[发明专利]一种风洞模型支撑系统多模态振动协同抑制方法

说明书

本发明属于飞行器模型振动主动控制领域，提供一种风洞模型支撑系统多模态振动协同抑制方法。首先通过对风洞模型支撑系统进行力锤脉冲激励，获取系统频响函数，辨识各阶模态参数；其次求取系统模态率器解耦矩阵，设计模态滤波器；然后辨识系统各阶状态空间方程，设计模态观测器；最后计算各阶控制增益，求取各阶模态控制力及物理控制力，实现模型支撑系统多模态振动协同抑制。本发明对多模态复杂振动系统进行模态空间内解耦观测，解算最优控制器增益，引入模型支撑系统的振动控制闭环，实现多模态振动协同主动抑制；对复杂振动系统抑制效果明显，风洞试验数据获取准确，可保证高机动飞行器动稳定性可靠评估，适用多类风洞试验及模型支撑系统。

技术领域

本发明涉及飞行器模型振动主动控制领域，尤其涉及一种风洞模型支撑系统多模态振动协同抑制方法。

背景技术

高速风洞动导数试验是评估高机动飞行器动稳定性主要手段，其核心是在缩比模型激振状态下，高可靠、高精度测量模型气动力。然而，大迎角试验工况下激振飞行器模型形成复杂强流场，致使模型支撑系统产生多模态随机大幅振动干扰，导致气动力数据失效，飞行器动稳定性难以准确评估。因此，必须对模型支撑系统振动进行抑制，保证风洞试验数据准确性。现有振动主动抑制技术主要面向飞行器模型常规大迎角测力中低阶模态振动抑制，振动抑制机构单一，振动抑制阶次低，抑振控制方法适应性不足，无法有效抑制模型支撑系统多模态随机振动。因此，为了保证高机动飞行器动稳定性准确评估，研究风洞模型支撑系统多模态振动干扰协同抑制方法具有重要意义。

ViGYAN公司的Balakrishna S等人在2008年发表的论文《Active damping ofsting vibrations in transonic wind tunnel testing》(Balakrishna S,ViGYAN跨音速风洞测试中支撑系统主动阻尼设计，AIAA 2008:840)”中，提出了一种基于压电陶瓷的后置主动抑振系统，控制俯仰和偏航平面内两组作动器输出反向力矩，实现俯仰和偏航平面内一阶振动的抑制。所提出方法对模型支撑系统多维低阶振动抑制效果显著，但不具备模型支撑系统的高阶振动抑制能力。西北工业大学的陈陆军等人在2021年发表的论文《低速风洞试验模型振动主动控制技术》中，提出了一种基于自适应内模算法的主动抑振控制系统，该主动抑振系统能有效抑制多类模型支撑系统低阶振动，但无法抑制模型支撑系统多模态随机振动。

目前振动主动抑制方法主要针对飞行器模型常规大迎角测力中低阶模态振动的抑制，振动抑制机构单一，振动抑制阶次低，抑振控制方法适应性不足，无法满足动导数试验中模型支撑系统的多模态随机振动抑制需求。因此基于独立模态空间控制理论，将物理空间多输入多输出系统转换为模态空间单输入单输出系统，进行多模态解耦观测、协同控制，是实现模型支撑系统多模态振动抑制的有效方法。

发明内容

本发明克服现有方法的不足，提出一种风洞模型支撑系统多模态振动协同抑制方法。该方法首先对风洞模型支撑系统进行力锤脉冲激励，通过求取系统频率响应函数，辨识系统各阶模态参数即固有频率和阻尼比；其次基于频响函数模态展式，求解系统模态率器解耦矩阵，设计模态滤波器，实现物理空间相互耦合到模态空间互相解耦的转换；然后辨识系统模态空间内各阶状态空间方程，设计模态观测器，估计模态空间内振动信息；最后解算各阶控制增益矩阵，求取各阶模态控制力进而转换为物理控制力，并通过多段抑振器分别输出各阶模态所需物理控制力，实现模型支撑系统多模态振动协同抑制。该方法可保证高速风洞动导数试验中模型气动力高可靠、高精度测量，准确评估高机动飞行器动稳定性。

本发明技术方案为：一种风洞模型支撑系统多模态振动协同抑制方法，具体步骤如下：

1)对风洞模型支撑系统进行力锤脉冲激励，记录力锤输入信号x(t)，测量风洞模型支撑系统多点时域振动响应信号y(t)，求取风洞模型支撑系统各点开环频率响应H(ω)；

风洞模型支撑系统各点频率响应函数H(ω)的确定步骤如下：