[發(fā)明專利]基于預(yù)設(shè)性能的高超聲速飛行器縱向減損控制方法有效
| 申請?zhí)枺?/td> | 201711222036.4 | 申請日： | 2017-11-29 |
| 公開（公告）號： | CN108170886B | 公開（公告）日： | 2021-09-21 |
| 發(fā)明（設(shè)計）人： | 王玉惠;應(yīng)竣棫;牟金震;張曉輝;吳慶憲 | 申請（專利權(quán)）人： | 南京航空航天大學(xué) |
| 主分類號： | G06F30/15 | 分類號： | G06F30/15;G06F30/20;G06F119/14 |
| 代理公司： | 南京經(jīng)緯專利商標代理有限公司 32200 | 代理人： | 姜慧勤 |
| 地址： | 210016 江*** | 國省代碼： | 江蘇;32 |
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| 摘要： | |||
| 搜索關(guān)鍵詞： | 基于 預(yù)設(shè) 性能 高超 聲速 飛行器 縱向 減損 控制 方法 | ||
本發(fā)明公開了基于預(yù)設(shè)性能的高超聲速飛行器縱向減損控制方法，該方法包括如下步驟：步驟1），對高超聲速飛行器機翼進行受力分析；步驟2），針對機翼整體進行損傷動力學(xué)建模；步驟3），通過建立的損傷動力學(xué)模型，利用損傷模型獲取的實時損傷信息設(shè)計縱向分層預(yù)設(shè)性能減損控制器。本發(fā)明除了能保證減少飛行器飛行過程中的損傷累積，還能很大程度的維持未減損時的飛行性能，應(yīng)用效果好。
技術(shù)領(lǐng)域
本發(fā)明涉及基于預(yù)設(shè)性能的高超聲速飛行器縱向減損控制方法，屬于飛行器減損控制技術(shù)領(lǐng)域。
背景技術(shù)
機翼是高超聲速飛行器(HFV)產(chǎn)生升力的關(guān)鍵結(jié)構(gòu)，薄激波層、黏性干擾、熵層、高溫效應(yīng)和低密度效應(yīng)等復(fù)雜的氣動效應(yīng)使機翼表面產(chǎn)生更加復(fù)雜的氣動載荷分布，威脅著飛行安全，所以為了延長飛行器的壽命，在正常飛行中采取有效的控制策略來減輕機翼的損傷是很有必要的。
近年來，關(guān)于飛行器減損控制的研究取得了重要成果。首先有學(xué)者提出基于限制飛行器的最大載荷系數(shù)的方案，設(shè)計了一個名為“g-limiter”的控制器，此控制器已被應(yīng)用在了洛克菲勒馬丁F-16和F/A-18，還有利用機翼上的加速計的反饋來驅(qū)動機翼上的特殊舵面來減少由擾動引起的額外載荷，以此來降低機翼上累積的損傷。然而，由于未對機翼上所受的損傷進行動態(tài)建模，在設(shè)計控制器時不能達到充分抑制損傷的目的，于是基于裂紋增長的損傷裂紋模型如FASTRAN-2，連續(xù)時間的損傷模型被相關(guān)學(xué)者提出，基于連續(xù)時間的損傷模型被用在了火箭發(fā)動機、旋翼飛機和燃料發(fā)電站等處，設(shè)計的控制器極大的提升了抑制機翼損傷累積的能力。
然而，上述研究成果在設(shè)計減損控制器時對系統(tǒng)性能降低了要求，而此種設(shè)計方案已經(jīng)在很多工程中都已經(jīng)實際應(yīng)用。但是基于高超聲速飛行器飛行速度快，強非線性和強耦合的特殊性，系統(tǒng)性能是飛行安全的基本保障。因此，設(shè)計一種新的控制技術(shù)既能減少飛行過程中的損傷累積，又能幾乎不損失飛行性能是很有必要的。
發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明所要解決的技術(shù)問題是：提供基于預(yù)設(shè)性能的高超聲速飛行器縱向減損控制方法，針對機翼整體進行損傷動力學(xué)建模，通過建立的損傷動力學(xué)模型，利用損傷模型獲取的實時損傷信息設(shè)計縱向分層預(yù)設(shè)性能減損控制器。
本發(fā)明為解決上述技術(shù)問題采用以下技術(shù)方案：
基于預(yù)設(shè)性能的高超聲速飛行器縱向減損控制方法，包括如下步驟：
步驟1，選取高超聲速飛行器機翼的其中一個截面作為目標截面，對該目標截面進行受力分析，從而得到該目標截面的應(yīng)力信息；
步驟2，結(jié)合步驟1得到的應(yīng)力信息，基于損傷累積理論構(gòu)建損傷動力學(xué)模型；沿翼展方向均勻的選取10個不同的截面進行損傷累積分析，從而得到損傷累積最快的截面；
步驟3，通過建立的損傷動力學(xué)模型，實時獲取損傷累積最快的截面的損傷信息，將該損傷信息作為參照，結(jié)合高超聲速飛行器的動力學(xué)模型，設(shè)計得到縱向減損控制器。
作為本發(fā)明的一種優(yōu)選方案，所述步驟1的具體過程如下：
步驟1-1，選取高超聲速飛行器機翼的其中一個截面作為目標截面，計算目標截面繞機體x軸和繞機體z軸的彎曲力矩：
其中，Mblx和Mblz分別是目標截面繞機體x軸和繞機體z軸的彎曲力矩，l是翼尖到目標截面的距離，y是小于目標截面的其他截面到目標截面的距離，wy是其他截面的寬度，α是迎角，γ是航跡傾斜角，qL、qD、qw分別是目標截面處受到的氣動升力載荷、氣動阻力載荷、質(zhì)量力載荷，表示為：
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