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Dynamics,stability,and control of a four-cable mount system for wind tunnel test

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Chinese Journal of Aeronautics 2023年第2期36卷 58-75页

作者： Zhenjun ZHAO Zhanwei ZHAO Yu YAN kaichun zeng Xiaojun SHI Han WU School of Mechanical and Materials Engineering North China University of TechnologyBeijing 100144China High Speed Aerodynamics Institute China Aerodynamics Research and Development CenterMianyang 621000China

A four-cable mount system is proposed for full-model wind tunnel flutter tests,which may adjust the pitch and roll attitude of the aircraft scaled model and ensure that the model is not subjected to cable tension.The system provides sufficient support to simulate the free flight of the aircraft by applying appropriate spring stiffness and cable tensions.The proposed fourcable mount system is modeled based on Lagrange mechanics,and its dynamics equations consider aerodynamic effects.The singularity of the system and its bifurcation characteristics under flow conditions are analysed to determine the supercritical bifurcation phenomenon for different tension levels and distances from the front suspension point to the mass centre of the model.The mathematical expressions of the longitudinal flight stability of the cable mount system are derived by linearising the system dynamics equations using small perturbations.The influence of the cable tension,spring stiffness,suspension point position,and other factors on the flight stability of the aircraft are analysed.A feedforward control algorithm is proposed to minimize the total elastic potential energy of the system.The results show that the model is in the level flight state when the elastic potential energy of the four-cable mount system is minimized.A feedback control design method is proposed based on the Lyapunov stability theory to derive the closed-loop stability conditions.The system dynamics model that includes the aircraft rigid body model,flexible cables,pulleys,springs,aerodynamic model,and servo motor control is established using the flexible multibody dynamics method.A multibody dynamics solver and Simulink are used to simulate the attitude adjustment of the model in the wind tunnel and verify the supercritical bifurcation characteristics of the system and the effectiveness of the feedback and feedforward control.

关键词： Bifurcation Cable Flight dynamics Flutter Nonlinear control systems Wind tunnels

Recent Progress on Aeroelasticity of High-Performance Morphing UAVs

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Computer Modeling in Engineering & Sciences 2022年第10期133卷 1-29页

作者： Binbin Lv Jun Zha kaichun zeng Hongtao Guo Li Yu Peng Zhang Institute of High Speed Aerodynamics China Aerodynamics Research and Development CenterMianyang621000China

The high-performance morphing aircraft has become a research focus all over the world.The morphing aircraft,unlike regular unmanned aerial vehicles(UAVs),has more complicated aerodynamic characteristics,making itmore difficultto conduct its design,model analysis,and experimentation.This paper reviews the recent process and the current status of aeroelastic issues,numerical simulations,and wind tunnel test of morphing aircrafts.The evaluation of aerodynamic characteristics,mechanism,and relevant unsteady dynamic aerodynamicmodeling throughout the morphing process are the primary technological bottlenecks formorphing aircrafts.The unstable aerodynamic forces have a significant impact on the aircraft handling characteristics,control law design,and flight safety.In the past,the structural analysis of morphing aircrafts,flight dynamics modeling,computational mesh morphing technology,and aerodynamic calculation were performed in promoting the development of next generation UAVs,with nonlinear dynamic challenges includingtransonic aeroelastic problems and high angle of attack aeroelastic problems.At present,many facets of these difficulties,together with the accompanying numerical simulation studies,remain under-explored.In addition,wind tunnel experiments face significant challenges in the dynamic morphing process.Finally,dynamic unsteady aerodynamic characteristics in the continuous morphing process still need to be verified by more related experiments.

关键词： Morphing aircraft aeroelasticity numerical simulation wind tunnel test

基于自适应LMS算法的跨声速风洞模型系统辨识

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振动与冲击 2024年第3期43卷 164-170页

作者：李斌斌寇西平吕彬彬余立杨兴华路波曾开春中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所四川绵阳621000 西北工业大学航空学院西安710000

针对风洞试验模型系统辨识不准确的问题,利用自适应LMS(least mean square)滤波器模型对跨声速风洞模型进行系统辨识。由于实测信号中存在多模态耦合,为了提高系统辨识精准度,首先对输入输出信号作了FRF(frequency response analysis)... 详细信息

针对风洞试验模型系统辨识不准确的问题,利用自适应LMS(least mean square)滤波器模型对跨声速风洞模型进行系统辨识。由于实测信号中存在多模态耦合,为了提高系统辨识精准度,首先对输入输出信号作了FRF(frequency response analysis)分析得到试验模型俯仰方向前两阶模态,其次利用快速Fourier变换进行模态解耦,接着利用自适应LMS滤波器模型、传递函数模型、多项式模型对俯仰方向单模态进行系统辨识,最后得到了基于自适应LMS滤波器模型的俯仰方向一阶、二阶模态滤波器系数。通过对比不同数学模型的输出与输入之间的相关系数和均方误差及辨识结果,表明自适应LMS滤波器模型具有更高的系统辨识精准度和更简洁的数学模型结构。为后续风洞试验模型振动主动控制计算法的设计提供有力支撑。

关键词：系统辨识自适应LMS算法快速Fourier变换跨声速风洞试验主动振动控制

Aeroservoelastic modeling and analysis of a canard-configured air-breathing hypersonic vehicles

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Chinese Journal of Aeronautics 2013年第4期26卷 831-840页

作者： zeng kaichun Xiang Jinwu Li Daochun School of Aeronautic Science and Engineering Beihang University

Air-breathing hypersonic vehicles （HSVs） are typically characterized by interactions of elasticity, propulsion and rigid-body flight dynamics, which may result in intractable aeroservoelastic problem. When canard is added, this problem would be even intensified by the introduction of low-frequency canard pivot mode. This paper concerns how the aeroservoelastic stability of a canard-configured HSV is affected by the pivot stiffnesses of all-moveable horizontal tail （HT） and canard. A wing/pivot system model is developed by considering the pivot torsional flexibility, fuselage vibration, and control input. The governing equations of the aeroservoelastic system are established by combining the equations of rigid-body motion, elastic fuselage model, wing/pivot system models and actuator dynamics. An unsteady aerodynamic model is developed by steady Shock-Expansion theory with an unsteady correction using local piston theory. A baseline controller is given to provide approximate inflight characteristics of rigid-body modes. The vehicle is trimmed for equilibrium state, around which the linearized equations are derived for stability analysis. A comparative study of damping ratios, closed-loop poles and responses are conducted with varying controller gains and pivot stiffnesses. Available bandwidth for control design is discussed and feasible region for pivot stiffnesses of HT and canard is given.

关键词： Aeroservoelasticity Canard Flight dynamics Hypersonic vehicles Pivot Stability

风洞模型主动减振结构作动器效率定量表征与提升研究

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振动与冲击 2022年第18期41卷 166-175,191页

作者：曾开春欧阳炎寇西平余立杨兴华中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所四川绵阳621000 西北工业大学航空学院西安710072

提升作动器效率是风洞模型主动减振系统结构设计的首要目标。基于风洞试验、地面模态试验及有限元分析,提取了高速风洞模型尾支撑结构振动特征及振动控制过程中各部件的运动、变形模式,建立了简化的动力学-控制耦合模型,发展了适用于主... 详细信息

提升作动器效率是风洞模型主动减振系统结构设计的首要目标。基于风洞试验、地面模态试验及有限元分析,提取了高速风洞模型尾支撑结构振动特征及振动控制过程中各部件的运动、变形模式,建立了简化的动力学-控制耦合模型,发展了适用于主动减振结构设计的作动器效率表征方法。以双弹性铰链形式的典型主动减振结构为对象,从一组标称设计参数出发,研究作动器效率对弹性铰链的几何、位置及刚度参数敏感性特征,探索提升作动器效率的有效途径。数值仿真结果表明:弹性铰链的几何参数和位置参数对主动减振系统作动器效率影响均呈现非线性、非单调特征;而采用弹性铰链的拉伸刚度和弯曲刚度作为变量,获得的影响规律在主要设计域中呈现近似线性特征,便于进行弹性铰链改进设计。

关键词：风洞试验模型振动主动振动控制弹性铰链作动器效率

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高超声速飞行器飞行动力学特性不确定分析

航空学报 2013年第4期34卷 798-808页

作者：曾开春向锦武北京航空航天大学航空科学与工程学院北京100191

高超声速飞行器分析模型存在较大不确定性,其给出的动力学特性与真实值之间存在偏差,因此研究飞行动力学特性分析结果的可信度水平对控制系统设计具有重要意义。针对典型的乘波体构型高超声速飞行器,在建立气动/结构/推进相互耦合的动... 详细信息

高超声速飞行器分析模型存在较大不确定性,其给出的动力学特性与真实值之间存在偏差,因此研究飞行动力学特性分析结果的可信度水平对控制系统设计具有重要意义。针对典型的乘波体构型高超声速飞行器,在建立气动/结构/推进相互耦合的动力学模型基础上,利用非概率区间来描述模型中的不确定参数,并将复特征根不确定范围求解问题转化为频率和阻尼比两个实数的不确定区间分别求解,给出了动力学模态特征根、频率及阻尼比的不确定边界。分别采用直接蒙特卡罗(DMC)模拟方法、基于泰勒展开的区间分析方法(TIAM)和基于多项式逼近的区间分析方法(CIAM)对高超声速飞行器飞行动力学不确定性进行了研究。结果表明:CIAM计算时间适中,且给出的边界更为准确、安全,适合在控制系统设计和验证过程中使用。

关键词：高超声速飞行器乘波体不确定性区间分析飞行动力学

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跨声速风洞试验模型主动减振结构优化设计

航空学报 2022年第2期43卷 297-308页

作者：曾开春寇西平杨兴华余立查俊中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所绵阳621000 西北工业大学航空学院西安710072

针对跨声速风洞试验模型支撑结构,采用压电作动器嵌入支杆,形成一体化主动减振系统来抑制模型在风洞试验过程中的振动。分析了模型支撑结构在风洞试验过程中的振动特性和主动减振系统的控制原理,建立了压电作动器/风洞模型支撑结构相互... 详细信息

针对跨声速风洞试验模型支撑结构,采用压电作动器嵌入支杆,形成一体化主动减振系统来抑制模型在风洞试验过程中的振动。分析了模型支撑结构在风洞试验过程中的振动特性和主动减振系统的控制原理,建立了压电作动器/风洞模型支撑结构相互耦合的动力学模型。在此基础上,采用模态可控性理论及模态价值理论,给出了主动减振结构控制能力的定量描述方法,构建了能够表征系统各受控模态可控性的优化设计目标函数。最后,针对一个简化的风洞试验模型主动减振结构,建立了动力学解析模型,给出了优化设计问题的数学表达和约束指标,并采用遗传算法进行了优化设计研究。结果表明,采用本文给出的方法对主动减振结构进行优化设计,可以在满足约束指标要求前提下,显著提高压电作动器对系统各受控模态的可控性,进而提高系统的减振控制效果。

关键词：风洞试验模型振动压电作动器结构优化主动振动控制

全模颤振风洞试验三索悬挂系统多体动力学分析

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航空学报 2020年第11期41卷 272-282页

作者：赵振军闫昱曾开春赵治华北方工业大学机械与材料工程学院北京100144 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所绵阳621000 清华大学航天航空学院北京100084

全模颤振风洞试验需要通过软支撑系统模拟飞行器的自由飞行状态并调整模型姿态达到配平状态。参考NASA双索悬挂方案,提出了一种两电机驱动的三索悬挂系统,利用后方两索的同向/反向联动实现模型俯仰和滚转姿态的调整,利用弹簧刚度以及钢... 详细信息

全模颤振风洞试验需要通过软支撑系统模拟飞行器的自由飞行状态并调整模型姿态达到配平状态。参考NASA双索悬挂方案,提出了一种两电机驱动的三索悬挂系统,利用后方两索的同向/反向联动实现模型俯仰和滚转姿态的调整,利用弹簧刚度以及钢绳张力设计实现支撑频率要求。基于柔性多体动力学方法,建立了包括飞行器刚体模型、柔性索、滑轮、弹簧、气动力模型、伺服电机控制在内的复杂系统动力学模型,其中,利用任意拉格朗日-欧拉(ALE)变长度索单元描述钢绳,利用不约束物质坐标的索结点约束描述钢绳与滑轮相互作用,利用索结点物质输运速度约束描述伺服电机绞盘,利用飞行力学的气动力模型描述吹风下的气动力。基于该模型,通过小扰动响应辨识研究了弹簧刚度、钢绳张力、连接点位置等因素对支撑频率的影响规律,并分析了系统姿态调整能力,俯仰调整范围达到-12.5°~12.5°,滚转调整范围达到-45°~45°。采用滑轮处电位计测量的钢绳相对位移作为反馈信号,基于设计的控制律利用多体动力学求解器与Simulink对风洞吹风下的姿态调整过程进行仿真,模型达到配平状态,获得了吹风下的索拉力和伺服电机功率,为系统设计提供基础。

关键词：全模颤振风洞试验索悬挂系统柔性多体动力学气动弹性反馈控制

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重气体介质中超临界翼型跨声速流动特性

航空动力学报 2021年第9期36卷 1894-1905页

作者：查俊曾开春寇西平杨兴华张汇卓中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所四川绵阳621000 西北工业大学航空学院西安710072

采用Peng-Robinson非理想气体状态方程模拟重气体介质的热力学特性,并与雷诺平均Navier-Stokes方程结合,形成封闭的重气体介质流动模型。针对超临界翼型流动问题,利用LU-SGS(lower-upper symmetric Gauss-Seidel)隐式时间推进格式和有... 详细信息

采用Peng-Robinson非理想气体状态方程模拟重气体介质的热力学特性,并与雷诺平均Navier-Stokes方程结合,形成封闭的重气体介质流动模型。针对超临界翼型流动问题,利用LU-SGS(lower-upper symmetric Gauss-Seidel)隐式时间推进格式和有限体积法,分别求解空气介质和重气体介质下的流动特性。数值模拟结果表明:在跨声速条件下重气体介质中超临界翼型的升阻力增大、超声速区域表面负压增加、边界层位移厚度减小、激波后移、表面摩擦阻力明显增大、后缘流动分离推迟。该研究为后续重气体介质中飞行器颤振特性研究及修正方法的发展提供了基础支持。

关键词：重气体介质非理想气体超临界翼型跨声速流动气动特性