[發明專利]一種二維機翼顫振問題的區間滑模抑制方法

在審

• 申請號: 201811248278.5
• 申請日: 2018-10-25
• 公開（公告）號: CN109521673A
• 公開（公告）日: 2019-03-26
• 發明（設計）人: 邱志平;楊文鈺;呂崢;王磊
• 申請（專利權）人: 北京航空航天大學
• 主分類號: G05B13/04
• 分類號: G05B13/04
• 代理公司: 北京科迪生專利代理有限責任公司 11251
• 代理人: 安麗;鄧治平

本發明公開了一種二維機翼顫振問題的區間滑模抑制方法，通過處理氣動彈性系統中的不確定性參數來減少控制器抖振。選擇二維機翼作為氣動彈性模型，該模型存在的不確定性有：尺寸不確定性，材料分散性和氣動力不確定性。該方法首先建立一個二維機翼模型，在不考慮不確定性的情況下按照符合等速趨近律的滑模控制方法得到控制律表達式。其次對不確定性參數進行量化，分析氣彈系統中的不確定性傳播規律并通過靈敏度分析對控制器抖振有影響的參數進行辨識。最后將篩選出的具有主要影響的參數使用并行頂點算法，得到區間滑模控制律對二維機翼進行顫振主動抑制，直到顫振現象消失。控制律在顫振主動抑制過程中需要滿足如下的條件：控制律給出的副翼偏轉角小于副翼偏轉角度臨界值。顫振消失標準為：兩個自由度沉浮位移和俯仰角均穩定在坐標原點。

技術領域

本發明涉及主動顫振抑制涉及的技術領域，具體涉及一種二維機翼顫振問題的區間滑模抑制方法。

背景技術

機翼顫振是指：在均勻氣流中氣動力，彈性力和慣性力耦合下機翼彈性結構的大振幅振動。由于危害結構安全，顫振是空氣動力學領域的核心問題。對于機翼而言，其空氣動力將隨著飛機飛行速度的增加而增加，因此存在一個臨界速度，在這個速度下，機翼結構將變的不穩定。當飛行速度低于顫振速度時，振動是衰減的；等于顫振速度時，振動保持等幅；高于顫振速度時，振動是發散的，從而會導致機翼結構的破壞，對飛機的飛行安全構成極大的威脅。經典的防止機翼顫振的方法均比較被動，如改變質量、剛度分布，增加阻尼器，附加配重和限制飛行速度等。經典的被動方法設計修改的工作量大，不僅重量增加，其性能也有所下降。

顫振主動抑制是指：通過合適的控制氣動操縱面的運動，達到避免機翼顫振的目的。目前處于研究階段的主動顫振抑制方法有線性二次調節器法、線性二次高斯法、利卡提方程法和滑模控制法等。本發明所采用的是滑模控制法。滑模控制是一種具有強魯棒性的控制策略，其主要思想是采用變結構控制算法構建控制律，它可以適用于線性和非線性問題。該控制方法不依賴所有系統參數，包括不確定性參數，這有利于應用在復雜氣動彈性場中。

然而，滑模控制的強魯棒性的獲得需要付出控制器抖振的代價。由于復雜氣動彈性系統往往存在廣泛的不確定性，如結構尺寸誤差，材料分散性導致的剛度不均勻，突風等外界擾動，使得滑模控制的變結構增益需要選擇較大的值來保證狀態變量收斂到滑模面上，這就造成了強烈的控制器抖振。北京航空航天大學的楊超、宋晨等人使用滑模控制方法對機翼顫振進行了主動抑制研究，由于沒有對系統不確定性進行分析，選擇了較大的變結構增益值，使得控制器發生了大振幅高頻率的抖振。

因此，對系統不確定性參數進行分析并合理預測其取值范圍，并在滑模控制律的設計中預先考慮這種不確定性，通過減小變結構增益的取值，能夠有效降低控制器抖振。在很多情況下，不確定性參數的精確概率分布無法得到，往往只能是得到參數不確定性的界限，即不確定性參數的一個區間范圍。滑模控制方法結合區間不確定性分析可以使其在主動顫振抑制領域獲得更廣泛的應用，具有很強的現實意義。

發明內容

本發明要解決的技術問題是：克服現有技術的不足，提供一種基于區間滑模控制的機翼主動顫振抑制方法，針對以副翼作為操縱面的常規式機翼的顫振問題，并考慮實際控制中影響顫振的剛度等參數的區間不確定性效應，使得控制器抖振問題得到改善。

本發明采用的技術方案為：一種基于區間滑模控制的機翼主動顫振抑制方法，該方法包括如下步驟：

第一步：建立面向控制的二維機翼氣動彈性模型的線性控制方程；

其中，所述步驟一中的線性控制方程為：

其中L和M為二維機翼的常用準穩態氣動升力和力矩，三個自由度α，h和β分別代表俯仰角，剛心沉浮位移和襟翼的偏轉角，Sα表示圍繞彈性軸的靜矩，Iα表示關于彈性軸的慣性力矩，k_h和k_α分別是h和α自由度的剛度，m為翼段質量。