[發(fā)明專利]一種基于L1自適應(yīng)控制算法的彈翼主動顫振抑制方法

有效

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• 申請日: 2020-01-17
• 公開（公告）號: CN111174645B
• 公開（公告）日: 2022-04-15
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 智永鋒
• 申請（專利權(quán)）人: 西安智芯通達(dá)科技有限公司
• 主分類號: F42B10/02
• 分類號: F42B10/02
• 代理公司: 北京三聚陽光知識產(chǎn)權(quán)代理有限公司 11250
• 代理人: 李紅團(tuán)

本發(fā)明涉及一種基于L1自適應(yīng)控制算法的彈翼主動顫振抑制方法，首先以帶有前、后緣控制面的二元翼段作為研究對象，建立二元彈翼的氣動彈性系統(tǒng)模型；然后求解出系統(tǒng)的顫振速度，對模型進(jìn)行了顫振分析；接著針對所建立的二元彈翼的氣動彈性系統(tǒng)模型設(shè)計L1自適應(yīng)控制器；最后仿真分析了變后掠角過程中L1自適應(yīng)控制器的顫振抑制效果。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于彈體控制技術(shù)領(lǐng)域，這項技術(shù)發(fā)明以變體巡飛彈為研究對象，以帶有前、后緣控制面的二元翼段為基礎(chǔ)建立二元彈翼的氣動彈性系統(tǒng)模型，提出一種基于L1自適應(yīng)控制的算法，在變體巡飛彈變后掠角過程中對彈翼進(jìn)行主動顫振抑制。

背景技術(shù)

傳統(tǒng)導(dǎo)彈的舵面比較小，使其具有比較快的速度，可以實現(xiàn)快速攻擊目標(biāo)，但是留空時間比較短，只能攻擊已經(jīng)發(fā)現(xiàn)的目標(biāo)，不具有“二次打擊”的能力。隨后出現(xiàn)了巡飛彈，巡飛彈是一種可長時間在目標(biāo)區(qū)域上空巡弋、待機執(zhí)行單種或多種作戰(zhàn)任務(wù)的新型彈藥。巡飛彈可以長時間在目標(biāo)區(qū)域巡航，但是舵面比較大，不適合快速打擊目標(biāo)。

作為小型無人機和導(dǎo)彈結(jié)合的產(chǎn)物，變體巡飛彈兼顧二者的優(yōu)點，與傳統(tǒng)的導(dǎo)彈相比，變體巡飛彈的在巡航階段有較大的舵面，可以低速巡航搜索目標(biāo)，滯空時間長。一旦發(fā)現(xiàn)目標(biāo)后，變體巡飛彈又可以主動改變外形，減小舵面進(jìn)行快速打擊，使對方難以攔截，可以有效攻擊速度較高的機動目標(biāo)；與無人機相比，變體巡飛彈可以像常規(guī)導(dǎo)彈武器一樣使用多種平臺投放，戰(zhàn)術(shù)靈活多變，可以快速進(jìn)入作戰(zhàn)區(qū)進(jìn)行部署。作為一類具有巨大發(fā)展?jié)摿Φ男赂拍钗淦鳎呀?jīng)引起了各大軍事強國的注意，逐漸成為了現(xiàn)代化戰(zhàn)爭的強有力武器之一。

變體巡飛彈在變體過程中，飛行器的氣動參數(shù)、氣動中心、重心及轉(zhuǎn)動慣量等會發(fā)生比較大的變化，將會對巡飛彈的穩(wěn)定性帶來很大影響，同時巡飛彈非線性很高，這些都會對飛行控制系統(tǒng)的設(shè)計提出很大的挑戰(zhàn)。作為一類彈性飛行器，變體巡飛彈也存在氣動彈性不穩(wěn)定現(xiàn)象。當(dāng)變體巡飛彈的速度達(dá)到某一臨界值時，彈性結(jié)構(gòu)與氣動力發(fā)生耦合就可能導(dǎo)致顫振破壞。在變體過程中由于結(jié)構(gòu)的改變，顫振的發(fā)生條件也將發(fā)生改變。因此變體巡飛彈的顫振抑制就顯得尤為重要。

變體巡飛彈在巡航階段有較大的舵面，低速巡航搜索目標(biāo)，彈翼是完全展開的，滯空時間長。當(dāng)發(fā)現(xiàn)敵方目標(biāo)時，變體巡飛彈主動改變外形，增大后掠角收起彈翼，以減小舵面可以快速打擊目標(biāo)，使對方難以攔截。而在變后掠角過程中，飛行器的氣動參數(shù)、氣動中心、重心及轉(zhuǎn)動慣量等會發(fā)生比較大的變化，彈性結(jié)構(gòu)與氣動力耦合引起顫振的條件也將發(fā)生改變，這些對變體巡飛彈的顫振抑制帶來了很大的挑戰(zhàn)。

發(fā)明內(nèi)容

要解決的技術(shù)問題

在巡飛彈變后掠角過程中，飛行器的氣動參數(shù)、氣動中心、重心及轉(zhuǎn)動慣量等會發(fā)生比較大的變化，彈性結(jié)構(gòu)與氣動力耦合引起顫振的條件也將發(fā)生改變，這些對變體巡飛彈的顫振抑制帶來了很大的挑戰(zhàn)。本發(fā)明采用在模型參考自適應(yīng)算法的基礎(chǔ)上改進(jìn)的L1自適應(yīng)算法來設(shè)計控制器，可以很好的解決以上難題。

技術(shù)方案

一種基于L1自適應(yīng)控制算法的彈翼主動顫振抑制方法，其特征在于步驟如下：

步驟1：建立彈翼的氣動彈性模型為：

式中，h為上下沉浮，α為繞彈性軸俯仰角，β和γ分別為前、后操縱面繞鉸鏈軸轉(zhuǎn)動角，m為單位長度機翼質(zhì)量，a為1，b為機翼弦長，ρ為空氣密度，s為機翼面積，V為來流速度，φ為后掠角，I_a為單位長度機翼轉(zhuǎn)動慣量，k_h、k_a為繞彈性軸沉浮和扭轉(zhuǎn)剛度系數(shù)，c_h、c_α為結(jié)構(gòu)沉浮和扭轉(zhuǎn)阻尼項，為機翼攻角；

步驟2：將彈翼的氣動彈性模型寫為狀態(tài)空間模型：