3.14 高超声速气动伺服弹性理论与试验研究、高超声速飞行器颤振抑制与试验研究
高超声速飞行器气动伺服弹性分析与设计技术是气动弹性领域的一个重要的研究方向，本项目深入研究了高超声速飞行器气动弹性的关键基础问题，对气动弹性学科发展的理论水平和试验手段方面提供了新的手段和思路，通过对舵系统的深入建模和试验研究，形成了气动弹性研究新的研究方向，充分体现了气动弹性力学的交叉学科特点，推动了气动弹性力学的发展。本项目主要得到以下结论。
①建立了系统完整的适用于高超声速飞行器的结构动力学和气动力以及气动伺服弹性分析方法，发展了鲁棒气动伺服弹性分析方法。该方法可以考虑高超声速飞行器结构质量、刚度、舵机特性，控制增益，以及热环境等的摄动，分析结构更具有实用意义。
②提出并发展了舵机-舵面耦合系统气动弹性特性的稳定性和响应分析方法，发展了舵系统颤振的被动抑制方法，提出了舵面和舵系统的颤振抑制方案。对于由结构、气动及飞行控制系统耦合引发的伺服颤振问题，考虑到飞行器在飞行过程中结构模态特性变化的特点，提出了基于希尔伯特-黄变换（HHT）在线辨识的自适应结构滤波的主动控制方案。建立了针对高超声速整机颤振抑制的主动控制律设计方法，能够有效提高颤振边界。
③提出了二元翼段颤振地面仿真试验和气动伺服弹性地面仿真试验。针对仿真试验中分布式气动力的减缩加载的难题，建立了采用有限个激励点处施加集中力代表分布式非定常气动力的气动力模拟方法，并对亚声速及超声速状态下不同构型翼面模型进行时域颤振分析。当激励点/拾振点数目为4时，时域颤振结果与频域理论颤振结果误差可控制在3%以内，二者基本一致，这验证了建模方法的通用性和可行性。提出了以颤振关键模态的振型为目标来寻找非定常气动力减缩加载点的方法。通过对不同构型翼面模型的遗传优化，均找到了实现气动力减缩的激励点/拾振点的最优位置，气动力减缩加载仍能得到与理论基本相符的颤振特性，验证了目标和方法的有效性。该方法不仅可满足气动力减缩的需要，也可用于模态试验等其他对传感器/激振器数目和位置有较高要求的场合。本项目提出的非定常气动力模拟方法，有效性高，通用性强，可作为颤振地面模拟试验可靠的理论基础。克服了多激振器协调控制的关键难题，发展了舵系统颤振和气动伺服弹性的地面半实物仿真试验方法。通过风洞试验，验证了舵系统地面仿真试验的精度和理论模型的计算精度。舵系统颤振地面仿真试验方法精度较高、节省成本和时间，是一种新型的高超声速飞行器气动弹性试验方法。