[發(fā)明專(zhuān)利]一種提高氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性的方法

有效

• 申請(qǐng)?zhí)枺?/td>: 202010124416.X
• 申請(qǐng)日: 2020-02-27
• 公開(kāi)（公告）號(hào): CN111332491B
• 公開(kāi)（公告）日: 2021-10-08
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 韓嬋;張?chǎng)妮x;徐焱
• 申請(qǐng)（專(zhuān)利權(quán)）人: 成都飛機(jī)工業(yè)（集團(tuán)）有限責(zé)任公司
• 主分類(lèi)號(hào): B64F5/00
• 分類(lèi)號(hào): B64F5/00;B64F5/60;G06F30/23;G06F30/15
• 代理公司: 成都君合集專(zhuān)利代理事務(wù)所(普通合伙) 51228
• 代理人: 尹新路

本發(fā)明公開(kāi)了一種提高氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性設(shè)計(jì)方法，采用全機(jī)地面共振試驗(yàn)或全機(jī)地面結(jié)構(gòu)模態(tài)耦合試驗(yàn)數(shù)據(jù)設(shè)計(jì)優(yōu)化技術(shù)校正機(jī)體彈性模型和傳遞函數(shù)，然后采用飛行控制律動(dòng)態(tài)調(diào)參技術(shù)提高氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性；本發(fā)明可以很好兼顧空氣動(dòng)力、結(jié)構(gòu)彈性以及控制系統(tǒng)之間耦合關(guān)系，從而實(shí)現(xiàn)在全包線范圍內(nèi)滿(mǎn)足飛行品質(zhì)要求、控制系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度要求、氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性要求，并已在多操縱面無(wú)人機(jī)中得到應(yīng)用及驗(yàn)證。解決了一類(lèi)多操縱面無(wú)人機(jī)氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性難以控制的問(wèn)題。

技術(shù)領(lǐng)域

本發(fā)明屬于航空飛行控制與氣動(dòng)伺服彈性聯(lián)合設(shè)計(jì)領(lǐng)域，具體地說(shuō)，涉及一種提高氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性的方法。

背景技術(shù)

氣動(dòng)伺服彈性是指飛機(jī)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)、非定常氣動(dòng)力和伺服控制系統(tǒng)(含慣組、增穩(wěn)控制律和舵機(jī))相互耦合的特性。作為自動(dòng)控制對(duì)象的彈性飛行器，機(jī)體上的傳感器不僅接收飛行器的剛體運(yùn)動(dòng)信號(hào)，同時(shí)也接收到結(jié)構(gòu)的彈性振動(dòng)信號(hào)，該信號(hào)通過(guò)伺服控制系統(tǒng)轉(zhuǎn)化為控制面的偏轉(zhuǎn)信號(hào)，從而構(gòu)成氣動(dòng)控制力；反過(guò)來(lái)，控制力又影響結(jié)構(gòu)彈性振動(dòng)。結(jié)構(gòu)與控制互為反饋，就構(gòu)成氣動(dòng)伺服彈性閉環(huán)系統(tǒng)。

而這種結(jié)構(gòu)、氣動(dòng)和控制系統(tǒng)三者之間的出現(xiàn)的不利耦合會(huì)導(dǎo)致閉環(huán)系統(tǒng)的性能變差，甚至失去穩(wěn)定性。且隨著飛行器朝著結(jié)構(gòu)輕便、速度更快、性能更好地目標(biāo)發(fā)展，該問(wèn)題日益突出，直接影響飛行安全與性能。為了保證帶有伺服飛行控制系統(tǒng)的飛機(jī)的穩(wěn)定性，氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定裕度必須滿(mǎn)足飛機(jī)強(qiáng)度與剛度規(guī)范。經(jīng)過(guò)六十余年的研究，國(guó)內(nèi)外在氣動(dòng)伺服彈性分析、綜合與試驗(yàn)方面取得了卓有成效的進(jìn)展。近十余年來(lái)，若干新問(wèn)題因非常規(guī)構(gòu)型飛行器設(shè)計(jì)的發(fā)展而暴露出來(lái)，對(duì)氣動(dòng)伺服研究施加巨大挑戰(zhàn)。

目前國(guó)內(nèi)外改進(jìn)氣動(dòng)伺服彈性主要采用飛控傳感器位置優(yōu)化、濾波器優(yōu)化等方法。飛控傳感器如速率陀螺、加速度傳感器、攻角傳感器等位置布置設(shè)計(jì)一般在飛行器早期階段，依據(jù)理論基礎(chǔ)及以往型號(hào)經(jīng)驗(yàn)。消除氣動(dòng)伺服彈性運(yùn)動(dòng)與剛體運(yùn)動(dòng)耦合，一般采用陷波器設(shè)計(jì)可以很好的抑制氣動(dòng)伺服彈性運(yùn)動(dòng)。但空氣動(dòng)力、結(jié)構(gòu)彈性以及控制系統(tǒng)之間的復(fù)雜耦合使得改進(jìn)氣動(dòng)伺服彈性需要同時(shí)考慮飛行品質(zhì)和要求、控制系統(tǒng)的穩(wěn)定裕度要求、氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性要求，是一個(gè)復(fù)雜的多學(xué)科優(yōu)化技術(shù)問(wèn)題，因此傳統(tǒng)方法改善氣動(dòng)伺服彈性能力都有限。

發(fā)明內(nèi)容

本發(fā)明針對(duì)現(xiàn)有技術(shù)改善氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性能力有限的問(wèn)題，提出了一種提高氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性的方法，通過(guò)飛控動(dòng)態(tài)調(diào)參，提高了飛機(jī)的氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性。

本發(fā)明具體內(nèi)容如下：

本發(fā)明為一種提高氣動(dòng)伺服穩(wěn)定性的方法，首先建立飛機(jī)的機(jī)體模型和機(jī)體模型的飛機(jī)環(huán)節(jié)傳遞函數(shù)，并對(duì)機(jī)體模型進(jìn)行優(yōu)化，然后使用飛行控制律動(dòng)態(tài)調(diào)參技術(shù)提高氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性。

為了更好地實(shí)現(xiàn)本發(fā)明，進(jìn)一步地，使用飛行控制律動(dòng)態(tài)調(diào)參技術(shù)提高氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性的具體操作為：在氣動(dòng)彈性和飛控系統(tǒng)聯(lián)合設(shè)計(jì)中，應(yīng)用剛體模態(tài)與彈性模態(tài)分離技術(shù)，對(duì)飛機(jī)系統(tǒng)進(jìn)行氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性分析，計(jì)算長(zhǎng)短周期模態(tài)無(wú)阻尼振蕩的頻率范圍，同時(shí)計(jì)算飛機(jī)的機(jī)體結(jié)構(gòu)第1階彈性頻率；確保低彈性模態(tài)頻率遠(yuǎn)高于長(zhǎng)短周期模態(tài)頻率，即剛體模態(tài)頻率與彈性模態(tài)頻率分離較開(kāi)，不易發(fā)生剛彈耦合氣動(dòng)彈性穩(wěn)定性問(wèn)題。

為了更好地實(shí)現(xiàn)本發(fā)明，進(jìn)一步地，將機(jī)體模型在各設(shè)計(jì)動(dòng)壓點(diǎn)進(jìn)行線性化，分回路仿真計(jì)算截止頻率、相角裕度、穿越頻率和幅值裕度，分析機(jī)體模型的魯棒性，對(duì)在全包線范圍內(nèi)的控制律動(dòng)態(tài)調(diào)參是否具有一致的控制品質(zhì)進(jìn)行驗(yàn)證，從而提高飛機(jī)的控制律魯棒性和飛行安全性。

為了更好地實(shí)現(xiàn)本發(fā)明，進(jìn)一步地，通過(guò)氣動(dòng)伺服彈性穩(wěn)定性分析，檢查飛機(jī)縱向、橫向、航向通道在全包線范圍內(nèi)幅值裕度是否滿(mǎn)足大于6db的條件，相位裕度是否滿(mǎn)足大于45度的條件；若有不滿(mǎn)足的，則通過(guò)飛行控制律動(dòng)態(tài)調(diào)參技術(shù)進(jìn)行相應(yīng)調(diào)參。