高超声速飞行器机翼颤振主动控制系统

颤 振类型会发 生改 变， 对 飞机 结构 的破坏性 增大 ， 因此若 不能有效抑制机 翼颤振 将对 高超音速 飞行 器 飞行造成 严重后 果 。为此 ， 提 出了一种 形状记 忆 弹簧 扭 转机翼 自适应控 制 系统 ， 该 系统 采 用反馈 控 制， 通过记 忆弹簧驱动控 制产 生相应 的变形 以稳 定结构抑制颤振 。根据 驱动 结构设计 、 理论推 导 以及
基金项 目 ： 国家 自然科 学基金 （ ６ １ ４ ７ １ ２ ９ ９ ） 资助
颤振 。
关
键
词： 高超音速飞行器； 马赫数 ； 记忆合金弹簧 ； Ｐ Ｉ Ｄ控制 ； 颤振
文献 标 志码 ： Ａ 文章 编号 ： １ ０ ０ ０ — ２ ７ ５ ８ （ ２ ０ １ ７ ） ０ ５ — ０ ７ ９ ３ — ０ ５
中图分 类号 ： Ｔ Ｐ ３ ９ ３ ． ０ １
机翼 颤振 是飞行 器 飞行过 程 中最常 见 的气动 弹 性现 象 ， 是 由于气 动 弹性 效 应 引 起 的不 衰 减 的且 振 幅很 大 的振动 。若 不 能 有效 抑制 机 翼 的颤 振 ， 将会 使结 构疲 劳 ， 降低 可 靠性 ， 同 时增 加 飞 机 阻 力 ， 增 加 油耗 。其 中 ， 由于 机 翼表 面 气 流 边界 层 分 离 后 造 成 的失 速 颤振 问题 最 为突 出 。因此 国 内外 一直 在探 索 预 防和避 免机 翼 发生 颤 振 的方 法 ， 最 为有 前 景 的是 采用 主 动控制 技术 来抑 制颤振 。美 国航 空界 专家 已
ｄ ａ ｐ ｔ ｉ ｖ ｅ ｗ ｉ ｎ ｇ ｃ ａ ｍ ｂ ｅ ｒ ） Ｊ ， 并做 了可靠性测试 。李 伟 等人 针对传 统翼 梢小翼在非设计 状态减阻效果 不 佳 的缺点 ， 提 出一 种含 有 形状 记 忆合 金 （ Ｓ ＭＡ） 弹 簧驱动器的变体翼梢小翼结构， 该结构可以根据飞 行 状态 主动调 整 小翼 的倾 斜 角 ， 文提 出 了一 种形状 记 忆弹簧扭转机翼 自适应控制系统 ， 该系统利用反馈 控制系统 ， 主动控制颤振 ； 具体方法为 ： 在机翼 内部 安装形状记忆弹簧扭转机构以感受结构振动 ， 所感
时在变形过程 中不再需要滑动元件 ， 从而使机械结 构更为简单 ， 提高了系统的可靠性 。美 国体斯敦大 学Ｓ ｏ ｎ ｇ等人 提 出了一种 Ｓ Ｍ Ａ驱 动 的喷 气 发动 机
收稿 日期 ： ２ ０ １ ７ － ０ ２ ・ １ ２
制系统 ， 由形状记忆弹簧驱动控制板 ， 产生所需的控 制力 ， 带动机翼绕 中轴旋转 ， 使结构振动趋 于稳定 ， 达 到抑 制颤 振 的 目的。它与 过去经 常采用 的被 动方 法（ 如增加结构刚度、 配重和阻尼 等） 与文献 ［ ６ — ７ ］
高超 声 速飞 行 器 机 翼 颤 振 主 动控 制 系统
高逦 ，孙鹏 ， 矫 丽颖 ，王 逸 帆
（ １ ． 西北 工业大学 计算机学 院 ， 陕西 西安 ７ １ ０ ０ ７ ２ ； ２ ． 西北 工业大学 动力与能源学院 ， 陕西 西安 ７ １ ０ ０ ７ ２ ）
摘
要： 飞行 器飞行过程 中由于气动 弹性 效应会 引起 机翼 颤振 ， 并且 随着飞行 马赫数 （ 速度 ） 的提 高，
确定 开 发主动 气 动弹性 机翼 （ ａ ｃ ｔ ｉ ｖ ｅ ａ ｅ ｒ ｏ ｅ ｌ ａ ｓ ｔ ｉ ｃ ｗ ｉ ｎ ｇ ，
主动 进气 道结 构 （ ａ ｃ ｔ ｉ ｖ ｅ ｊ ｅ ｔ ｅ ｎ ｇ ｉ ｎ ｅ ｉ ｎ ｔ ａ ｋ ｅ ） ， 采 用基 于 非线 性 滑移模 型 的控 制 器 ， 使 进气 口面 积 变化 达 到 ２ ５ ％， 并 保 证 了 系 统 的 渐 进 稳 定 和 消 除 颤 振 。ｓ ． Ｒ ｉ ｃ ｃ ｉ 等人详 细 的分析 了一种 任 务 自适应 式机 翼 ， 设 计 和建 造 了机 翼 模 型 ， 称之为 Ａ Ａ ＷＣ（ ｔ ｈ ｅ ａ ｃ ｔ ｉ ｖ ｅ ａ ．
受 到 的信号按 照 预先确定 的控 制规 律反馈 到主 动控
Ａ Ａ Ｗ） 作 为研究 目标 来彻 底解 决机 翼颤 振 问题 。
然而形状记忆合金因其具有驱动力大 、 多次循
环不 产生 疲劳损 伤 、 变形 率 高 、 变形性能稳定 ， 功 重 比大等 优势 ， 而被 广 泛应 用 于 智 能 材 料结 构 的主 动 控 制 中。在 之 前 的 工 作 中 ， Ｊ ａ ｍ ｅ ｓ等 人 通 过 在 航 空用 发 动机齿 状 喷 口结 构上 安装形 状记 忆合 金薄 片 驱 动器来 改变 喷 口面 积 ， 该 装 置 相 比于传 统 的液 压 或者 马达 系统 ， 具 有 能量 密 度 高 ， 重量轻等优点， 同
２ ０ １ ７年 １ ０ 月
西 北 工 业 大 学 学 报
Ｊ ｏ ｕ ｒ ｎ ａ ｌ ｏ ｆ Ｎ ｏ ｒ ｔ ｈ ｗ ｅ ｓ ｔ ｅ ｎ ｒ Ｐｏ ｌ ｙ ｔ ｅ ｅ ｈ ｎ ｉ ｃ ａ ｌ Ｕｎ ｉ ｖ ｅ ｒ ｓ ｉ ｔ ｙ
０ｃ ｔ ． ２０ｌ ７
第３ ５卷第 ５期
ＶＤ １ ． ３ ５ Ｎ ｏ ． ５
测试实验成功验证 了该方案的可行性 ， 采用参数 自 整定模糊 Ｐ Ｉ Ｄ控制算法， 通过控制实验得到了Ｓ Ｍ Ａ 弹簧驱动 器的偏转 角度 与 电流 强度 的关 系， 在控制 电流 为 ８ Ａ时， 偏转 角度在 ６ ｓ内可达到 ６ ｏ 。 ， 响应 速度 １ ０ 。 ／ ｓ 。事实表 明， 采用文 中设计的形状记忆弹簧扭转机翼 自 适应控制系统 ， 可以对机翼翼 面受 力 状 态进 行 自适 应 监 测与 控 制 ， 使 机 翼 结 构吸 取 的 能量 等 于 消耗 的能 量 ， 保 持 等 幅振 动 而不 发 生