一、基于非定常气动力低阶模型的气动弹性主动控制律设计（论文文献综述）
李金玖[1]（2021）在《基于谐波平衡法的叶片表面压力的降阶模型》文中研究说明随着航空工业的快速发展,压气机作为航空发动机中提升压力的主要部件,对其性能要求也就越来越高,这就导致压气机内部各级叶片的间距不断减小,动静叶干涉作用越来越强,此时,叶片受到上游尾流与下游背势流的干涉作用也越来越严重。而上游尾流与下游背势流都具有一定的周期性,这种周期性的干涉作用则会使叶片流场产生周期性的振荡,进而引起叶片的表面压力发生周期性的变化,同时会使得叶片产生强迫振动,甚至导致叶片疲劳破坏,严重威胁着航空发动机的安全性与使用寿命。目前,数值模拟方法是除实验方法外研究压气机叶片非定常表面压力的一种可靠的技术手段,但其计算量大,耗时久,效率低,难以满足航空发动机叶片的快速优化设计。针对这一问题,本文在谐波平衡法的理论基础上,建立了叶片表面压力的降阶模型,对动静叶干涉问题中的叶片的表面压力进行了分析研究。本文的主要工作如下:基于谐波平衡法,建立了压气机叶片表面压力的降阶模型,在叶片流场进口处施加不同总压信号,对叶片的表面压力进行研究,并利用CFD对降阶模型的结果进行对比验证。分析得出:该降阶模型能够快速准确的计算出压气机叶片的表面压力。随后,在压气机叶片流场状态变量的降阶模型的基础上,对动静叶干涉中背势流激励上游流场所引起的叶片表面压力发生变化的问题进行研究,建立了背势流激励下的叶片表面压力的降阶模型。与CFD结果进行对比后,得出:在单独使用周期性背压与出口流向角激励上游流场时,该降阶模型能够快速准确的对叶片的表面压力响应进行预测;使用完整背势流激励上游流场时,该降阶模型则存在较大的误差。建立尾流激励下的参数化叶片表面压力的降阶模型。通过对叶片进行参数化扰动,找出了参数扰动与叶片表面压力之间的对应关系;将叶片流场进口处的总压与进气角变化的共同作用来表征尾流激励,分析动静叶干涉中尾流激励对叶片表面压力的影响。在此基础上,对叶片参数化与尾流激励共同作用下的叶片表面压力进行分析。与CFD计算结果对比分析,可知;利用压力核可以快速准确的将参数扰动后的叶片表面压力进行求解;所建立的尾流激励下的参数化叶片表面压力的降阶模型能够准确有效的预测叶片的表面压力。
黄锐,胡海岩[2]（2021）在《飞行器非线性气动伺服弹性力学》文中指出现代飞行器日益呈现结构轻质化、控制系统宽通带和高权限的发展趋势.因此,非定常气动力、柔性结构和主动控制系统三者间的耦合力学成为重要的研究领域.自20世纪80年代起,航空界开始关注受控飞行器的气动弹性稳定性以及主动控制问题,但对气动/结构的非线性效应、控制回路时滞对受控飞行器动力学行为的影响规律研究尚不充分.研究这些影响规律不仅涉及非线性、高维数、多变参数和时滞效应等难题,而且必须面对空气动力、飞行器结构、驱动机构、控制系统之间的强耦合问题.其中的前沿难题是:发展非线性气动伺服弹性动力学建模理论,揭示上述因素诱发受控气动弹性振动的动力学机理,开展气动伺服弹性控制风洞实验.本文针对非线性气动伺服弹性力学所涉及的非线性非定常气动力建模、非线性结构动力学、气动伺服弹性控制律设计、气动伺服弹性实验,总结相关研究现状和最新进展,特别是近年来作者学术团队的研究成果,并对进一步研究给出若干建议.
张伟伟,寇家庆,刘溢浪[3]（2021）在《智能赋能流体力学展望》文中研究说明人工智能（AI）是21世纪的前沿科技,流体力学如何在智能化时代焕发青春是值得本领域研究者思考的话题。从智能赋能流体力学角度,就其研究内涵、研究内容、近期研究及难点进行了总结,并对智能流体力学未来的发展进行了展望。研究指出,流体力学计算或试验中所产生的数据是天生的大数据,如何通过深度神经网络、随机森林、强化学习等机器学习方法来利用这些数据,缓解甚至替代理论和方法层面对人脑的依赖,挖掘新的知识,成为一种新的研究范式;相关研究将涵盖流动控制方程的机器学习、湍流模型的机器学习、物理量纲分析与标度的智能化以及数值模拟方法的智能化;借助人工智能技术,发展流动信息特征提取与多源数据融合的智能化是流体力学发展的迫切需求;研究内容应至少涵盖海量数据挖掘方法以及多源气动数据的智能融合;发展数据驱动的流体力学多学科、多物理场耦合建模与控制是工程应用的迫切需求,相关工作涉及多场耦合建模、气动外形智能优化设计以及流动智能自适应控制等方面。
任峰,高传强,唐辉[4]（2021）在《机器学习在流动控制领域的应用及发展趋势》文中提出流动控制作为流体力学中的重要跨学科领域,一直是科学研究和工程应用关注的焦点之一。由于流动系统具有强非线性等复杂特征,对流动的控制尤其是闭环控制,一直颇富挑战性。近年来机器学习的迅速发展为许多学科带来了新的方法、新的视角和新的观点,对于流动控制领域亦是如此。通过回顾现阶段三类基于机器学习的流动控制方法,为主动流动控制领域的研究者展示机器学习在流动控制中应用的整体概况,进而勾勒出本领域的发展趋势。
孙旭炳[5]（2020）在《考虑作动器饱和的二元翼段阵风减缓主动控制》文中进行了进一步梳理利用控制面偏转改变气动力来消除飞行器飞行过程中的阵风干扰是实现阵风减缓主动控制的常用方法,但在实际工程中,用于驱动控制面的作动器不可避免地存在着饱和约束现象,这将对控制系统的动态响应造成复杂影响,导致根据线性系统设计的控制律无法达到预期的减缓效果和稳定性。本文针对包含作动器饱和的三自由度二元机翼开展阵风减缓主动控制的研究,采用参量Lyapunov法设计了一种抗饱和控制器,将其与未考虑饱和约束的LQR控制器进行对比分析,验证所设计抗饱和控制器的有效性与优越性。主要研究内容如下:（1）建立含作动器饱和约束的二元翼段阵风载荷气动弹性模型。首先选择超声电机为作动器,对其幅值设置饱和约束,并完成作动器的数学建模;然后选择二元翼段作为被控对象,基于Theodorsen气动力理论、wanger函数以及Küsser函数推导得到翼段在谐和阵风场中受到的升力和俯仰力矩;最后联立作动器动力学方程得到包含作动器饱和约束的二元翼段状态方程。（2）针对含作动器饱和约束的二元翼段在阵风场中的响应设计了两种不同的控制器。一种为忽略作动器饱和影响,基于最优控制理论和标准卡尔曼滤波设计的LQR控制器;另一种为考虑作动器饱和约束影响,利用参量Lyapunov法和卡尔曼滤波设计的抗饱和控制器。除此之外,还给出了一种估计系统吸引域的方法。（3）选用实验所需组件,搭建风洞实验平台。首先组装二元翼段模型并对模型参数进行测量,并利用开口型回流风洞和一种新型阵风发生装置营造实验所需阵风环境;然后选择OVW2-2048-2MD型光电编码器测量主翼俯仰角和控制面偏转角变化,通过LK-G系列激光位移传感器测量翼段在沉浮方向位移值变化,并以TMS320F2812型DSP开发板作为系统的数字信号处理器;最后基于JAVA开发了桌面控制软件。（4）结合数值仿真和风洞实验对两种控制器的控制效果进行分析。首先利用数值仿真估计系统的吸引域;接着设置不同的超声电机幅值极限值,获得不同饱和约束下所设计LQR控制器和抗饱和控制器对翼段阵风载荷的减缓效果;然后搭建风洞实验平台,得到两种控制器在实际实验中抑制翼段振动的减缓效率;最后结合仿真和实验得到的结果,验证所设计的抗饱和控制器的可行性和其相对于普通控制器的性能优越性,并探讨了超声电机幅值饱和极限大小对于抗饱和控制器性能的影响,发现饱和极限过小时抗饱和控制器的减缓效果不理想,而饱和极限过大时其减缓效果并没有明显优于LQR控制器。
杭晓晨[6]（2019）在《大柔性飞行器气弹系统建模及稳定性分析》文中研究表明高空长航时大柔性飞行器可用于执行侦察、监测、预警和通信中继等任务,具有广阔的发展潜力及应用前景,是临近空间飞行器重要的结构形式之一。为了提高气动效率、任务载荷,此类飞行器通常采用轻质复合材料,具有大展弦比柔性机翼。大柔性飞行器结构与气动荷载耦合形成的气动弹性问题,与传统飞机有很大区别,体现在结构变形较大、系统中不确定性因素突出、弹性振动与刚体模态产生耦合等方面。这些特点决定了以往的非定常气动力理论、气弹稳定性建模和分析方法可能并不再适用。因此,有必要发展新的气弹系统动力学建模和稳定性求解方法,为此类新型大柔性飞行器的结构设计与气弹分析提供支撑。在上述需求的牵引下,本文主要开展了以下研究工作:1、研究了大柔性飞行器气弹稳定性分析特征值问题的构造及求解方法。将控制理论中的结构奇异值理论应用到气弹系统的稳定性分析中,以来流动压为有界摄动量,构造状态空间域的系统矩阵和特征值问题,最终获得标称气弹稳定性边界。算例研究表明,相比于经典的频域颤振分析方法,该方法具有更好的精度,得到的稳定性边界与实验值更吻合。该方法作为本文后续气弹系统稳定性分析的理论基础。2、提出了一种具有统一形式的气弹系统状态空间建模方法。对几种常用的非定常气动力理论模型进行了推导,并结合有限元模型的状态空间方程,给出了建立于状态空间的气弹系统统一形式。在此统一形式的基础上,研究了气弹系统与控制系统的耦合、颤振模态追踪等问题。算例研究表明,该方法具有形式统一、易于多学科耦合、能够兼顾时/频域分析的优点。采用文本提出的基于左-右特征向量正交检验的模态追踪算法,能够比传统的基于MAC值的模态追踪算法更为准确地分辨大柔性飞行器结构颤振模态变化趋势。后续章节针对大柔性飞行器气弹稳定性的研究都采用了本章提出的统一状态空间建模方法。3、建立了基于非定常涡格法气动力理论的柔性飞行器结构时间步长推进仿真框架。提出了一种基于瞬时变形信息的时变无限板样条插值方法,基于此插值方法给出了非定常涡格法与梁单元有限元结构、壳单元有限元模型的耦合分析框架。为了构造气弹系统的时域离散状态空间方程以便进行稳定性分析,研究了基于UVLM非定常气动力的解析气弹灵敏度分析方法。算例研究表明,时变无限板样条插值相对于传统方法更符合实际情况,得到的气动荷载分布更为准确。基于链式法则的解析气弹灵敏度分析方法能够解决UVLM时间迭代仿真不易求解特征值的问题。采用了三种不同建模精度的大柔性飞行器结构模型,验证了基于UVLM气动力的气弹系统建模和稳定性分析方法的有效性。4、研究了基于结构奇异值理论的大柔性飞行器结构鲁棒颤振稳定性分析方法。推导了基于结构奇异值理论的气弹系统线性分式变换结构形式,并给出了考虑结构刚度/阻尼参数不确定性、模态参数不确定性、气动力参数不确定性的鲁棒气弹系统建模方法。算例研究表明,在构建标准P-Δ反馈系统时,将参数不确定性项提取为增广方程,可以显着降低代数推导工作量。在大展弦比长直机翼结构中,气弹稳定性对模态阻尼参数不确定性最为敏感,对于气动力参数不确定性较不敏感。由于计及了不确定性的不利取值影响,鲁棒颤振稳定边界总是小于标称颤振边界。将算例结果与文献值对比,证明了本文提出的基于结构奇异值理论的鲁棒气弹稳定性分析方法准确有效。5、研究了大柔性飞行器结构考虑刚弹耦合效应后的建模和稳定性分析方法。将平均轴系法与前文所述的气弹系统统一状态空间方程结合,发展了一种模态坐标下的刚弹耦合建模方法。通过定义合适的平均轴系,并假设整机瞬时质心不变,在飞行器平衡状态附近将刚体运动方程线性化,进而得到与弹性运动无耦合项的整机刚体运动方程。联合气弹系统统一状态空间模型,叠加得到考虑刚弹耦合的气弹系统控制方程。通过混合机翼体模型的仿真算例验证了考虑刚弹耦合效应后系统建模与稳定性分析方法的有效性。算例研究表明,考虑刚弹耦合效应后的全机自由模态基频小于约束的悬臂机翼模型的基频。刚弹耦合效应使得结构的稳定性边界降低,在本文采用的混合机翼体模型中,降幅达到了29.6%。体自由度颤振表现为刚体短周期模态与机翼对称一弯模态耦合诱发的颤振。
陈志强[7]（2019）在《基于参数化降阶模型的高超声速气动弹性问题研究》文中研究指明高超声速飞行器一般是指在大气层或跨大气层中以5马赫以上的速度飞行的飞行器,是当前和未来飞行器的重要发展方向。高超声速飞行器通常采用细长的升力体布局,由于重量限制,机身和机翼具有一定柔性,加之流场、飞行动力学、结构动力学、控制器和推进系统之间的复杂相互作用,引起高超声速飞行器气动弹性和热气动弹性问题。准确且高效地预测气动力、热气动载荷、结构温度分布、热变形和热应力以及热结构的振动响应非常重要并极具挑战性。基于国内外高超声速气动弹性研究现状以及工程应用背景,本文开展了严酷气动加热环境下的高超声速机翼的热气动弹性问题研究。通过建立高超声速非定常气动力的参数化降阶方法、气动加热影响下的热模态重构方法,探索高效且准确的高超声速热气动弹性分析方法。同时研究基于非定常气动力的参数化降阶方法的高超声速气动伺服弹性现象。主要研究内容和学术贡献如下:（1）针对二元翼段,基于计算流体力学（CFD:Computational Fluid Dynamics）方法对高超声速气动弹性进行数值仿真,分析了迎角和飞行高度对颤振和极限环的影响。针对三维小展弦比机翼,基于CFD和计算热结构动力学（CTSD:Computational Thermo Structural Dynamics）技术计算气动加热结构的热模态,分析了不同飞行参数下气动加热对结构振动特性的影响,并进行了热气动弹性仿真。（2）基于小扰动下高超声速流的准定常效应,提出了一种高超声速非定常气动力参数化降阶方法（ROM:Reduced-Order Model）。首先,根据准稳态性质,利用定常CFD方法对稳态部分进行近似计算,然后使用活塞理论导出的简单解析表达式对非稳态效应进行修正。基于本征正交分解（POD:Proper Orthogonal Decomposition）和Kriging插值,构建了定常气动力的参数化ROM,将定常CFD的计算成本降至最低。数值结果表明:在广泛的参数空间内,该参数化ROM具有高效、高精度的优点。（3）基于Grassmann流形、流形测地线等概念,并结合最小二乘支持向量机（LS-SVM:Least Squares Support Vector Machine）提出了一种自适应POD方法。对于给定参数空间内的任意参数点,利用Grassmann流形切空间插值方法,生成了该参数点对应的新的POD模态矩阵。利用LS-SVM得到施加激励与相应POD系数之间的动态关系,得到了非定常气动力的参数化ROM。把该ROM与结构方程耦合,进行了气动弹性仿真。与直接CFD仿真结果的对比研究表明,该参数化ROM能够高效地预测气动特性、颤振边界和极限环振荡。（4）提出了一种基于Grassmann流形切空间插值和Kriging插值的热模态重构方法。在预先定义的飞行参数范围内选取有限样本点,基于CFD和CTSD技术获得各样本点处的模态数据。采用Grassmann流形切空间插值方法得到参数空间内任一飞行条件下的模态矩阵,应用Kriging代理模型建立了各阶固有频率与设计变量之间的近似关系,从而可快速且精确的获得对应的热模态数据。与前述的非定常气动力参数化ROM结合,构建一个高效和准确的高超声速热气动弹性分析方法。在参数空间内该方法可进行快速气动弹性响应的准确预测。与直接CFD/CTSD耦合方法比较,计算效率得到很大提高。（5）把前述提出的非定常气动力参数化ROM应用到高超声速气动伺服弹性分析中。采用自抗扰技术（ADRC:Active Disturbance Rejection Control）设计了自适应颤振抑制控制器。把LS-SVM嵌入到经典ADRC中,进而提高控制器的控制品质和鲁棒性。针对三自由度翼型的气动伺服弹性问题,设计了SVM-ADRC颤振抑制控制器。数值结果表明:与经典ADRC控制器相比,SVM-ADRC控制器在参数空间内具有更好的控制性能,可大幅提高颤振马赫数。
全景阁[8]（2019）在《分离流中若干气动弹性问题研究》文中提出分离流动是航空航天、桥梁船舶、生物化工等众多领域经常会遇见的一种流动现象。分离流的流动结构很复杂,流动具有强烈的非定常、非线性特性,给结构强度和稳定性带来了很大的影响,引起许多复杂的气动弹性问题。现有的针对分离流动的气动弹性研究工作不够深入,对相关气动弹性问题诱导机理的理解还存在不足,缺乏合理的解释。本文针对航空航天领域典型的分离流动,采用非定常气动力与结构动力学相耦合的时域仿真方法,以及基于气动力降阶技术的气动弹性分析方法,开展分离流中的气动弹性问题研究,并对相关复杂气动弹性问题的诱发机理进行分析研究。主要涉及低速大迎角失速流动、大迎角旋涡脱落流动、跨声速激波抖振流动与大迎角三角翼分离旋涡流动。论文主要研究内容如下:（1）研究了振荡翼型大迎角旋涡流动中的锁频现象,开展了锁频特性的研究。针对大迎角状态下的旋涡脱落流动,采用基于雷诺平均的Navier-Stokes方程对NACA0012翼型俯仰方向的简谐运动进行了数值模拟,研究不同形式的结构振动对分离旋涡流动特性的影响。研究中发现了流动的锁频现象,表现为流动特征频率不再是旋涡脱落频率,而是与翼型振荡频率保持一致。锁频存在的范围区间受翼型振荡频率和幅值的影响,呈V形的漏斗状,表现出明显的不对称性。由于旋涡流动的强非线性特性,翼型振荡相位对流动特性也有一定的影响,尤其是处于过渡状态的流动,容易受到振荡相位的影响,流动特性转变为锁频状态。（2）建立了基于气动力降阶技术的翼型大迎角失速颤振气动弹性分析方法,揭示了大迎角失速颤振的诱发机理。针对大迎角失速后、旋涡脱落前的分离流动,使用基于系统辨识的气动力降阶模型,耦合结构运动方程,在状态空间内建立了基于ROM技术的气动弹性分析方法。考虑翼型俯仰自由度的弹性效应,开展了翼型大迎角失速颤振的稳定性分析及诱发机理研究。研究发现,大迎角失速后,流场存在潜在的不稳定流动特征模态。越接近旋涡脱落的临界迎角,流动潜在的不稳定性越强烈,弹性翼型越容易发生气动弹性失稳。翼型大迎角失速颤振的失稳特性中存在模态跃迁现象,流动模态和结构模态相互耦合相互竞争导致系统在不同状态表现出不同的失稳特征。在较大结构固有频率或较高质量比时表现为结构模态失稳,而在较小结构固有频率或较低质量比时则表现为流动模态失稳。大迎角失速颤振的本质是不稳定流动模态和结构模态相互耦合引起的单自由度颤振。（3）通过CFD/CSD耦合方法对跨声速复杂气动弹性现象进行了深入分析,重点针对弹性翼型跨声速抖振流动中出现的锁频现象,开展深入细致的锁频特性研究,以及锁频诱发机理的探索研究。对传统共振诱导锁频的学说提出了质疑,并提出了模态耦合颤振诱发锁频的新观点。研究发现,本文的锁频存在区间已远远偏离典型共振区,不再满足频率接近条件,而且翼型俯仰位移的幅值也没有在频率共振点处达到最大值。而质量比和结构阻尼对锁频区间的影响,也超出了传统共振理论所能解释的范围。本文的锁频现象已无法再用传统共振诱导锁频的机理来解释。在本文的研究结果中发现,远离典型共振区时,翼型的力系数响应曲线呈现流动模态和结构模态相互竞争的局面,系统响应经历强迫振动到自激振动的转变,最终导致结构模态失稳,诱发锁频。由此可见,跨声速抖振中的锁频现象并不是由共振引起的,而是由不稳定流动模态与结构模态相互耦合诱发的单自由度颤振引起的。（4）使用CFD/CSD数值方法系统地研究了三角翼分离涡破裂前和分离涡破裂后的复杂气动弹性问题。为了缓解计算精度和计算效率的矛盾,分别采用不同的气动力求解方法对三角翼分离涡破裂前和分离涡破裂后的气动弹性问题进行研究。采用Euler方法求解分离涡破裂前的气动力,而采用DES方法求解分离涡破后的非定常气动力,然后耦合结构运动方程,进行气动弹性问题研究。研究发现,三角翼主体分离涡破裂前的流动表现出强烈的无黏特性,其气动弹性问题表现为单纯的颤振问题,主要由结构一二阶模态的耦合诱发颤振失稳。而分离涡破裂后的流动具有强烈的气动力非线性,相应的气动弹性问题比较复杂,既存在颤振失稳特性,也存在抖振特性,呈现颤振与抖振博弈的现象。
张晓辉[9]（2019）在《高超声速飞行器机翼颤振减损控制研究》文中提出高超声速飞行器作为一种飞行速度超过5倍音速的飞行器,其极端的飞行环境使飞行器在飞行过程中将面临更加复杂的气动弹性问题。机翼作为飞行器升力产生的主要部件,其颤振问题是高超声速飞行器面临的主要气动弹性问题之一。一旦机翼发生颤振,如果不加以有效控制,机翼所承受的载荷变化将不可避免的影响到飞行器的飞行动态,然后变化的飞行动态将进一步影响机翼的颤振运动。本文综合机翼颤振模型及高超声速飞行器纵向模型,研究考虑飞行动态的机翼颤振特性,并建立损伤模型观察颤振时机翼的损伤演变情况,然后设计控制器对机翼颤振进行有效控制以减缓机翼损伤。论文的主要内容如下:首先,通过拉格朗日方程建立二自由度机翼颤振模型,并利用三阶活塞理论求解颤振时机翼上下表面的非定常气动力。通过耦合方程将高超声速飞行器纵向短周期动态引入到机翼颤振模型中,并通过仿真对考虑飞行动态的机翼颤振与传统颤振模型进行了颤振特性对比。其次,基于应力-应变模型、应变-寿命模型、Miner损伤理论建立线性损伤模型,并依据裂纹疲劳损伤模型的非线性特征,建立基于时间的非线性动态损伤动力学模型,用于估计机翼颤振所造成的损伤,并通过仿真分析所提出的模型与传统机翼颤振模型的颤振所造成的机翼损伤的变化。然后,基于预测控制的相关理论设计预测控制器对二自由度机翼颤振进行控制。通过在有限时间范围内预测机翼颤振系统的未来行为,设计目标函数并计算出每一时刻的最优控制输入对二自由度机翼颤振运动进行控制,并仿真验证预测控制器对机翼颤振沉浮和俯仰方向的控制效果。接着,基于考虑飞行动态的二自由度机翼颤振模型,建立了更加准确的考虑机翼操纵面偏转影响的三自由度机翼颤振模型,设计预测控制器对三自由度机翼颤振进行控制,观察损伤在控制前后的变化情况。并针对预测控制抗扰性差的缺点设计积分预测控制器和具有自适应预测时间的积分预测控制器对机翼颤振进行控制,并对比存在扰动和不存在扰动时,三种控制器的控制效果。最后,基于线性损伤模型研究损伤对机翼颤振运动的影响,并将损伤的影响看作系统的干扰,设计具有自适应预测时间的鲁棒积分预测控制器对考虑损伤扰动的机翼颤振运动进行控制。对比观察颤振响应及损伤抑制情况,并通过仿真验证了所设计的具有自适应预测时间的积分预测控制器的有效性。
李鸿坤[10]（2018）在《飞机体自由度颤振及机动载荷的主动控制研究》文中研究表明现代飞机常采用轻质结构来满足长航时、高速度、高机动性等要求,但轻质结构与空气动力相互耦合产生的气动弹性效应会给飞机的飞行品质、结构寿命等带来不利影响。气动弹性控制技术为解决先进轻质飞机的气动弹性问题提供了一种解决途径,但仍存在诸多亟待解决的关键问题。例如,对于飞翼布局飞机,其柔性机翼结构的弹性模态频率与飞机的刚体模态频率接近,飞机短周期刚体模态参与的耦合颤振形态（体自由度颤振）给主动控制律设计带来困难;再如,在高机动战斗机的机动载荷减缓控制律设计方面,仍需要提高载荷减缓系统对于飞行参数（如飞行马赫数）的自适应特性。本文主要针对飞翼布局飞机的体自由度颤振主动抑制和高性能战斗机的机动载荷减缓问题开展研究,主要研究内容和学术贡献如下:1.对全机的气动弹性建模问题进行了研究。使用高阶面元法计算亚音速非定常气动力,将其与飞机结构弹性相耦合,建立气动弹性状态方程;对飞机的刚体模态进行变换,引入飞行状态参数,建立了考虑飞行动力学的气动弹性状态方程。2.针对飞翼布局无人机,使用上述方法建立了全机气动伺服弹性数学模型,并分析其颤振特性。分析结果表明,在较低飞行速度时,无人机的刚体短周期模态会与低阶弹性模态耦合,从而引发体自由度颤振。针对这种现象,提出一种体自由度颤振鲁棒控制器,并采用两种不同的控制面方案进行控制器设计。数值仿真结果表明,两种控制面选取方案均可使该无人机的颤振临界速度得到显着提升;通过两组方案的对比发现,多组控制面协同作用方案能够获得更好效果。3.针对高性能的战斗机的机动载荷减缓问题,提出了一种基于递归神经网络的自适应载荷减缓控制器。该控制器通过两个神经网络的连接,可实现系统在线辨识和机动载荷减缓。与此同时,对递归神经网络引入初始权重因子概念,使控制器不需要重新进行参数设计即可实现变飞行条件下的自适应载荷减缓。数值仿真结果表明,该方法能够对战斗机在较大马赫数范围内做机动飞行时产生的附加载荷进行有效的减缓。4.针对具有飞行参数不确定性的机动载荷减缓问题,提出了一种基于线性参变（Linear Parameter-Varying,LPV）模型的鲁棒载荷减缓控制器设计方法。首先,对变化的飞行参数建立LPV模型,并基于线性分式变换提出一种LPV模型不确定性建模方法,将参数变化作为模型不确定性进行建模;然后,对于含不确定性的系统模型,基于鲁棒控制理论设计控制器,实现给定参数范围内的机动载荷减缓。机动载荷减缓系统在其作用的同时,会对飞机的机动性能产生影响,为了在线修正这种影响,提出一种基于递归神经网络理论的飞行控制器,可实现飞行参数变化范围内的自适应飞行控制。最终,在两个控制器的协同作用下,可实现变飞行参数的机动载荷减缓。数值仿真结果表明,基于该方法设计的控制系统能实现战斗机在较大马赫数范围内的机动载荷减缓,并且具有较好的抗噪声能力。
二、基于非定常气动力低阶模型的气动弹性主动控制律设计（论文开题报告）
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
本文主要提出一款精简64位RISC处理器存储管理单元结构并详细分析其设计过程。在该MMU结构中,TLB采用叁个分离的TLB,TLB采用基于内容查找的相联存储器并行查找,支持粗粒度为64KB和细粒度为4KB两种页面大小,采用多级分层页表结构映射地址空间,并详细论述了四级页表转换过程,TLB结构组织等。该MMU结构将作为该处理器存储系统实现的一个重要组成部分。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
三、基于非定常气动力低阶模型的气动弹性主动控制律设计（论文提纲范文）
（1）基于谐波平衡法的叶片表面压力的降阶模型（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 1 绪论 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 压气机叶片非定常气动力研究现状 |
| 1.3 降阶模型研究现状 |
| 1.4 本文研究内容和意义 |
| 2 压气机叶片表面压力的降阶模型方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 基于谐波平衡法的压气机叶片表面压力的降阶模型 |
| 2.3 不同进口总压激励下的压气机叶片表面压力的降阶模型算例 |
| 2.4 本章小结 |
| 3 背势流激励下的叶片表面压力的降阶模型方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 背势流激励下的叶片表面压力的降阶模型分析 |
| 3.2.1 建立背压激励下的叶片表面压力的降阶模型 |
| 3.2.2 建立出口流向角激励下叶片的表面压力的降阶模型 |
| 3.2.3 建立背势流激励下叶片的表面压力的降阶模型 |
| 3.3 背势流激励下的叶片表面压力的降阶模型算例分析 |
| 3.3.1 背压激励下的叶片表面压力的降阶模型算例 |
| 3.3.2 出口流向角激励下的叶片表面压力的降阶模型算例 |
| 3.3.3 背势流激励下的叶片表面压力的降阶模型算例 |
| 3.4 本章小结 |
| 4 尾流激励下的参数化叶片表面压力的降阶模型方法 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 尾流激励下的参数化叶片表面压力的降阶模型 |
| 4.2.1 叶片形状参数化扰动 |
| 4.2.2 建立尾流激励下的叶片表面压力的降阶模型 |
| 4.2.3 建立尾流激励下的参数化叶片表面压力的降阶模型 |
| 4.3 尾流激励下的参数化叶片表面压力的降阶模型的算例分析 |
| 4.3.1 叶片参数化扰动对表面压力影响的形状核求解 |
| 4.3.2 尾流激励下的叶片表面压力的降阶模型算例 |
| 4.3.3 尾流激励下的参数化叶片表面压力的降阶模型的算例 |
| 4.4 本章小结 |
| 5 总结与展望 |
| 5.1 总结 |
| 5.2 展望 |
| 参考文献 |
| 攻读硕士期间发表的论文及所取得的研究成果 |
| 致谢 |
（2）飞行器非线性气动伺服弹性力学（论文提纲范文）
| 1 引言 |
| 2 非定常空气动力学模型 |
| 2.1 非定常气动力系统的非线性辨识 |
| 2.2 非定常气动力的数据驱动建模 |
| 3 非线性结构动力学 |
| 3.1 具有时变参数的非线性结构动力学建模 |
| 3.2 变体机翼非线性气动伺服弹性力学特性 |
| 4 气动伺服弹性控制律设计 |
| 4.1 气动伺服弹性鲁棒控制 |
| 4.2 气动伺服弹性时滞反馈控制 |
| 4.3 气动伺服弹性的自抗扰控制 |
| 4.4 基于强化学习的控制律设计 |
| 5 气动伺服弹性实验 |
| 5.1 气动伺服弹性系统的实验/试验 |
| 5.2 气动伺服弹性系统实验的时滞效应 |
| 5.3 全机体自由度颤振主动抑制实验 |
| 6 非线性气动伺服弹性力学研究面临的新挑战 |
| 6.1 飞行器非定常气动力数据驱动建模方法研究 |
| 6.2 飞行器非线性/时变结构动力学 |
| 6.3 柔性飞行器的气动弹性控制与飞行试验 |
| 7 结论 |
（3）智能赋能流体力学展望（论文提纲范文）
| 1 流体力学方程、模型和方法的智能构建 |
| 1.1 流体力学控制方程的机器学习 |
| 1.2 湍流建模的机器学习方法 |
| 1.3 流体物理量纲分析/标度智能化 |
| 1.4 流动数值模拟方法的智能化 |
| 2 流动特征提取与数据融合方法的智能化 |
| 2.1 流动特征提取与数据挖掘 |
| 2.2 多源气动力数据的智能融合 |
| 2.2.1 针对高、低精度数据的气动力融合方法 |
| 2.2.2 针对不同状态数据的气动力融合方法 |
| 3 数据驱动的多学科、多物理场耦合建模与控制 |
| 3.1 数据驱动的多场耦合建模 |
| 3.2 气动外形智能优化设计 |
| 3.3 智能化、自适应流动控制 |
| 4 总结与展望 |
| 附录A |
（4）机器学习在流动控制领域的应用及发展趋势（论文提纲范文）
| 1 面向流动控制的流动降阶模型 |
| 1.1 基于降阶模型的主动流动控制 |
| 1.2 机器学习与系统辨识和降阶模型的结合 |
| 2 基于遗传规划的主动流动控制 |
| 2.1 遗传规划方法 |
| 2.2 实验 |
| 2.3 数值模拟 |
| 3 基于人工神经网络与深度强化学习的主动流动控制 |
| 3.1 人工神经网络 |
| 3.2 深度强化学习 |
| 3.3 壁湍流控制 |
| 3.4 钝体绕流控制 |
| 3.5 对流控制 |
| 3.6 生物体运动行为操控 |
| 4 总结与展望 |
（5）考虑作动器饱和的二元翼段阵风减缓主动控制（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 阵风载荷减缓主动控制技术研究 |
| 1.2.1 阵风载荷减缓控制技术概述 |
| 1.2.2 阵风减缓主动控制研究现状 |
| 1.3 控制系统中的作动器饱和问题研究 |
| 1.3.1 作动器饱和问题概述 |
| 1.3.2 考虑作动器饱和的控制系统研究现状 |
| 1.4 本文的主要研究内容 |
| 第二章 考虑作动器饱和的阵风载荷控制系统建立 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 超声电机作动器建模 |
| 2.2.1 超声电机工作原理 |
| 2.2.2 考虑饱和约束的超声电机数学建模 |
| 2.3 阵风模型的建立 |
| 2.3.1 离散阵风模型 |
| 2.3.2 连续阵风模型 |
| 2.4 三自由度二元翼段的非定常气动力计算 |
| 2.4.1 三自由度二元翼段运动微分方程 |
| 2.4.2 三自由度二元翼段作任意运动的非定常气动力 |
| 2.4.3 阵风干扰产生的非定常气动力 |
| 2.5 考虑作动器饱和的三自由度二元翼段状态方程 |
| 2.5.1 含作动器饱和的翼段状态方程建立 |
| 2.5.2 连续系统的离散化处理 |
| 2.6 本章小结 |
| 第三章 考虑作动器饱和系统的控制器设计 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 作动器饱和对控制系统的影响 |
| 3.2.1 翼段模型的稳定性判断 |
| 3.2.2 作动器饱和分析 |
| 3.3 未考虑作动器饱和设计的传统控制器 |
| 3.3.1 未考虑作动器饱和翼段模型的状态方程 |
| 3.3.2 卡尔曼滤波获取翼段模型全状态 |
| 3.3.3 基于最优控制理论得到控制律 |
| 3.4 考虑作动器饱和设计的控制器 |
| 3.4.1 参量Lyapunov法设计控制律 |
| 3.4.2 极大不变椭球半径ρ的估计 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 以超声电机为作动器的翼段阵风减缓实验系统设计 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 翼段模型设计 |
| 4.2.1 翼型选择和设计 |
| 4.2.2 翼段模型参数的测量和计算 |
| 4.3 阵风环境构建 |
| 4.3.1 风洞环境 |
| 4.3.2 阵风发生装置 |
| 4.4 传感器选择 |
| 4.4.1 激光位移传感器 |
| 4.4.2 光电编码器 |
| 4.5 作动器控制系统设计 |
| 4.5.1 超声电机选型 |
| 4.5.2 超声电机控制系统 |
| 4.5.3 超声电机控制系统运行效果 |
| 4.6 计算机操作软件设计 |
| 4.6.1 串口通信模块 |
| 4.6.2 基于Java的操作软件开发 |
| 4.7 本章小结 |
| 第五章 数值仿真和风洞实验 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 数值仿真 |
| 5.2.1 实验环境仿真 |
| 5.2.2 系统的吸引域估计 |
| 5.2.3 两种作动器控制效果数值仿真和比较 |
| 5.3 风洞实验 |
| 5.3.1 实验系统搭建 |
| 5.3.2 风速标定 |
| 5.3.3 翼段模型阵风减缓实验 |
| 5.4 本章小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 本文工作总结 |
| 6.2 下一步工作与展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果 |
（6）大柔性飞行器气弹系统建模及稳定性分析（论文提纲范文）
| 摘要 |
| Abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景与研究意义 |
| 1.1.1 大柔性飞行器的发展现状与趋势 |
| 1.1.2 大柔性飞行器的气弹稳定性问题 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 非定常气动力模型 |
| 1.2.2 大柔性飞行器的结构和气弹系统建模方法 |
| 1.2.3 气弹系统鲁棒稳定性分析方法 |
| 1.2.4 大柔性飞行器刚弹耦合效应研究 |
| 1.3 本文的研究内容与安排 |
| 第二章 气弹颤振特征值问题构造及分析方法 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 典型气弹系统动力学方程 |
| 2.3 经典频域颤振分析方法 |
| 2.3.1 V-g法 |
| 2.3.2 p-k法 |
| 2.4 控制理论中的稳定性分析方法 |
| 2.4.1 状态空间方程和根轨迹法 |
| 2.4.2 基于结构奇异值的动压摄动稳定性分析方法 |
| 2.5 二元机翼的颤振稳定性分析 |
| 2.6 三维机翼的颤振稳定性分析 |
| 2.7 本章小结 |
| 第三章 气弹系统的状态空间统一建模方法 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 多种气动力理论的统一状态空间建模方法 |
| 3.2.1 Wagner函数 |
| 3.2.2 有限状态入射流理论 |
| 3.2.3 基于有理函数拟合的气动力理论 |
| 3.3 气弹状态空间模型的统一形式 |
| 3.4 统一状态空间建模方法与控制系统的耦合 |
| 3.5 基于左右特征向量正交检验的颤振模态追踪方法 |
| 3.6 仿真算例与验证 |
| 3.6.1 二元翼段模型 |
| 3.6.2 线性翼盒模型 |
| 3.6.3 大柔性悬臂机翼模型 |
| 3.6.4 混合机翼体整机模型 |
| 3.7 本章小结 |
| 第四章 基于非定常涡格法的柔性飞行器气弹稳定性分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 非定常涡格法的基本理论 |
| 4.2.1 不可穿透边界条件 |
| 4.2.2 作用于气动面上的气动荷载 |
| 4.2.3 自由尾涡演化模型 |
| 4.3 时变结构-气动插值与耦合分析框架 |
| 4.4 构建气弹系统离散状态空间方程 |
| 4.5 基于UVLM非定常气动力的气弹灵敏度分析 |
| 4.6 仿真算例验证 |
| 4.6.1 梁单元大展弦比长直机翼 |
| 4.6.2 壳单元大展弦比长直机翼 |
| 4.6.3 后掠飞翼模型 |
| 4.7 本章小结 |
| 第五章 基于结构奇异值理论的鲁棒颤振稳定性分析 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 结构奇异值理论及鲁棒稳定性判据 |
| 5.2.1 小增益定理及稳定性判据 |
| 5.2.2 结构奇异值理论 |
| 5.2.3 LFT与标准P-Δ模型 |
| 5.3 基于结构奇异值理论的气弹系统鲁棒稳定性分析框架 |
| 5.4 考虑结构刚度/阻尼不确定性的鲁棒颤振分析方法 |
| 5.5 考虑结构模态参数不确定性的鲁棒颤振分析方法 |
| 5.6 考虑气动力不确定性的鲁棒颤振分析方法 |
| 5.7 算例验证 |
| 5.7.1 存在阻尼和刚度不确定性的二自由度翼段模型 |
| 5.7.2 存在模态和气动力不确定性的大展弦比长直机翼模型 |
| 5.8 本章小结 |
| 第六章 大柔性飞行器考虑刚弹耦合的体自由度颤振分析 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 坐标系定义与变量换算 |
| 6.3 考虑刚弹耦合效应的整机动力学建模 |
| 6.4 混合机翼体模型算例 |
| 6.5 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 主要研究工作及结论 |
| 7.2 研究展望 |
| 致谢 |
| 参考文献 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文 |
（7）基于参数化降阶模型的高超声速气动弹性问题研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 研究背景 |
| 1.2 高超声速气动弹性问题研究现状 |
| 1.2.1 气动加热建模方法 |
| 1.2.2 非定常气动力建模方法 |
| 1.2.3 高超声速热气动弹性建模方法 |
| 1.3 气动弹性降阶模型研究现状 |
| 1.3.1 气动力降阶方法 |
| 1.3.2 气动热降阶方法 |
| 1.3.3 参数化降阶方法 |
| 1.4 高超声速气动伺服弹性问题研究现状 |
| 1.4.1 高超声速气动伺服弹性建模 |
| 1.4.2 自抗扰控制 |
| 1.5 本文的研究内容和结构安排 |
| 第二章 基于CFD的高超声速气动弹性分析 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 基于CFD技术的空气动力模型 |
| 2.2.1 控制方程及无量纲化 |
| 2.2.2 空间离散 |
| 2.2.3 时间离散 |
| 2.2.4 边界条件 |
| 2.2.5 湍流模型 |
| 2.2.6 动网格方法 |
| 2.3 高超声速气动弹性分析 |
| 2.3.1 高超声速气动弹性求解过程概述 |
| 2.3.2 算例研究 |
| 2.4 高超声速热气动弹性分析 |
| 2.4.1 高超声速气动加热与热模态分析 |
| 2.4.2 高超声速热气动弹性求解过程概述 |
| 2.4.3 算例研究 |
| 2.5 小结 |
| 第三章 高超声速非定常气动力参数化降阶模型 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 基于准定常假设的降阶方法 |
| 3.2.1 Donov三阶活塞理论 |
| 3.2.2 定常气动力的参数化降阶 |
| 3.2.3 PT-ROM方法的构建过程及误差分析 |
| 3.3 数值仿真及PT-ROM方法精度分析 |
| 3.3.1 POD保留模态个数和样本点个数对模型误差的影响 |
| 3.3.2 马赫数、迎角和侧滑角测试 |
| 3.3.3 PT-ROM模型精度分析 |
| 3.4 小结 |
| 第四章 基于参数化降阶方法的热气动弹性分析 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 关于Grassmann流形的基本概念和数学结论 |
| 4.2.1 Grassmann流形及其在一点上的切空间 |
| 4.2.2 Grassmann流形上的测地线 |
| 4.3 自适应本征正交分解 |
| 4.3.1 Grassmann流形切空间插值POD模态矩阵 |
| 4.3.2 POD系数近似:最小二乘支持向量机 |
| 4.4 非定常气动力参数化降阶模型的建模方法 |
| 4.5 参数化降阶模型的精度和效率分析 |
| 4.6 基于参数化降阶模型的气动弹性分析 |
| 4.6.1 高超声速颤振边界预测 |
| 4.6.2 极限环现象预测 |
| 4.7 基于参数化降阶模型的热气动弹性分析 |
| 4.7.1 热模态重构 |
| 4.7.2 算例研究 |
| 4.8 小结 |
| 第五章 高超声速气动伺服弹性系统建模及控制 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 气动伺服弹性系统建模 |
| 5.2.1 结构动力学模型 |
| 5.2.2 非定常气动力参数化降阶 |
| 5.2.3 基于支持向量机的自适应自抗扰控制器设计 |
| 5.3 数值仿真 |
| 5.3.1 高超声速开环气动伺服弹性分析 |
| 5.3.2 高超声速闭环气动伺服弹性分析 |
| 5.3.3 标准ADRC与 SVM-ADRC控制效果比较 |
| 5.4 小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 本文主要工作总结 |
| 6.2 未来研究内容展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
（8）分离流中若干气动弹性问题研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| ABSTRACT |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 航空航天工程中的分离流动 |
| 1.2 分离流动中的气动弹性问题 |
| 1.2.1 失速颤振 |
| 1.2.2 抖振 |
| 1.2.3 嗡鸣 |
| 1.3 分离流动中的气动弹性研究现状 |
| 1.3.1 分离流中的气动弹性研究方法 |
| 1.3.2 分离流中的气动弹性研究新现象新进展 |
| 1.4 本文研究目的和主要工作 |
| 第二章 数值方法 |
| 2.1 流动控制方程 |
| 2.2 有限体积法 |
| 2.3 湍流模型 |
| 2.3.1 S-A湍流模型 |
| 2.3.2 SSTk-ω湍流模型 |
| 2.4 气动弹性力学控制方程 |
| 2.4.1 气动弹性控制方程 |
| 2.4.2 二维翼型的气动弹性控制方程 |
| 2.4.3 气动弹性力学的分析流程 |
| 2.5 网格变形技术 |
| 2.5.1 弹簧法 |
| 2.5.2 径向基函数插值法 |
| 2.6 算例验证 |
| 2.6.1 NACA0012翼型跨声速简谐运动算例 |
| 2.6.2 圆柱绕流算例 |
| 2.6.3 OAT15A翼型跨声速抖振算例 |
| 2.6.4 二维翼型跨声速气弹算例 |
| 2.6.5 三维超声速舵面颤振算例 |
| 2.7 本章小结 |
| 第三章 运动翼型大迎角锁频特性研究 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 分离流动算例验证 |
| 3.2.1 翼型动态失速算例 |
| 3.2.2 圆柱绕流锁频算例 |
| 3.3 大迎角分离流动计算 |
| 3.4 运动翼型的大迎角锁频特性 |
| 3.4.1 频率对锁频特性的影响 |
| 3.4.2 幅值对锁频特性的影响 |
| 3.4.3 相位对锁频特性的影响 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 弹性翼型大迎角失速颤振研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 基于系统辨识的气动力降阶方法 |
| 4.2.1 现代系统辨识简介 |
| 4.2.2 非定常气动力系统辨识 |
| 4.2.3 基于ARX模型的气动力辨识 |
| 4.3 基于ROM技术的气动弹性分析方法 |
| 4.3.1 状态空间模型简介 |
| 4.3.2 气动力状态空间模型的建立 |
| 4.3.3 结构状态空间模型的建立 |
| 4.3.4 气动弹性系统状态空间模型的建立 |
| 4.4 翼型低速大迎角非定常气动力辨识 |
| 4.4.1 气动力辨识 |
| 4.4.2 流动特征模态分析 |
| 4.5 翼型大迎角失速颤振研究 |
| 4.5.1 20°迎角时翼型的失速颤振稳定性分析 |
| 4.5.2 翼型大迎角失速颤振的诱发机理研究 |
| 4.5.3 不同迎角下的失速颤振稳定性分析 |
| 4.6 本章小结 |
| 第五章 跨声速激波抖振锁频特性研究 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 二维翼型单自由度结构运动方程 |
| 5.3 刚性翼型的跨声速抖振特性 |
| 5.4 弹性翼型的跨声速抖振锁频特性 |
| 5.4.1 跨声速抖振中的锁频现象 |
| 5.4.2 质量比对锁频特性的影响 |
| 5.4.3 结构阻尼对锁频特性的影响 |
| 5.4.4 跨声速抖振锁频机理探讨 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 三角翼大迎角气动弹性研究 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 验证算例 |
| 6.3 三角翼大迎角分离流动特性 |
| 6.3.1 几何模型 |
| 6.3.2 不同迎角下的分离流动特性 |
| 6.4 三角翼分离涡破裂前的气动弹性研究 |
| 6.5 三角翼分离涡破裂后的气动弹性研究 |
| 6.6 本章小结 |
| 第七章 工作总结与展望 |
| 7.1 本文工作总结 |
| 7.2 本文主要创新点 |
| 7.3 未来工作展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 攻读博士学位期间发表的学术论文和参加科研情况 |
| 发表的学术论文 |
| 参加科研情况 |
（9）高超声速飞行器机翼颤振减损控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 课题研究背景、目的及意义 |
| 1.2 国内外研究现状 |
| 1.2.1 机翼颤振问题概述 |
| 1.2.2 颤振主动抑制研究现状 |
| 1.2.3 结构损伤与机翼损伤估计研究现状 |
| 1.3 本文的主要研究内容及安排 |
| 第二章 高超声速飞行器机翼颤振系统建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 高超声速飞行器二元机翼的非线性模型 |
| 2.2.1 机翼动力学模型 |
| 2.2.2 非定常气动力与准定常气动力 |
| 2.2.3 机翼颤振影响下的高超声速飞行器动力学建模 |
| 2.3 机翼颤振特性分析 |
| 2.3.1 机翼临界颤振速度 |
| 2.3.2 考虑飞行动态的机翼颤振响应 |
| 2.4 本章小结 |
| 第三章 高超声速飞行器机翼颤振损伤动力学建模 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 连续时间线性疲劳损伤模型 |
| 3.2.1 应力-应变关系 |
| 3.2.2 应变-损伤关系 |
| 3.2.3 基于时间的疲劳损伤在线计算模型 |
| 3.3 非线性疲劳损伤模型 |
| 3.4 机翼颤振损伤特性分析 |
| 3.4.1 问题描述 |
| 3.4.2 机翼颤振损伤 |
| 3.5 本章小结 |
| 第四章 基于预测控制的机翼颤振控制研究 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 非线性系统的最优预测控制理论基础 |
| 4.2.1 问题描述 |
| 4.2.2 非线性预测控制 |
| 4.3 二自由度机翼颤振预测控制 |
| 4.3.1 非线性模型描述 |
| 4.3.2 二自由度机翼颤振预测控制器设计 |
| 4.3.3 稳定性证明 |
| 4.3.4 二自由度机翼颤振预测控制仿真 |
| 4.4 本章小结 |
| 第五章 基于自适应积分预测的三自由度机翼颤振控制 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 带操纵面的三自由度机翼颤振动力学模型 |
| 5.2.1 模型描述 |
| 5.2.2 无量纲化 |
| 5.3 三自由度机翼颤振预测控制 |
| 5.3.1 非线性模型描述 |
| 5.3.2 三自由度机翼颤振预测控制器设计 |
| 5.3.3 稳定性证明 |
| 5.3.4 三自由度机翼颤振预测控制及损伤分析仿真 |
| 5.4 机翼颤振自适应积分预测控制 |
| 5.4.1 积分预测控制器 |
| 5.4.2 自适应预测时间设计 |
| 5.4.3 稳定性证明 |
| 5.4.4 机翼颤振自适应积分预测控制仿真 |
| 5.5 本章小结 |
| 第六章 机翼颤振鲁棒自适应预测减损控制 |
| 6.1 引言 |
| 6.2 损伤对机翼颤振的影响特性分析 |
| 6.2.1 损伤-应力特性分析 |
| 6.2.2 损伤对机翼颤振的影响仿真 |
| 6.3 考虑损伤扰动的机翼颤振鲁棒预测减损控制 |
| 6.3.1 三自由度机翼颤振鲁棒预测控制器设计 |
| 6.3.2 稳定性证明 |
| 6.3.3 损伤扰动作用下机翼颤振运动控制仿真 |
| 6.4 本章小结 |
| 第七章 总结与展望 |
| 7.1 本文的主要工作总结 |
| 7.2 本文的不足及展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果 |
（10）飞机体自由度颤振及机动载荷的主动控制研究（论文提纲范文）
| 摘要 |
| abstract |
| 注释表 |
| 缩略词 |
| 第一章 绪论 |
| 1.1 引言 |
| 1.2 飞机全机气动弹性建模研究现状 |
| 1.2.1 弹性飞机的飞行动力学研究进展 |
| 1.2.2 大展弦比飞机的建模研究进展 |
| 1.3 体自由度颤振研究现状 |
| 1.3.1 体自由度颤振分析研究进展 |
| 1.3.2 体自由度颤振主动抑制研究进展 |
| 1.4 机动载荷减缓研究现状 |
| 1.5 研究内容及结构安排 |
| 第二章 飞机全机气动弹性建模 |
| 2.1 引言 |
| 2.2 气动弹性状态方程 |
| 2.2.1 非定常气动力计算 |
| 2.2.2 气动弹性方程 |
| 2.2.3 气动弹性状态方程 |
| 2.2.4 作动器建模 |
| 2.3 考虑飞行动力学的建模 |
| 2.4 小结 |
| 第三章 飞翼布局飞机的颤振主动抑制 |
| 3.1 引言 |
| 3.2 鲁棒控制系统设计方法 |
| 3.2.1 标准鲁棒控制问题 |
| 3.2.2 H∞最优控制问题 |
| 3.2.3 H∞混合灵敏度鲁棒控制器 |
| 3.3 体自由度颤振分析 |
| 3.3.1 飞翼布局无人机模型 |
| 3.3.2 颤振计算 |
| 3.4 体自由度颤振主动抑制 |
| 3.4.1 鲁棒控制器设计与闭环稳定性分析 |
| 3.4.2 闭环时域仿真 |
| 3.5 小结 |
| 第四章 高性能战斗机自适应机动载荷减缓 |
| 4.1 引言 |
| 4.2 递归神经网络控制理论 |
| 4.2.1 神经网络简介 |
| 4.2.2 神经元的基本结构 |
| 4.2.3 激活函数 |
| 4.2.4 神经网络架构 |
| 4.2.5 学习算法 |
| 4.3 基于递归神经网络的自适应控制系统 |
| 4.3.1 神经网络结构 |
| 4.3.2 机动载荷减缓系统结构 |
| 4.4 数值仿真 |
| 4.4.1 在线系统辨识 |
| 4.4.2 机动载荷减缓 |
| 4.5 小结 |
| 第五章 高性能战斗机鲁棒机动载荷减缓 |
| 5.1 引言 |
| 5.2 变参数气动弹性系统的LPV建模 |
| 5.3 基于鲁棒控制理论的机动载荷减缓控制器设计 |
| 5.4 基于递归神经网络的飞行控制器设计 |
| 5.5 数值仿真 |
| 5.5.1 建立LPV模型 |
| 5.5.2 机动载荷减缓效果验证 |
| 5.5.3 抗噪声性能检验 |
| 5.6 小结 |
| 第六章 总结与展望 |
| 6.1 本文主要工作与贡献 |
| 6.2 未来研究工作与展望 |
| 参考文献 |
| 致谢 |
| 在学期间的研究成果及发表的学术论文 |
四、基于非定常气动力低阶模型的气动弹性主动控制律设计（论文参考文献）
- [1]基于谐波平衡法的叶片表面压力的降阶模型[D]. 李金玖. 中北大学, 2021(09)
- [2]飞行器非线性气动伺服弹性力学[J]. 黄锐,胡海岩. 力学进展, 2021(03)
- [3]智能赋能流体力学展望[J]. 张伟伟,寇家庆,刘溢浪. 航空学报, 2021(04)
- [4]机器学习在流动控制领域的应用及发展趋势[J]. 任峰,高传强,唐辉. 航空学报, 2021(04)
- [5]考虑作动器饱和的二元翼段阵风减缓主动控制[D]. 孙旭炳. 南京航空航天大学, 2020(07)
- [6]大柔性飞行器气弹系统建模及稳定性分析[D]. 杭晓晨. 东南大学, 2019(01)
- [7]基于参数化降阶模型的高超声速气动弹性问题研究[D]. 陈志强. 南京航空航天大学, 2019(01)
- [8]分离流中若干气动弹性问题研究[D]. 全景阁. 西北工业大学, 2019(04)
- [9]高超声速飞行器机翼颤振减损控制研究[D]. 张晓辉. 南京航空航天大学, 2019(02)
- [10]飞机体自由度颤振及机动载荷的主动控制研究[D]. 李鸿坤. 南京航空航天大学, 2018(01)