[发明专利]一种飞机结构模态不利耦合机理判断方法和装置

说明书

本发明提供一种飞机结构模态不利耦合机理判断方法和装置，所述方法应用于飞机‑飞控系统组合回路，飞机‑飞控系统组合回路包括飞机环节和飞控环节；所述飞机环节包括：舵机环节、气动力环节、弹性机体环节和传感器环节；飞控环节包括：多路响应信号的反馈控制律环节；所述方法包括以下步骤：获取每一路响应信号的反馈控制律环节单独与所述飞机环节连通时构成的单控制反馈系统的开环传递函数幅频特性；根据各所述单控制反馈系统的开环传递函数幅频特性，对飞机结构模态不利耦合机理进行判断。

技术领域

本发明涉及飞机气动伺服弹性领域，特别是涉及一种飞机结构模态不利耦合机理判断方法和装置。

背景技术

对于带有伺服控制系统的飞机，飞机结构、气动和飞控耦合的气动伺服弹性稳定性问题十分重要。

飞机结构与控制互为反馈形成闭环系统，往往会产生动力学不利耦合发生气动伺服弹性不稳定现象。不稳定现象降低了机动性、限制了飞行包络，甚至会导致灾难性后果。

现有技术无法确定飞机结构模态不利耦合机理。

发明内容

本发明提供一种飞机结构模态不利耦合机理判断方法和装置，可以缓解现有技术无法确定飞机结构模态不利耦合机理的问题。

本发明一方面提供一种飞机结构模态不利耦合机理判断方法，所述方法应用于飞机-飞控系统组合回路，飞机-飞控系统组合回路包括飞机环节和飞控环节；所述飞机环节包括：舵机环节、气动力环节、弹性机体环节和传感器环节；飞控环节包括：多路响应信号的反馈控制律环节；所述方法包括以下步骤：

获取每一路响应信号的反馈控制律环节单独与所述飞机环节连通时构成的单控制反馈系统的开环传递函数幅频特性；

根据各所述单控制反馈系统的开环传递函数幅频特性，对飞机结构模态不利耦合机理进行判断。

可选的，所述根据各所述单控制反馈系统的开环传递函数幅频特性，对飞机结构模态不利耦合机理进行判断，包括：

确定各所述单控制反馈系统的开环传递函数幅频特性的最大响应峰值；

确定所有开环传递函数幅频特性的最大响应峰值中的最大值对应的响应信号的反馈控制律环节，对飞机结构模态不利耦合贡献最大。

可选的，所述对飞机结构模态不利耦合机理进行判断之后，所述方法还包括：

在所述所有开环传递函数幅频特性的最大响应峰值中的最大值对应的响应信号的反馈控制律环节中增加结构陷幅滤波器和/或低通滤波器。

可选的，所述获取每一路响应信号的反馈控制律环节单独与所述飞机环节连通时构成的单控制反馈系统的开环传递函数幅频特性之前，所述方法还包括：

获取飞机环节的传递函数；

获取每一路响应信号的反馈控制律环节的传递函数；

所述获取每一路响应信号的反馈控制律环节单独与所述飞机环节连通时构成的单控制反馈系统的开环传递函数幅频特性，包括：

根据飞机环节的传递函数和每一路响应信号的反馈控制律环节的传递函数，获取单控制反馈系统的开环传递函数；

根据单控制反馈系统的开环传递函数，获取所述单控制反馈系统的开环传递函数幅频特性。

可选的，所述获取每一路响应信号的反馈控制律环节单独与所述飞机环节连通时构成的单控制反馈系统的开环传递函数幅频特性，包括：

对于每一路响应信号的反馈控制律环节，在除所述响应信号的反馈控制律环节之外的其他响应信号的反馈控制律环节前增加零增益环节，并断开所述飞控环节与所述飞机环节的反馈回路；

向所述飞机-飞控系统组合回路施加舵偏指令输入；