[发明专利]一种基于地面频响试验的气动伺服弹性稳定性预测方法

摘要

本发明提出了一种基于地面频响试验的气动伺服弹性稳定性预测方法。该方法以真实飞行器为试验对象，通过地面频响试验测得飞行器结构‑控制环节相关传递函数，通过气动力理论计算得到气动力影响系数矩阵，结合两者结果预测气动伺服弹性稳定性。该方法将气动伺服弹性系统中结构‑控制环节和非定常气动力环节分开考虑，避免了模拟加载的诸多缺陷；在控制回路开环状态下进行地面频响试验，避免了控制回路闭环失稳的风险，试验安全性高；通过地面频响试验和非定常气动力理论计算相结合的方式进行气动伺服弹性稳定性预测，预测精度高，具有一定的工程应用价值。

主权项

1.一种适用于真实飞行器的基于地面频响试验的气动伺服弹性稳定性预测方法，其特征在于包括：A)将飞行器的气动伺服弹性系统分为结构自由度和控制自由度，结构自由度由各气动段下洗控制点的转角zθ和纵向速度zv组成的广义坐标z＝[zθ zv]T描述，控制自由度由舵偏角δ描述，B)把飞行器的机体划分为M个气动段，其中舵面被视为刚体并作为单独的气动段，C)对于N阶振动模态的飞行器，用以下参数表征所述气动伺服弹性系统：舵面耦合惯性质量Mδ，其维数为N×1，舵面气动力影响系数Aδ，其维数为1×1，全机气动力影响系数矩阵Az，其维数为(M+1)×2(M+1)，舵面惯性力fMδ到广义坐标z的传递函数P11，其维数为2(M+1)×N，由舵偏产生的非定常气动力fAδ到广义坐标z的传递函数P12，其维数为2(M+1)×1，由结构振动产生的非定常气动力fAz到广义坐标z的传递函数P13，其维数为2(M+1)×(M+1)，舵面惯性力f_Mδ到惯性测量元件输入角速度的传递函数P₂₁，其维数为1×N，由舵偏产生的非定常气动力f_Aδ到惯性测量元件输入角速度的传递函数P₂₂，其维数为1×1，由结构振动产生的非定常气动力f_Az到惯性测量元件输入角速度的传递函数P₂₃，其维数为1×(M+1)，舵机传递函数KS，其维数为1×1，惯性测量元件传递函数KI，其维数为1×1，飞行控制系统传递函数KC，其维数为1×1，D)进行地面频响试验，包括在气动伺服弹性系统开环情况下执行以下操作：D1)以输入舵机的舵偏指令u作为输入信号，采集舵机输出的舵偏角信号δ，测得舵机传递函数KS；采集飞行控制系统解算指令uc，测得舵偏指令到解算指令的传递函数Tcs＝‑s2KCKIP21MδKS，其维数为1×1；采集各气动段下洗控制点的转角zθ和纵向速度zv，测得舵偏指令到广义坐标z的传递函数Tzs＝‑s2P11MδKS，其维数为2(M+1)×1，其中s表示拉氏变量，D2)用激振器在舵面气动段压心处进行激励，采集飞行控制系统解算指令uc，测得由舵偏产生的非定常气动力到解算指令的传递函数Tcδ＝KCKIP22，其维数为1×1；采集各气动段下洗控制点的转角zθ和纵向速度zv，测得由舵偏产生的非定常气动力到广义坐标z的传递函数P12，其维数为2(M+1)×1，D3)用激振器在每个气动段压心处进行激励，采集飞行控制系统解算指令uc，测得由结构振动产生的非定常气动力到解算指令的传递函数Tcz＝KCKIP23，其维数为1×(M+1)；采集各气动段下洗控制点的转角zθ和纵向速度zv，测得由结构振动产生的非定常气动力到广义坐标z的传递函数P13，其维数为2(M+1)×(M+1)，E)进行基于非定常气动力理论的算法处理，其中所述非定常气动力理论是从偶极子格网法和气动导数法中选出的一种，定义全机气动力影响系数矩阵Az为：其中，S表示各气动段气动力计算参考面积组成的对角矩阵，其维数为(M+1)×(M+1)，D表示相关工程非定常气动力理论求得的气动力影响系数矩阵，其维数为(M+1)×(M+1)；w表示各气动段下洗控制点位移，其维数为(M+1)×1，按照下式确定舵面气动力影响系数Aδ：其中，Sδ表示舵面气动力计算参考面积，Dδ表示相关工程非定常气动力理论求得的舵面气动力影响系数，F)结合地面频响试验测得的传递函数和气动力影响系数矩阵Az和Aδ，令拉氏变量s＝iω，得到气动伺服弹性系统的开环频响函数，G(iω)＝Tcs+TczAz(I‑P13Az)‑1Tcs+TcδAδKS+TczAz(I‑P13Az)‑1P12AδKS   (3)根据奈奎斯特稳定性判据，通过开环频响函数的幅相曲线，判断闭环系统的稳定性，包括：对于气动伺服弹性系统，飞行器的弹性系统是稳定的，控制回路开环是稳定的，当奈奎斯特曲线包围临界点(‑1,0)时，则判定气动伺服弹性系统是稳定的，否则判定气动伺服弹性系统是不稳定的，判断不同速度下气动伺服弹性系统开环频响函数G(iω)的奈奎斯特曲线是否包围临界点(‑1,0)，从而得到飞行器气动伺服弹性临界稳定速度，通过气动伺服弹性系统开环频响函数G(iω)的伯德图，得到飞行器在不同速度下的幅值裕度和相位裕度。