本发明属于飞行器控制技术领域,具体是一种主动和被动相结合的固定翼飞机阵风减缓的控制方法。
背景技术：
固定翼飞机在飞行中由于受到大气扰动、阵风的影响而产生额外的过载，其中垂直阵风的影响尤为严重。阵风过载不但会降低飞机的操稳特性，破坏其飞行品质，而且会产生较大的动态结构载荷，加速结构的疲劳破坏。因此，对固定翼飞机进行阵风减缓控制是必要的。
目前，固定翼阵风减缓的方法主要是利用操纵面进行主动控制：对于一般的固定翼飞机，通常采用襟翼或副翼与升降舵的协同偏转以减小阵风带来的过载。但是，该主动控制方式为满足冗余要求所需一般重量较大，同时可能存在控制效率不够，反馈存在时滞等问题。
克莱菲尔德大学的shijunguo和北航李道春团队研究过一种被动阵风减缓装置。该装置将机翼切分为内侧机翼和与扭转轴相连的翼尖装置。由于扭转轴在翼尖的压心之前，当阵风作用于翼尖时，翼尖会绕扭转轴产生与有效迎角变化量相反的扭转，从而使得翼尖处升力的改变量减小，可有效减小翼尖位移，不过也存在对翼根弯矩和整段机翼升力影响较小的问题。
技术实现要素：
针对现有技术的不足，本发明提出一种主动和被动相结合的固定翼飞机阵风减缓的控制方法，极大地提高飞行器的阵风减缓效率。
具体步骤如下：
步骤一、针对某固定翼飞机，构建描述机翼变形的动力学建模所需的二维坐标系ozx；
步骤二、将该固定翼飞机的机翼分为内侧机翼和全动翼尖,全动翼尖作为被动阵风减缓装置通过扭转轴与内侧机翼连接。
正常飞行时全动翼尖锁死，当传感器检测到阵风时，全动翼尖绕扭转轴自由旋转。
两段机翼的连接点扭转连接轴设计于气动中心之前，面对垂直向上的突风，全动翼尖产生被动的低头运动降低翼尖载荷，进而达到阵风减缓的效果。
步骤三、在所建二维坐标系ozx中，将机翼离散化为点梁模型，分别列出固定翼飞机内侧机翼和全动翼尖的振动微分方程；
假设全动翼尖为刚体，振动微分方程如下：
式中：m1为离散后内侧机翼的广义质量；c1为离散后内侧机翼的广义阻尼；k1为离散后内侧机翼的广义刚度矩阵；fa1为作用在内侧机翼上的广义气动力；fg1为作用在内侧机翼上的阵风；fs为内侧机翼的剪力；fa2为作用在全动翼尖上的气动力；fg2为作用在全动翼尖上的阵风；m2为离散后全动翼尖的广义质量；c2为离散后全动翼尖的广义阻尼；k2为离散后全动翼尖的广义刚度矩阵；fs为全动翼尖间的剪力。
步骤四、采用cfd软件仿真计算或实验得到气动力系数矩阵，从而得到作用在飞机内侧机翼上的气动力；同时，计算采用1-cos模型的离散阵风；
气动力fa1计算公式为：fa1＝a1u。
u为飞机控制舵面的输入量，控制输入的舵面包括副翼、襟翼以及升降舵。
a1为舵面的气动力系数矩阵。
同时阵风采用1-cos模型的离散突风，该模型中气流速度变化与来流速度垂直，表述为：
u为离散阵风速度；s为阵风在空间上的作用距离，
步骤五、将作用在机翼上的气动力，以及阵风的模型代入内侧机翼和全动翼尖的振动微分方程中，消去剪力fs合并得到整机大矩阵形式的动力学方程；
其中，m为整个飞机的广义质量；c为整个飞机的广义的阻尼；k为整个飞机的广义刚度；fa为整个飞机上作用的气动力，fa＝au·u,其中，au为合并后飞机的气动力矩阵；
fg为整个飞机上受到的阵风载荷，fg＝ag·vg,vg为阵风干扰下迎角的增量，tan(vg)＝u/v。其中v为飞行速度。
步骤六、将动力学方程转化为状态空间形式的飞机阵风响应动力学方程，以便于采用现代控制方法进行控制器设计；
状态空间形式为：
飞机阵风响应动力学方程如下：
其中e为单位矩阵；
步骤七、采用lqg/ltr控制算法，选择固定翼飞机机翼质心加速度和位移量为最优控制设计的目标函数，求解riccati方程，得到副翼、襟翼和升降舵为执行元件设计的控制律；
riccati方程如下：
a，b为飞机阵风响应动力学方程(3)中的矩阵，k(t)为待求量，q为对性能指标质心加速度的加权，r为对性能指标位移量的加权，求出k(t)，则控制律为：
步骤八、采用求得的最优控制律，利用飞机阵风响应动力学方程求出机翼的变形量，通过计算翼尖的过载和位移验证阵风减缓的效率；
阵风减缓的衡量标准就是翼尖的过载以及变形；通过与采用传统不带被动翼尖的主动阵风减缓技术得到的翼尖过载、位移进行对比，验证阵风减缓的效率。
本发明的优点在于：
1)、一种主动和被动相结合的固定翼飞机阵风减缓的控制方法，将主动阵风控制与全动翼尖相结合，能增加阵风减缓的效率，对翼尖的过载和变形有良好的削弱作用。
2)、一种主动和被动相结合的固定翼飞机阵风减缓的控制方法，在相同的阵风强度及过载要求下，所需的舵偏角有所减小。
附图说明
图1是本发明一种主动和被动相结合的固定翼飞机阵风减缓的控制方法的流程图；
图2是本发明采用主动和被动相结合的固定翼飞机阵风减缓的机翼结构示意图；
图3是本发明被动的固定翼飞机阵风减缓机翼力学模型；
图4是本发明主动和被动相结合的阵风减缓的整机模型；
图5是本发明采用lqg/ltr控制算法的控制闭环回路示意图；
图6是本发明主动阵风减缓和主被动结合阵风减缓对机翼重心过载的控制效果比较图；
图7是本发明主动阵风减缓和主被动结合阵风减缓对翼尖位移的控制效果比较图；
1-全动翼尖；2-副翼；3-内侧机翼；4-扭转轴；5-襟翼；6-升降舵；
具体实施方式
下面结合附图对本发明的具体实施方法进行详细说明。
本发明一种主动和被动相结合的固定翼飞机阵风减缓的控制方法，如图1所示，具体步骤如下：
步骤一、针对某固定翼飞机，构建描述机翼变形的动力学建模所需的二维坐标系ozx；
步骤二、将该固定翼飞机的机翼分为内侧机翼和全动翼尖,全动翼尖作为被动阵风减缓装置通过扭转轴与内侧机翼连接。
如图2所示，将固定翼飞机的机翼分成内侧机翼3和全动翼尖1两个部分,其中全动翼尖1为被动阵风减缓装置，通过扭转轴4与内侧机翼3连接。
正常飞行时全动翼尖1锁死，当传感器检测到阵风时，全动翼尖1可以绕扭转轴4自由旋转；两段机翼的连接点(扭转轴4)设计于气动中心之前，面对垂直向上的突风，全动翼尖1产生被动的低头运动降低翼尖载荷，进而达到阵风减缓的效果。
步骤三、在所建二维坐标系ozx中，将机翼离散化为点梁模型，分别列出固定翼飞机内侧机翼和全动翼尖的振动微分方程；
如图3所示，假设全动翼尖为刚体，振动微分方程如下：
式中：m1为离散后内侧机翼的广义质量；c1为离散后内侧机翼的广义阻尼；k1为离散后内侧机翼的广义刚度矩阵；fa1为作用在内侧机翼上的广义气动力；fg1为作用在内侧机翼上的阵风；fs为内侧机翼的剪力；fa2为作用在全动翼尖上的气动力；fg2为作用在全动翼尖上的阵风；m2为离散后全动翼尖的广义质量；c2为离散后全动翼尖的广义阻尼；k2为离散后全动翼尖的广义刚度矩阵；fs为全动翼尖间的剪力。
步骤四、采用cfd软件仿真计算或实验得到气动力系数矩阵，从而得到作用在飞机内侧机翼上的气动力；同时，计算采用1-cos模型的离散阵风；
建立所需分析的固定翼模型，导入tornado软件计算得到由clα等组成的气动力系数矩阵；进而得到作用在飞机内侧部分的气动力fa1：fa1＝a1μ。
u为飞机控制舵面的输入量；a1为舵面的气动力系数矩阵。如图4所示，用作可调节的控制输入的舵面主要包括副翼2、襟翼5，以及升降舵6。
同时阵风采用1-cos模型的离散突风，该模型中气流速度变化与来流速度垂直，表述为：
u为离散阵风速度；s为阵风在空间上的作用距离，
步骤五、将作用在机翼上的气动力，以及阵风的模型代入内侧机翼和全动翼尖的振动微分方程中，消去剪力fs合并得到整机大矩阵形式的动力学方程；
假设机翼离散化后，m1,c1,k1为n阶矩阵，则fs＝[0,0…fs]nt。
由于刚性轴处运动连续，且全动翼尖为刚体，因此有几何关系：
x2＝(x1n-x1(n-1))·l2c+x1n
其中，l2c为全动翼尖质心距扭转轴的距离。
将作用在内侧机翼和全动翼尖上的气动力，以及阵风模型代入内侧机翼和全动翼尖的振动微分方程(1)中；同时将全动翼尖的振动方程代入内侧机翼的振动方程，然后消去剪力fs，整理合并得到整机大矩阵形式的动力学方程；
其中，m为整个飞机的广义质量；c为整个飞机的广义的阻尼；k为整个飞机的广义刚度；fa为整个飞机上作用的气动力，fa＝au·u,其中，au为合并后飞机的气动力矩阵；u为各舵面的舵偏；
fg为整个飞机上受到的阵风载荷，fg＝ag·vg,vg为阵风干扰下迎角的增量，tan(vg)＝u/v。其中v为飞行速度。
当全动翼尖为弹性体也可消去剪力fs。
步骤六、将动力学方程转化为状态空间形式的飞机阵风响应动力学方程，以便于采用现代控制方法进行控制器设计；
状态空间形式为：
飞机阵风响应动力学方程如下：
其中e为单位矩阵；
步骤七、采用lqg/ltr控制算法，选择固定翼飞机机翼质心加速度和位移量为最优控制设计的目标函数，求解riccati方程，得到副翼、襟翼和升降舵为执行元件设计的控制律；
采用lqg/ltr鲁棒控制算法来设计飞机卡尔曼状态估计器和反馈控制律：
选择固定翼飞机机翼质心加速度和位移量为最优控制设计的目标函数，副翼、襟翼和升降舵为执行元件，求解riccati方程，得到控制器的反馈增益kc，从而得到最优控制的控制律：riccati方程如下：
a，b为飞机阵风响应动力学方程(3)中的矩阵，k(t)为待求量，q为对性能指标质心加速度的加权，r为对性能指标位移量的加权，求出k(t)，则控制律为：
控制的闭环回路如图5所示：当阵风α到达飞行动力学开环系统，经过滤波观测器将状态变量输入到控制器中，经过舵机系统返还给飞行动力学开环系统，从而使飞机的阵风响应得到减缓，得到可以接受的飞机姿态。
步骤八、采用求得的最优控制律，利用飞机阵风响应动力学方程求出机翼的变形量，通过计算翼尖的过载和位移验证阵风减缓的效率；
阵风减缓的衡量标准就是翼尖的过载以及变形；通过与采用传统不带被动翼尖的主动阵风减缓技术得到的翼尖过载、位移进行对比，验证阵风减缓的效率。
通过上述设计方法，采用1-cos阵风模型和求得的最优控制的控制律，利用状态空间形式的飞机阵风响应动力学方程求出机翼的变形量，通过计算翼尖的过载和位移验证阵风减缓的效率。可以获得飞机在无阵风减缓设计、主动阵风减缓设计和主动与被动阵风减缓设计下的响应曲线。
本实施例选用某带被动翼尖的固定翼飞机为例，飞行速度取160m/s。被动翼尖刚心位置距前缘0.15c(c为机翼弦长)，扭转刚度取1×104n·m/rad，阵风的尺寸取为95m(12.5倍弦长)，阵风强度(umax)为10m/s。如图6所示，相比于单纯的主动阵风减缓技术，在相同舵偏的工况下，主被动结合的阵风减缓对重心过载的削弱效率更高速度更快。如图7所示，采用主被动结合的阵风减缓控制方式能更好的降低重心过载和翼尖位移，且阻尼性能有显著的改善。
以上所述，仅为本发明进一步的实施例，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本技术领域的技术人员在本发明所公开的范围内，根据本发明的技术方案及其构思加以等同替换或改变，都属于本发明的保护范围。