域响应仿真表明:在舵面无效能损耗情况下,H_(∞)控制与比例-积分-微分(PID)控制均能达到较好的减缓效果,H_(∞)控制相较于PID控制响应时间更快;在舵面存在效能损耗情况下,自适应观测器在4 s内能够完成效能因子评估,基于该效能因子设计的H_(∞)控制器能够达到与理想情况相当的阵风减缓效果。 展开更多

关键词 气动伺服弹性 阵风响应 阵风减缓控制系统 自适应观测器 主动容错控制系统

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分布式电推进飞机复材机翼气动弹性分析及剪裁方法研究

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作者 孙录斌 杨佑绪 +2 位作者 张兴翠 吴逸飞 王斌 《计算力学学报》 CAS CSCD 北大核心 2024年第6期1072-1080,共9页

分布式电推进飞机通常采用大展弦比复合材料机翼,但随着动力数量的增加,螺旋桨滑流效应对机翼的气动干扰使大展弦比机翼的变形进一步加剧,难以使用刚体机翼精确评估柔性机翼的气动性能。为高保真计算DEP飞机机翼的气动性能参数,基于CFD/... 分布式电推进飞机通常采用大展弦比复合材料机翼,但随着动力数量的增加,螺旋桨滑流效应对机翼的气动干扰使大展弦比机翼的变形进一步加剧,难以使用刚体机翼精确评估柔性机翼的气动性能。为高保真计算DEP飞机机翼的气动性能参数,基于CFD/CSD双向流固耦合和螺旋桨滑流效应,分别对X-57单机翼、翼尖螺旋桨/机翼耦合(巡航状态)、分布式螺旋桨/机翼耦合(高升力状态)进行静气动弹性计算,在不同攻角下,分析柔性机翼静气弹变形对气动性能的影响。最后引入嵌套遗传算法的BP神经网络代理模型,对机翼蒙皮铺层角进行优化。研究结果表明,螺旋桨滑流增加了机翼上下表面压力差从而增大机翼的升力系数,且在低马赫数大攻角下升力系数增量更为明显;柔性机翼的气动性能与刚体机翼有较大差异,螺旋桨滑流使刚体机翼升力系数最大提高了38.72%,使柔性机翼升力系数提高了23.51%;复合材料铺层角度对机翼升阻比有显著影响,可通过优化铺层角提升机翼纵向刚度特性提高机翼升阻比。为一般螺旋桨飞机柔性机翼的气动性能评估及气动弹性剪裁提供了一种兼顾时效性与准确性的计算方法。 展开更多

关键词 分布式电推进 螺旋桨滑流 双向流固耦合 气动弹性剪裁 遗传算法 BP神经网络 代理模型

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带扩口折叠翼尖的大展弦比机翼气动弹性研究

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作者 叶博 杨佑绪 +2 位作者 卢嘉成 余灵富 成志勇 《西北工业大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第2期241-250,共10页

扩口折叠翼尖依靠结构的自适应变形来降低飞行载荷,能有效简化控制系统,在成本和质量上更有优势。为研究弹性折叠翼尖作为被动载荷减缓装置的效果,使用铰链将翼尖连接到机翼并赋予一定弹性,对不同的折叠翼尖参数构型进行了静、动载荷响... 扩口折叠翼尖依靠结构的自适应变形来降低飞行载荷,能有效简化控制系统,在成本和质量上更有优势。为研究弹性折叠翼尖作为被动载荷减缓装置的效果,使用铰链将翼尖连接到机翼并赋予一定弹性,对不同的折叠翼尖参数构型进行了静、动载荷响应以及颤振分析,研究了铰链方向、刚度、翼尖质量与翼尖重心位置对载荷响应与颤振特性的影响。结果表明,扩口折叠翼尖在合适的参数下能够显著降低机翼的静载荷与突风载荷,在静气动弹性配平分析中,折叠翼尖可以使展长增加25%而几乎不增加翼根弯矩,并使配平攻角降低了0.14°。在突风响应分析中可使最大翼根弯矩相比于固定翼尖减少近50%,仅比不带翼尖的基准模型高17%。但颤振速度有所降低,需进一步优化以改善其颤振特性。 展开更多

关键词 飞行载荷 突风响应 折叠翼尖 突风减缓 颤振

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分布式电推进螺旋桨飞机旋转颤振

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作者 曹婷婷 杨佑绪 +2 位作者 余灵富 成志勇 叶博 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2024年第8期2627-2635,共9页

由于采用多个螺旋桨动力,旋转颤振成为分布式电推进飞机面临的重要气动弹性问题之一。基于机翼/短舱/桨耦合系统的运动关系及力作用关系,考虑机翼对螺旋桨的下洗和侧洗效应,推导出机翼、短舱和螺旋桨耦合系统的运动方程。将多套短舱/螺... 由于采用多个螺旋桨动力,旋转颤振成为分布式电推进飞机面临的重要气动弹性问题之一。基于机翼/短舱/桨耦合系统的运动关系及力作用关系,考虑机翼对螺旋桨的下洗和侧洗效应,推导出机翼、短舱和螺旋桨耦合系统的运动方程。将多套短舱/螺旋桨动力的陀螺力矩和螺旋桨非定常气动力引入机翼结构动力学模型,建立分布式电推进螺旋桨飞机颤振模型。通过对动力系统展向位置和动力系统数量的变参分析,研究分布式电推进螺旋桨飞机关键动力布局参数对旋转颤振特性的影响规律,并评估了2种典型的分布式电动螺旋桨飞机布局的颤振特性。结果表明:动力系统位于0.8倍翼展附近时,旋转颤振速度明显提高,而其他安装位置的参数不敏感。从翼根向翼梢逐渐增加动力数量的过程中,当动力个数少于5时,机翼的颤振速度对动力个数参数不敏感,而当动力个数增加至6时,机翼的经典颤振速度和旋转颤振速度均显著提高。在总刚度、总质惯量、总滑流效应和总功率等总体设计指标相当的前提下,动力系统相同分布式方案更佳,更有利于提高经典颤振速度和旋转颤振速度。 展开更多

关键词 旋转颤振 分布式电推进 螺旋桨飞机 陀螺效应 气动弹性

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动力布局对分布式电推进飞机气动性能的影响

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作者 成志勇 杨佑绪 +1 位作者 卢嘉成 刘易斯 《空气动力学学报》 CSCD 北大核心 2024年第5期81-96,共16页

分布式电推进(DEP)飞机气动综合收益受分布式动力/机翼强气动耦合效应的影响,揭示其变化规律及流动机理是开展分布式电推进飞行器设计的关键。本文针对分布式螺旋桨-机翼布局,基于涡格法-激励盘理论(VLM-ADT)气动特性快速求解方法开展DE... 分布式电推进(DEP)飞机气动综合收益受分布式动力/机翼强气动耦合效应的影响,揭示其变化规律及流动机理是开展分布式电推进飞行器设计的关键。本文针对分布式螺旋桨-机翼布局,基于涡格法-激励盘理论(VLM-ADT)气动特性快速求解方法开展DEP布局气动性能研究,重点研究了螺旋桨数量、旋转方向、螺旋桨间隔3个要素对升阻比L/D、功率载荷T/P、总效率L/P等气动性能指标的影响。结果表明:随着螺旋桨数量的增加叠加效应会减弱,升阻比减小,但总效率增大。当螺旋桨数量小于等于5时,同向旋转构型的升阻比大于反向旋转构型。当螺旋桨数为7时,反向旋转构型升阻比大于同向旋转构型。与同向旋转构型相比,桨盘载荷增加时,反向旋转构型的升阻比会增加。分布式螺旋桨密集布置在翼尖时会同时增加升力和阻力;当翼尖螺旋桨固定在翼尖、其他螺旋桨密集布置在机翼中心附近时,翼尖螺旋桨的上洗效应会削弱翼尖涡,具有增升减阻效果,且升力比螺旋桨集中在翼尖构型时增加得更多。 展开更多

关键词 分布式电推进 动力布局 气动特性 螺旋桨滑流 涡格法-激励盘理论

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弹性飞机尾涡遭遇动响应分析方法

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作者 张红波 马翔 杨佑绪 《航空科学技术》 2016年第12期8-12,共5页

根据库塔-儒可夫斯基定理求解得到飞机产生的尾涡强度,并基于离散阵风非定常气动力计算思路,发展了尾涡非定常气动力计算方法。通过频域求得弹性飞机动响应,再利用傅里叶反变换求得时域动响应。分析了某型飞机垂直穿越尾涡时的机体动响... 根据库塔-儒可夫斯基定理求解得到飞机产生的尾涡强度,并基于离散阵风非定常气动力计算思路,发展了尾涡非定常气动力计算方法。通过频域求得弹性飞机动响应,再利用傅里叶反变换求得时域动响应。分析了某型飞机垂直穿越尾涡时的机体动响应,尾涡引起的弹性过载最大可达到1.3,在该类飞机的设计过程中需要考虑尾涡引起的动载荷对机体强度安全性的影响。 展开更多

关键词 尾涡遭遇 动响应 气动弹性 非定常气动力

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分布式电推进飞机概念方案气动特性快速评估方法 被引量：3

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作者 成志勇 杨佑绪 +2 位作者 张兴翠 余灵富 叶博 《北京航空航天大学学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2023年第11期3047-3058,共12页

分布式电推进(DEP)飞机充分利用气动/推进耦合效应提高飞机的气动效率,但动力数量增加导致螺旋桨滑流与翼面流场干扰强烈,气动分析和设计的复杂度及计算成本上升。为提高DEP飞机早期设计阶段气动设计效率,降低研制成本,采用线性无黏的... 分布式电推进(DEP)飞机充分利用气动/推进耦合效应提高飞机的气动效率,但动力数量增加导致螺旋桨滑流与翼面流场干扰强烈,气动分析和设计的复杂度及计算成本上升。为提高DEP飞机早期设计阶段气动设计效率,降低研制成本,采用线性无黏的涡格法-激励盘理论(VLM-ADT)、涡格法-非定常涡格法(VLM-UVLM)及加入黏性修正的VLM(Modified-VLM)提出气动特性快速评估方法。对单机翼、单螺旋桨/机翼耦合、X-57机翼(巡航、高升力状态)及分布式螺旋桨/机翼耦合构型的气动特性进行快速评估。与基于雷诺平均Navier-Stokes(RANS)方程求解器的结果对比,单机翼和单螺旋桨/机翼升力系数和阻力系数一致性良好,误差最大不超过8.2%;俯仰力矩系数在同一数量级。X-57机翼和分布式螺旋桨/机翼的升力系数与RANS方程结果吻合度较高,误差最大不超过10%。考虑黏性修正的VLM所计算的X-57机翼和分布式螺旋桨/机翼的总阻力系数与RANS方程结果趋势一致。分布式螺旋桨滑流增加机翼的动压,使机翼局部有效迎角发生改变,改变了机翼当地升阻特性。所提方法为分布式螺旋桨飞机在早期设计阶段气动特性快速评估和气动布局方案快速选型提供了一种兼顾计算精度和效率的有效方法。 展开更多

关键词 分布式电推进 涡格法 非定常涡格法 激励盘理论 螺旋桨滑流 气动干扰

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飞翼结构构型气动弹性优化设计方法 被引量：10

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作者 杨佑绪 吴志刚 杨超 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2013年第12期2748-2756,共9页

针对飞翼布局的早期构型设计,基于遗传算法提出一种气动弹性综合优化设计方法。采用等效板多板模型计算翼面结构动力学特性,利用面元法计算气动力。在考虑颤振速度、静气动弹性变形约束的情况下,以飞翼结构质量最小为目标开展优化设计... 针对飞翼布局的早期构型设计,基于遗传算法提出一种气动弹性综合优化设计方法。采用等效板多板模型计算翼面结构动力学特性,利用面元法计算气动力。在考虑颤振速度、静气动弹性变形约束的情况下,以飞翼结构质量最小为目标开展优化设计。结果表明,形状参数优化设计对于飞翼的减重更为直接。当涉及构型尺寸参数设计时,同时进行两种参数的综合优化可以得到较轻的机翼结构,但计算成本较大。采用先进行构型优化,再进行尺寸优化的分级优化方法能快速获得最优的参数组合和满意的减重效果。为飞翼式飞行器的结构总体设计提供了一种快速有效的气动弹性综合优化设计方法。 展开更多

关键词 气动弹性 飞翼 优化设计 构型设计 初步设计 遗传算法

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基于等效板模型的弹翼颤振分析 被引量：10

9

作者 杨佑绪 吴志刚 杨超 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第5期833-840,共8页

基于等效板模型发展了一种适用于导弹翼面的动力学和颤振分析方法。在等效板建模过程中,使用简单多项式定义翼面的几何、结构和位移,利用人工弹簧近似边界条件,通过全局Ritz法得到刚度和质量矩阵的解析表达形式,通过特征值问题的求解得... 基于等效板模型发展了一种适用于导弹翼面的动力学和颤振分析方法。在等效板建模过程中,使用简单多项式定义翼面的几何、结构和位移,利用人工弹簧近似边界条件,通过全局Ritz法得到刚度和质量矩阵的解析表达形式,通过特征值问题的求解得到翼面的固有频率和振型。通过频率和模态的初步比较发现,利用该方法得到的弹翼动力学特性与通过有限元方法得到的结果一致。然后利用这两组模态进行弹翼的颤振分析,通过对比发现,两种方法的颤振分析结果吻合,这也进一步验证了等效板方法在弹翼动力学分析方面的准确性。等效板方法为弹翼初步设计阶段的快速建模提供了一种有效工具。 展开更多

关键词 等效板模型 RITZ法 动力学分析 颤振 连续模型

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一种面向翼面设计的气动弹性分析模型 被引量：4

10

作者 杨佑绪 吴志刚 +1 位作者 杨超 潘登 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2011年第10期1860-1868,共9页

在翼面早期设计阶段,为了快速有效地评估结构变化对力学和气动弹性特性的影响,亟需一种基于物理特征的结构分析模型。基于对多栅格式弹翼结构典型组件梁、肋腹板和蒙皮建模的相关研究,针对机翼结构,发展了针对梁、肋凸缘以及长桁的建模... 在翼面早期设计阶段,为了快速有效地评估结构变化对力学和气动弹性特性的影响,亟需一种基于物理特征的结构分析模型。基于对多栅格式弹翼结构典型组件梁、肋腹板和蒙皮建模的相关研究,针对机翼结构,发展了针对梁、肋凸缘以及长桁的建模方法。对模拟边界条件的弹簧的刚度选取进行了详细研究,得到了刚度值的建议选取范围。将等效板模型推广应用到典型机翼结构的静力学、动力学以及静、动气动弹性分析中。通过与有限元计算结果比较发现,两者吻合较好,但等效板方法计算效率更高。等效板模型为翼面早期设计中一种可用的、快速有效的分析模型。 展开更多

关键词 机翼设计 气动弹性 等效板模型 RITZ法 颤振 模态法

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小展弦比超声速机翼颤振的形状敏度解析分析 被引量：1

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作者 杨超 杨佑绪 吴志刚 《中国科学：技术科学》 CSCD 北大核心 2012年第12期1423-1429,共7页

颤振形状敏度指出颤振边界随机翼形状变化的移动情况.由于气动弹性系统质量、刚度和阻尼矩阵和形状设计变量的非线性函数关系,采用有限差分法计算颤振形状敏度耗费巨大,且准确性较低.本文提出一种颤振形状敏度的解析计算方法,考虑的变... 颤振形状敏度指出颤振边界随机翼形状变化的移动情况.由于气动弹性系统质量、刚度和阻尼矩阵和形状设计变量的非线性函数关系,采用有限差分法计算颤振形状敏度耗费巨大,且准确性较低.本文提出一种颤振形状敏度的解析计算方法,考虑的变量主要包括展弦比、梢根比、机翼面积和后掠角.利用等效板模型,并结合一阶活塞理论求解结构质量、刚度和气动矩阵关于设计变量的解析导数.在颤振求解中采用状态空间形式运动方程,通过跟踪气动弹性极点在复平面的轨迹确定颤振速度.利用Lancaster伴随法求得特征值敏度和颤振解析形状敏度.基于解析敏度,利用线性Taylor近似预测基本设计点附近颤振速度随着形状变量的变化情况.通过和重新分析比较发现:本文方法能够准确预测翼面形状基本设计点附近的颤振速度,但对机翼面积和后掠角适用范围有限.利用颤振解析形状敏度,设计人员能在早期阶段在兼顾颤振特性的情况下进行翼面形状设计. 展开更多

关键词 颤振 形状敏度 等效板模型 活塞理论 翼面设计

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