一种颤振主动抑制控制器构成及其模拟方法与流程

本发明属于力学、机械、控制等技术领域，具体是指一种颤振主动抑制控制器构成及其模拟方法，具体应用于大型航空器地面动力学物理仿真试验。

背景技术：

大型航空器如战斗机、民机等在飞行过程中由于空气动力与结构的耦合作用会产生颤振现象，如何通过数值计算实现机翼颤振主动控制抑制模拟，是航空器研制任务中关键和重要的必要环节。大型航空器运动具有模型复杂、运动环境多样化的特点。传统的颤振抑制控制器(如LQG控制器等)一般用于模拟具有精确建模的数学模型，其对于模型和环境的适应能力较差，难以真实应用。为达到大型航空器颤振模拟试验的要求，此类颤振控制器控制的模型需要精确测量并多次调节，不但具有较高的实施成本，而且对试验场地、设备等方面提出了苛刻要求。

因此，制作一种新型的颤振主动抑制控制器，能够实现三维机翼颤振抑制控制效果的模拟，并且能够减小机翼颤振主动抑制试验中对精确模型依赖的要求的颤振主动抑制控制器，一直是本领域技术人员待解决的技术难题。

技术实现要素：

本发明针对现有技术中存在的问题，提供了一种颤振主动抑制控制器构成及其模拟方法，该颤振主动抑制控制器是通过基于误差方法设计控制器，大大减小机翼颤振主动抑制试验中对精确模型依赖的要求，能够实现三维机翼颤振抑制控制效果的模拟，可用于航空飞行器数值仿真的研制、验收和鉴定试验。

本发明是这样实现的：

一种颤振主动抑制控制器，其特征在于：所述颤振抑制控制器包括输入信号端口、状态观测器、PD控制器、模型目标状态和输出信号端口，

1)输入信号端口包含机翼前缘点位移加速度实时信号，仿真时可由降阶模型提供，实验时可在机翼前缘粘贴加速度传感器测量。

2)状态观测器能够根据控制信号和机翼前缘加速度信号追踪仿真、实验模型输出的机翼前缘加速度信号并观测模型的状态变量信息，将其观测状态发送给PD控制器。

3)PD控制器根据控制目标状态和模型观测状态之前误差调整控制指令，其最终效果期望模型状态实时追踪到目标状态。

4)模型目标状态即期望模型达到的最终状态，根据不同的目的可以手动进行调节设置。

5)输出信号端口即为控制器指令端口，其输出信号控制机翼控制面偏转，实时改变气动力以达到抑制颤振的效果。

进一步，所述的制作方法中控制器还拥有状态观测器带宽参数w_o、控制器带宽参数w_c和输入系数参数b₀三个参数进行调节。参数调整可以遵循以下原则：1)控制器带宽参数大于实际需求控制器带宽；2)状态观测器带宽参数低于采样频率的五到十分之一；3)状态观测器带宽高于控制器带宽的二倍到五倍；4)控制器和状态观测器带宽增高，其控制效果越好，但其对噪声的抗干扰能力和对模型参数鲁棒性减小。

本发明还公开了一种颤振主动抑制控制器的模拟方法，其特征在于包括颤振主动抑制控制器、三维机翼气动弹性降阶模型、三维机翼结构振动模型和控制面作动器模型建模，所述的主动颤振抑制控制器输入信号由三维机翼结构振动模型提供，三维机翼结构振动模型中气动力数据由三维机翼气动力降阶模型提供，三维机翼气动力降阶模型中模态位移数据由三维机翼结构振动模型提供，控制面偏转角度由控制面作动器模型提供，控制面作动器模型控制指令由主动颤振抑制控制器输出信号决定，方法包括如下步骤：

1)数值模拟前，测量机翼的连接状况，包括竖直刚度、扭转刚度，测量机翼几何尺寸，包括机翼展长、弦长，测量机翼质量、转动惯性矩、材料刚度；

2)假设机翼刚性，根据支撑刚度、扭转刚度、质量、转动惯性矩计算机翼振动频率，并构造气动弹性模型，并将其转化为模态空间坐标；

3)根据作动器增益、阻尼、频率信息构造控制面作动器模型；

4)根据测量机翼几何尺寸，绘制气动网格并由CFD计算气动力，结合模态空间气动弹性模型构造气动力降阶模型。气动力降阶模型主要作用是在给定机翼模态位移、模态加速度(高度和攻角信息)以及实际控制面偏转角的情况下，能够迅速精确的计算出此时机翼收到的广义气动力载荷。

5)控制面作动器模型输入数据(控制面偏转指令)由主动颤振控制器给定，其输出数据为实际控制面偏转角；机翼弹性模型输入数据(所受广义气动力)由气动力降阶模型给定，其输出数据为机翼模型广义位移信号和广义速度信号；气动力降阶模型的输入数据(机翼模型的广义位移信号、广义速度信号和实际控制面偏转角度信号)由控制面作动器模型和机翼弹性模型给定，其输出数据为机翼所受广义气动力。

本发明相对于现有技术的有益效果在于：本发明颤振主动抑制控制器，与传统的颤振主动抑制控制器相比，通过基于误差方法设计控制器，具有结构简单、工作性能稳定性好、鲁棒性高、抗干扰、适用性广的特点，可大大减小机翼颤振主动抑制试验中对精确模型依赖的要求，新型颤振主动抑制控制器只需测量机翼某一点加速度响应信号，同时对该加速度信号进行数值处理即可得到所需控制输入信号。

附图说明

图1为本发明颤振主动抑制控制器的结构示意图；

图2为本发明颤振主动抑制控制器控制实际物理模型示意图；

图3为控制实际物理模型与本发明颤振主动抑制控制器连接关系示意图。

具体实施方式

如图1所示，本发明颤振主动抑制控制器，其包括输入信号端口、状态观测器、PD控制器、模型目标状态和输出信号端口。其中输入信号端口连接状态观测器，PD控制器同时连接状态观测器、模型目标状态和输出信号端口。

本发明的颤振主动抑制控制器的设计方法如下：

1)输入信号端口包含机翼前缘点位移加速度实时信号；

2)状态观测器能够根据控制信号和机翼前缘加速度信号追踪仿真、实验模型输出的机翼前缘加速度信号并观测模型的状态变量信息，将其观测状态发送给PD控制器。

3)PD控制器根据控制目标状态和模型观测状态之前误差调整控制指令，其最终效果期望模型状态实时追踪到目标状态。

4)模型目标状态即期望模型达到的最终状态，根据不同的目的可以手动进行调节设置。

5)输出信号端口即为控制器指令端口，其输出信号控制机翼控制面偏转，实时改变气动力以达到抑制颤振的效果。

本发明的一种颤振主动抑制控制器模拟的方法，包括颤振主动抑制控制器、三维机翼结构振动模型、三维机翼气动力降阶模型和控制面作动器模型，各模型连接关系，主动颤振抑制控制器输入信号由三维机翼结构振动模型提供，三维机翼结构振动模型中气动力数据由三维机翼气动力降阶模型提供，三维机翼气动力降阶模型中模态位移数据由三维机翼结构振动模型提供，控制面偏转角度由控制面作动器模型提供，控制面作动器模型控制指令由主动颤振抑制控制器输出信号决定，数值模拟前，测量机翼的连接状况，包括支撑刚度、扭转刚度，测量机翼几何尺寸，包括机翼展长、弦长，测量机翼质量、转动惯性矩、材料刚度，控制器控制对象物理模型各参数测量位置如图2所示，具体步骤如下：

1)构建三维机翼结构振动模型，假设机翼质量为M，转动惯量为I_α，竖直刚度为K_h，扭转刚度为K_α，则其数学模型为：

化为模态空间方程为

其中ξ_i为广义位移，β为控制面实际偏转角度，Q为广义位移对应的广义力

2)构建三维机翼气动弹性降阶模型，利用CFD计算三维机翼的气动弹性响应，记录所得结果，根据POD、kring、神经网络等方法构建三维机翼气动弹性降阶模型，其主要作用是在给定机翼模态位移、模态加速度(高度和攻角信息)以及实际控制面偏转角的情况下，能够迅速精确的计算出此时机翼收到的广义气动力载荷。

3)构建控制面作动器模型，假设作动器增益为k₀，阻尼为ζ，固有频率为ω₀，则其数学模型为：

根据图示3方法连接，进行三维机翼颤振抑制控制模拟前，需要测试构建的三维机翼结构振动模型、三维机翼气动弹性降阶模型和控制面作动器模型精度是否满足要求。测试方法：1)选定模拟三维机翼颤振抑制所处马赫数和动压；2)根据所处马赫数和动压，利用CFD计算三维机翼的气动弹性运动形式并记录机翼后缘位移数据；3)断开颤振主动抑制控制器，并将控制面作动器模型输入至零，即未施加控制状态；4)调节三维机翼气动弹性降阶模型中的参数马赫数和动压与CFD计算所处状态相同，进行数值模拟计算三维机翼的气动弹性运动形式并记录机翼后缘位移数据；5)对比CFD记录数据和模拟数据差距，若差异过大则需返回构建模型步骤并细致查找错误原因，若差异在容忍范围之内，则可进行下列步骤。

颤振主动抑制控制器重要两个组成部分为状态观测器和PD控制器，状态观测器的数学模型

PD控制器的数学模型:

其中r^(i-1)为追踪目标状态，k_i为控制器增益系数，其值可由w_c计算获得，w_c为控制器可调节参数。

状态观测器和PD控制器的数学模型中n代表控制器阶次，对于颤振主动抑制来讲，一般n取1或者2即可满足控制要求。

控制器输入信号由三维机翼结构振动模型给定，在三维机翼颤振主动抑制模拟中控制目标状态置零，信号一般为机翼后缘加速度信号，控制器输出为三维机翼控制面期望偏转角，连接到作动器模型。

颤振主动抑制控制器需要调节三个参数抑制三维机翼的颤振现象状态观测器带宽参数w_o、控制器带宽参数w_c和输入系数参数b₀。

参数调整可以遵循以下原则：1)控制器带宽参数大于实际需求控制器带宽；2)状态观测器带宽参数低于采样频率的五到十分之一；3)状态观测器带宽高于控制器带宽的二倍到五倍；4)控制器和状态观测器带宽增高，其控制效果越好，但其对噪声的抗干扰能力和对模型参数鲁棒性减小。

通过调节颤振主动抑制控制器三个参数可以令控制目标的加速度追踪上控制目标零信号，此时三维机翼不发生颤振，即颤振主动抑制控制器满足设计要求同时模拟了颤振主动抑制控制器对三维机翼颤振现象抑制作用。

以上所述仅是本发明的优选实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明原理的前提下还可以作出若干改进，这些改进也应视为本发明的保护范围。