题目：柔性飞行器非线性气动弹性建模与被动阵风减缓研究

高空长航时无人机的显著特点就是具有展弦比大，结构重量轻的柔性机翼。机翼会在气动载荷或扰动的作用下产生较大的结构变形，呈现出明显的结构几何非线性和气动非线性，且极易受阵风载荷的影响，耦合飞行力学又会产生新的非线性气动弹性现象，而一些由于结构大变形以及大幅度振动所产生的特有现象往往利用线性气动弹性理论难以如实地反映出其本质特性。因此，需要建立结构-气动-飞行力学统一分析的气动弹性理论，对大展弦比柔性飞行器的非线性气动弹性特性进行深入地研究，并进一步探讨如何在控制结构重量的情况下有效地实现阵风减缓的目的。

首先，本文建立了大展弦比柔性飞行器非线性气动弹性与飞行力学耦合分析模型，综合考虑了结构几何非线性、气动失速非线性以及气动弹性与飞行力学的非线性耦合效应。模型中将飞行器的机翼、尾翼和机身等均视为具有大位移、大转动、材料各向异性的柔性梁，以几何精确本征梁理论对每个单梁的运动和变形进行描述，利用空间-时间平行的有限元离散方法进行结构的半离散化处理，并通过边界协调条件获得柔性飞行器全机结构运动方程。基于片条假设和二元翼气动力模型求解机翼、平尾等细长气动翼面上的气动载荷，利用细长柔性体理论计算机身、外挂等顺气流细长体上的气动作用力。通过结构-气动耦合条件，建立柔性飞行器非线性气动弹性与飞行力学耦合分析模型，模型以状态空间形式表达，形式简洁，变量意义明确，能够求解机翼和全机的结构和气动弹性得静平衡、动稳定性以及时域响应问题。

以悬臂单梁结构的固有振动特性以及静、动态响应为算例，验证了结构模型的有效性及其求解器的准确性。以周期性俯仰运动二元翼的非定常气动力迟滞环和二元翼颤振为算例，验证了ONERA动失速气动力模型实现的有效性和程序实现的正确性。并在此基础上，研究了悬臂梁柔性机翼非线性颤振特性和极限环振荡现象，结论表明，非线性颤振边界的预测依赖于气动弹性模型线性化时参考的平衡状态；在来流速度超过颤振速度之后，机翼的几何刚化效应和气动失速使其振动形式不会发散而是最终表现为极限环振荡，并且随着来流速度的增大，振动形式变得复杂，呈现出多周期运动状态。机翼垂直弯曲刚度、扭转刚度以及机翼后掠角的增大，会使柔性机翼的颤振速度有所提高，并且由于几何非线性影响呈现出非线性变化趋势。当机翼安装角增加时，机翼的颤振速度会先增大后减小，过程中存在“跳跃”突变现象，其主要归于机翼变形位移的突变，说明机翼颤振速度与其变形位移存在关联。

以建立的大展弦比柔性飞行器非线性气动弹性分析模型为基础，引入用于考虑后机身与平尾连接、T型尾翼等多梁连接结构布置的分叉梁结构模型，用于描述节点质量、节点力等非连续因素的非连续因素方程，用于控制柔性飞行器和刚性飞行器气动弹性分析模型之间映射关系的结构刚性控制参数，构建用于大展弦比刚/柔飞行器非线性气动弹性与飞行力学耦合的仿真框架。基于该仿真框架，对大展弦比柔性飞行器飞翼布局和常规布局的配平特性和配平状态下纵向稳定性进行研究。结果表明，由于结构弹性运动和几何非线性变形的影响，柔性飞行器机翼的垂直弯曲变形会使柔性飞机沿翼展方向升力损失，增大配平攻角，而机翼的扭转变形会使局部有效攻角增大，使得配平攻角减小，柔性机身的弯曲变形会改变尾翼等连接升力面的配平偏角。由于结构弹性模态的影响，柔性飞行器机翼变形增大会使全机运动出现不稳定状态，而机身变形较小时，对柔性飞行器的纵向稳定性影响不大。

针对全动式翼尖被动阵风减缓装置，建立了带有翼尖装置的柔性机翼阵风响应和气动弹性分析模型，研究了柔性机翼的被动阵风减缓。结果表明，全动式翼尖装置通过直接力控制可以有效地达到柔性机翼被动阵风响应减缓的目的，实现阵风响应铅垂位移和扭转位移分别减缓约11.8%和6.5%。翼尖装置参数会直接影响柔性机翼的阵风响应减缓效果，随着扭转轴位置沿弦向前移、沿展向向翼根移动、或扭转刚度的减小都会一定程度上增大柔性机翼的阵风响应铅垂位移和扭转位移的减缓效果。然而扭转轴位置变化增大阵风减缓效果的同时，翼尖装置偏转幅度增大，影响到机翼的颤振特性。因此，翼尖装置参数的选择需要考虑其对机翼颤振特性的影响，并进行合理地优化设计以达到最佳的阵风减缓效果。