[發明專利]支桿尾撐式飛行器模型多維振動控制方法

有效

• 申請號: 201811545677.8
• 申請日: 2018-12-18
• 公開（公告）號: CN109668710B
• 公開（公告）日: 2020-04-07
• 發明（設計）人: 劉巍;周孟德;唐琳琳;賈振元;溫正權;姚壯;梁冰;李肖
• 申請（專利權）人: 大連理工大學
• 主分類號: G01M9/04
• 分類號: G01M9/04
• 代理公司: 大連理工大學專利中心 21200
• 代理人: 關慧貞

1.一種支桿尾撐式飛行器模型多維振動控制方法，其特征是，該方法采用振動主動控制方法，通過布置在飛行器模型質心上的俯仰和偏航加速度傳感器測量飛行器模型主振動加速度的兩個分量，求取飛行器模型主振動矢量并確定支桿實時振動平面，引入慣性力求解多維振動減振器主動截面上所受動態彎矩，進而獲取主動截面上應力分布，通過實時振動平面空間位置關系確定多維振動減振器中參與工作的壓電陶瓷作動器序號，并根據主動截面上壓電陶瓷作動器所受應力實時解算振動控制力，進而產生反向彎矩抵抗飛行器模型振動過程中產生的動態彎矩，該方法采用基于壓電陶瓷作動器的多維振動主動控制系統，最終達到對多維振動進行控制；多維振動控制方法的具體步驟如下：

步驟1，建立飛行器模型支撐系統絕對坐標系

在飛行器尾撐支桿(4)上建立絕對坐標系OXYZ(E)，其原點建立在平衡位置時主動截面(F)與飛行器尾撐支桿(4)軸線的交點上，定義為O；X坐標軸的方向與平衡位置時飛行器尾撐支桿(4)軸線重合并指向飛行器模型(5)，Y坐標軸的方向為主動截面(F)與俯仰平面的交線指向上方；Z坐標軸由右手法則確定；在飛行器模型(5)上建立振動測量坐標系O_AX_AY_AZ_A(A)，其原點建立在平衡位置時飛行器模型(5)的質心與X坐標軸的交點上，定義為O_A；X_A坐標軸的方向與OXYZ(E)坐標系X坐標軸方向重合，Y_A坐標軸與Y坐標軸平行指向上方；Z_A坐標軸由右手法則確定；

步驟2，實時獲取主振動加速度在俯仰平面和偏航平面內分量

利用飛行器模型(5)質心處的俯仰加速度傳感器(6)和偏航加速度傳感器(7)分別測量主振動在互相垂直的俯仰平面和偏航平面內的加速度反饋給由上位機(9)控制的實時控制器(8)，在每個振動控制循環中采集多個俯仰平面加速度采樣值和偏航平面加速度采樣值，通過公式(1)、(2)分別計算一個振動控制循環內主振動加速度在俯仰方向與偏航方向上的加速度分量：

其中，a_pith(t)為主振動加速度在俯仰方向上的加速度分量，a_yaw(t)為主振動加速度在偏航方向上的加速度分量，a_pithi(t),a_yawi(t)分別為第i個采樣時刻飛行器模型(5)在俯仰平面和偏航平面加速度采樣值，其中，i＝1,2,…N；N為每一個振動控制循環內加速度采樣值個數；

步驟3，實時解算主振動加速度矢量

主振動加速度由俯仰方向與偏航方向上的加速度分量合成得到，主振動加速度包括大小和方向，通過公式(3)、(4)實時解算每個振動控制循環內主振動加速度矢量的大小和方向，構建主振動加速度矢量：

其中，a(t)為主振動加速度矢量，|a(t)|為主振動加速度矢量a(t)的大小，∠a(t)為主振動加速度矢量a(t)方向；

步驟4，建立飛行器模型實時振動主動控制坐標系并確定支桿實時振動平面；

在主動截面(F)上建立實時振動主動控制坐標系O_αX_αY_αZ_α(D)，其原點與絕對坐標系OXYZ(E)原點O重合，定義為O_α；X_α坐標軸的方向與絕對坐標系OXYZ(E)的X坐標軸方向重合，Y_α坐標軸與主振動加速度矢量a(t)方向重合，Z_α坐標軸由右手法則確定，平面X_αO_αY_α為支桿實時振動平面X_αO_αY_α(C)，由于飛行器模型(5)振動的隨機性，實時振動主動控制坐標系O_αX_αY_αZ_α(D)隨時間實時變化，支桿實時振動平面X_αO_αY_α(C)隨時間實時變化；

步驟5，解算支撐系統實時慣性力和主動截面上應力分布

在支桿實時振動平面X_αO_αY_α(C)上，通過公式(5)實時解算慣性力

F_I(t)＝-m_eqa(t) (5)

通過公式(6)實時解算主動截面上所受承受動態彎矩

M(t)＝F_I(t)·L (6)

通過公式(7)實時解算主動截面F上動態應力分布

其中，m_eq為支撐系統的等效質量，F_I(t)為飛行器模型(5)所受實時慣性力，M(t)為飛行器模型(5)振動過程中主動截面(F)上所受動態彎矩，L為飛行器模型(5)質心到主動截面(F)距離，σ(y_a,z_a,t)為主動截面(F)內距離X_α坐標軸y_a長度處所受動態應力，為主動截面(F)內對Z_α坐標軸的實時慣性矩；

步驟6，實時確定參與工作壓電陶瓷作動器序號，解算振動控制力

主動截面(F)處多維振動減振器(3)圓周方向上均勻布置多個壓電陶瓷作動器(3-1)，均布圓周半徑為R，與Z坐標軸重合的壓電陶瓷設置為0號壓電陶瓷作動器(3-1)，依次逆時針圓周陣列布置1號壓電陶瓷作動器(3-1)，2號壓電陶瓷作動器(3-1)，…，n號壓電陶瓷作動器(3-1)；相鄰兩個壓電陶瓷作動器(3-1)之間的陣列角為在實時振動主動控制坐標系O_αX_αY_αZ_α(D)下，Z_α坐標軸上方的壓電陶瓷作動器(3-1)參與振動控制，參與工作的壓電陶瓷作動器(3-1)序號為

其中，和分別表示和的計算值取整；

α(t)為主振動加速度矢量a(t)與Z軸之間的夾角，進而參與工作壓電陶瓷作動器(3-1)中心在實時振動主動控制坐標系O_αX_αY_αZ_α(D)下的實時坐標可確定為：

其中，為參與工作壓電陶瓷作動器(3-1)與Z坐標軸方向的夾角，參與工作壓電陶瓷作動器(3-1)在主動截面(F)上所受合力為：

其中，為第n_c號參與工作壓電陶瓷作動器(3-1)與主動截面(F)的接觸面積，第n_c號參與工作壓電陶瓷作動器(3-1)需要輸出的抵抗力為：

最后，所有參與工作壓電陶瓷作動器(3-1)產生反向彎矩M_R(t)抵抗飛行器模型(5)振動過程中產生的動態彎矩M(t)。

2.如權利要求1所述的一種支桿尾撐式飛行器模型多維振動控制方法，其特征是，該方法采用多維振動主動控制系統，系統由俯仰加速度傳感器(6)、偏航加速度傳感器(7)、實時控制器(8)、上位機(9)、壓電陶瓷作動器功率放大器組(10)和后置內嵌式多維振動減振器(3)組成；俯仰加速度傳感器(6)安裝于俯仰平面內飛行器模型(5)質心上，用于測量飛行器模型(5)主振動在俯仰平面內的振動加速度分量，偏航加速度傳感器(7)安裝于偏航平面內飛行器模型(5)質心上，用于測量飛行器模型(5)主振動在偏航平面內的振動加速度分量，后置內嵌式多維振動減振器(3)包含多個均布的壓電陶瓷作動器(3-1)，每個壓電陶瓷作動器(3-1)分別通過預緊機構(3-2)預緊，保證壓電陶瓷作動器(3-1)動態力可靠輸出；后置內嵌式多維振動減振器(3)安裝在飛行器尾撐支桿(4)支桿實時振動平面X_αO_αY_α(C)中，實時控制器(8)與上位機(9)連接，上位機(9)用于控制實時控制器(8)和振動控制過程監控；實時控制器(8)與俯仰加速度傳感器(6)和偏航加速度傳感器(7)連接，實時獲取飛行器模型(5)俯仰平面和偏航平面內的振動加速度分量；實時控制器(8)與壓電陶瓷作動器功率放大器組(10)相連，壓電陶瓷作動器功率放大器組(10)中的多個壓電陶瓷作動器功率放大器(10-1)分別與后置內嵌式多維振動減振器(3)中的多個壓電陶瓷作動器(3-1)相連。