[發(fā)明專利]氣動伺服彈性特性評價方法、裝置、設(shè)備及存儲介質(zhì)

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 202310333762.2
• 申請日: 2023-03-30
• 公開（公告）號: CN116400668A
• 公開（公告）日: 2023-07-07
• 發(fā)明（設(shè)計(jì)）人: 朱江輝;雷鳴;樊征兵;俱利鋒;寇寶智;張迪
• 申請（專利權(quán)）人: 中國飛行試驗(yàn)研究院
• 主分類號: G05B23/02
• 分類號: G05B23/02
• 代理公司: 西安中光先睿知識產(chǎn)權(quán)代理事務(wù)所(普通合伙) 61304
• 代理人: 顏燕紅

1.一種氣動伺服彈性特性評價方法，其特征在于，應(yīng)用于多舵面耦合控制飛機(jī)，所述方法包括：

當(dāng)所述飛機(jī)達(dá)到預(yù)設(shè)飛行狀態(tài)時，向所述飛機(jī)的左側(cè)舵面和右側(cè)舵面同時輸入激勵信號；

記錄所述飛機(jī)接收到輸入的所述激勵信號后，所述飛機(jī)的左側(cè)舵面和右側(cè)舵面接收到的第一控制指令信號和第二控制指令信號，所述第一控制指令信號為所述飛機(jī)的飛控系統(tǒng)輸出的，所述第二控制指令信號是所述第一控制指令信號與所述激勵信號疊加得到的；

根據(jù)所述第一控制指令信號和第二控制指令信號，計(jì)算得到所述飛機(jī)在所述預(yù)設(shè)飛行狀態(tài)時的氣動伺服彈性特性評價結(jié)果。

2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的方法，其特征在于，所述向所述飛機(jī)的左側(cè)舵面和右側(cè)舵面同時輸入激勵信號，包括：

向所述飛機(jī)的左側(cè)舵面和右側(cè)舵面同時輸入對稱激勵信號；

向所述飛機(jī)的左側(cè)舵面和右側(cè)舵面同時輸入反對稱激勵信號。

3.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述對稱激勵信號的相位相同、幅值相同或相近；

所述反對稱激勵信號相位相反，幅值相同或相近。

4.根據(jù)權(quán)利要求2所述的方法，其特征在于，所述對稱激勵信號和所述反對稱激勵信號的頻率范圍包括覆蓋所述左側(cè)舵面和所述右側(cè)舵面連接的飛機(jī)主翼面結(jié)構(gòu)振動的模態(tài)頻率。

5.根據(jù)權(quán)利要求2-4任一項(xiàng)所述的方法，其特征在于，所述根據(jù)所述第一控制指令信號和第二控制指令信號，計(jì)算得到所述飛機(jī)在所述預(yù)設(shè)飛行狀態(tài)時的氣動伺服彈性特性評價結(jié)果，包括：

根據(jù)輸入所述對稱激勵信號時的所述第一控制指令信號和第二控制指令信號，以及輸入所述反對稱激勵信號時的所述第一控制指令信號和第二控制指令信號，計(jì)算得到所述飛機(jī)在所述預(yù)設(shè)飛行狀態(tài)時的氣動伺服彈性特性評價結(jié)果。

6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的方法，其特征在于，所述計(jì)算得到所述飛機(jī)在所述預(yù)設(shè)飛行狀態(tài)時的氣動伺服彈性特性評價結(jié)果，包括：

獲取所述左側(cè)舵面的第一控制回路參數(shù)和所述右側(cè)舵面的第二控制回路參數(shù)，所述左側(cè)舵面的第一控制回路參數(shù)是根據(jù)在向所述飛機(jī)的所述左側(cè)舵面和所述右側(cè)舵面同時輸入所述對稱激勵信號時，所述左側(cè)舵面接收到的所述第一控制指令信號和所述第二控制指令信號得到的，所述右側(cè)舵面的第二控制回路參數(shù)是根據(jù)在向所述飛機(jī)的所述左側(cè)舵面和所述右側(cè)舵面同時輸入所述對稱激勵信號時，所述右側(cè)舵面接收到的所述第一控制指令信號和所述第二控制指令信號得到的；

獲取所述左側(cè)舵面的第三控制回路參數(shù)和所述右側(cè)舵面的第四控制回路參數(shù)，所述左側(cè)舵面的第三控制回路參數(shù)是根據(jù)在向所述飛機(jī)的所述左側(cè)舵面和所述右側(cè)舵面同時輸入所述反對稱激勵信號時，所述左側(cè)舵面接收到的所述第一控制指令信號和所述第二控制指令信號得到的，所述右側(cè)舵面的第四控制回路參數(shù)是根據(jù)在向所述飛機(jī)的所述左側(cè)舵面和所述右側(cè)舵面同時輸入所述反對稱激勵信號時，所述右側(cè)舵面接收到的所述第一控制指令信號和所述第二控制指令信號得到的；

確定所述第一控制回路參數(shù)或所述第三控制回路參數(shù)為所述左側(cè)舵面的控制回路的氣動伺服彈性特性評價結(jié)果；

確定所述第二控制回路參數(shù)或所述第四控制回路參數(shù)為所述右側(cè)舵面的控制回路的氣動伺服彈性特性評價結(jié)果；

根據(jù)所述左側(cè)舵面的控制回路的氣動伺服彈性特性評價結(jié)果和所述右側(cè)舵面的控制回路的氣動伺服彈性特性評價結(jié)果，得到所述飛機(jī)在所述預(yù)設(shè)飛行狀態(tài)時的氣動伺服彈性特性評價結(jié)果。

7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的方法，其特征在于，控制回路參數(shù)包括增益裕度和相位裕度；

所述確定所述第一控制回路參數(shù)或所述第三控制回路參數(shù)為所述左側(cè)舵面的控制回路的氣動伺服彈性特性評價結(jié)果，包括：

將所述第一控制回路參數(shù)和所述第三控制回路參數(shù)中增益裕度較小的一個作為所述左側(cè)舵面的控制回路的氣動伺服彈性特性評價結(jié)果；

所述確定所述第二控制回路參數(shù)或所述第四控制回路參數(shù)為所述右側(cè)舵面的控制回路的氣動伺服彈性特性評價結(jié)果，包括：

將所述第二控制回路參數(shù)和所述第四控制回路參數(shù)中增益裕度較小的一個作為所述右側(cè)舵面的控制回路的氣動伺服彈性特性評價結(jié)果。