CN106043734B - 一种结构陷幅滤波器设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种结构陷幅滤波器的设计方法，用于大飞行包线范围飞行、或多任务飞行飞机、或随飞行状态变化的结构陷幅滤波器，在保证飞机具有足够气动伺服弹性稳定裕度的要求下进行设计，包括将飞机包线进行划分、对其进行无结构陷幅滤波器的气动弹性分析、根据调整原则调整初步得出的频率点和阻尼系数、最终得出结构陷幅滤波器的传递函数。本发明的一种结构陷幅滤波器设计方法增加了结构陷幅滤波器设计的适应性，增加了气动伺服弹性稳定裕度，降低了对飞行控制律技术参数调整的要求，提升了飞机性能。

Description

一种结构陷幅滤波器设计方法
技术领域
本发明属于气动弹性力学领域，尤其涉及一种结构陷幅滤波器设计方法。
背景技术
气动伺服弹性稳定性问题是飞机气动弹性和飞行控制耦合所产生的稳定性问题，它直接关系着飞机的飞行安全，必须在飞机设计阶段进行充分的计算分析和试验来消除潜在的不稳定现象。如果存在气动伺服弹性不稳定问题，通过给飞行控制律附加设计结构陷幅滤波器是一种工程上通用的办法。
以前的结构陷幅滤波器设计通常是针对每个回路，各设置一种一定的结构陷幅滤波器，它不随飞行速度、飞行高度或者飞机挂载任务的改变而改变，因此，往往需要多轮次的设计迭代，才能设计出这种既满足气动伺服弹性稳定性要求，又满足飞行控制要求的结构陷幅滤波器，有时甚至还无法设计出满意的结果。
发明内容
本发明的目的是提供一种结构陷幅滤波器设计方法，用以解决上述问题。
所谓飞行包线是以飞行速度、高度和过载等作为界限的封闭几何图形，用以表示飞机的飞行范围和飞行限制条件，通常以速度作为横坐标，以高度作为纵坐标，把各个高度下的速度上限和下限画出来，这样就构成了一条边界线，成为飞行包线，飞机只能在这个线确定的范围内飞行。
为达到上述目的，本发明采用的技术方案是：一种结构陷幅滤波器的设计方法，用于大飞行包线范围飞行、或多任务飞行飞机、或随飞行状态变化的结构陷幅滤波器，在保证飞机具有足够气动伺服弹性稳定裕度的要求下，其设计步骤如下：
1.1、根据飞行任务，划定不同的飞行马赫数和飞行高度区分飞行包线，根据飞行马赫数Ms和飞行高度Hs将飞行包线分为若干区域，不同区域的飞行状态不同，飞机飞行特性也会有所不同；
1.2、在全包线内，进行无结构陷幅滤波器下的气动伺服弹性分析，并找出气动伺服弹性稳定裕度不足的飞行状态点，及其对应的稳定裕度及频率；
1.3、针对不同区域设计结构陷幅滤波器，设在一个所述区域中，需要在N个频率点上设计，频率点为ωi，其中i＝1,2,…,N；调整阻尼系数ζni和ζdi，以满足气动伺服弹性稳定性要求，结构陷幅滤波器传递函数G(s)的形式如下：
1.4、对不同区域的结构陷幅滤波器参数进行的调整，调整原则为调整在不同区域、但数值相近的频率点ωi，以及调整对应的阻尼系数ζni和ζdi，使其仍满足气动伺服弹性稳定性要求。
本发明的一种结构陷幅滤波器设计方法增加了结构陷幅滤波器设计的适应性，增加了气动伺服弹性稳定裕度，降低了对飞行控制律技术参数调整的要求，提升了飞机性能。
附图说明
此处的附图被并入说明书中并构成本说明书的一部分，示出了符合本发明的实施例，并与说明书一起用于解释本发明的原理。
图1为本发明一实施例的飞行包线划分示意图。
具体实施方式
为使本发明实施的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行更加详细的描述。在附图中，自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的元件或具有相同或类似功能的元件。所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。下面通过参考附图描述的实施例是示例型的，旨在用于解释本发明，而不能理解为对本发明的限制。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造型劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。下面结合附图对本发明的实施例进行详细说明。
在本发明的描述中，需要理解的是，术语“中心”、“纵向”、“横向”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本发明和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本发明保护范围的限制。
图1是本发明一实施例的飞行包线划分示意图，横坐标表示飞行马赫数，纵坐标表示高度，根据某飞行马赫数Ms和某飞行高度Hs将飞行包线分为I、II、III、IV四个分区；I区高度低、马赫数低，II区高度高、马赫数低、速压低，III区高度低、速压高、马赫数高，IV区高度高、马赫数高；显然，不同区域的飞行状态不同，飞机飞行特性也会有所不同；Ms和Hs可以不选，也可以选择多个。
下面结合一具体实施例对本发明做进一步阐述，针对某超音速飞机，本实施例中飞行马赫数和飞机高度均选取的为一个，令Ms＝1.0，Hs＝5000m，可将其飞行包线分为I、II、III、IV四个分区；针对每个分区进行气动伺服弹性稳定性计算，并进行结构陷幅滤波器设计，以俯仰角速率回路为例，初步设计参数如表1所示：
表1结构陷幅滤波器初步设计
对初步设计的结构陷幅滤波器进行综合调整，根据调整在不同区域、但数值相近的频率点ωi，以及调整对应的阻尼系数ζni和ζdi，使其仍满足气动伺服弹性稳定性的要求的调整原则。本实施例中将表1中I、II区域的频率点ω1(25和27调整为均值26)和阻尼系数ζd1(调整频率点ω1的前提下，且为了仍满足气动伺服弹性稳定性要求，将0.6和0.4调整为0.8)进行调整；同理，将I、II区域的频率点ω2(60和63调整为62)和阻尼系数ζd2(调整频率点ω2的前提下，且为了仍满足气动伺服弹性稳定性要求，将0.5和0.6调整为0.65)进行调整，将III、IV区域的频率点ω1(62和64调整为62)和阻尼系数ζd1(调整频率点ω1的前提下，且为了仍满足气动伺服弹性稳定性要求，将1.0和0.8调整为1.2)进行调整，其调整后的结构陷幅滤波器设计参数如表2所示：
表2结构陷幅滤波器调整设计
将调整后的陷幅滤波器设计参数输入到传递函数G(s)中，则结构陷幅滤波器的形式如下，
在I、II分区为：
在III、IV分区为：
本发明的一种随飞行状态变化的结构陷幅滤波器设计方法增加了结构陷幅滤波器设计的适应性，增加了气动伺服弹性稳定裕度，降低了对飞行控制律技术参数调整的要求，提升了飞机性能。
以上所述，仅为本发明的最优具体实施方式，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揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。因此，本发明的保护范围应以所述权利要求的保护范围为准。

Claims (1)

1.一种结构陷幅滤波器的设计方法，用于大飞行包线范围飞行、或多任务飞行飞机、或随飞行状态变化的结构陷幅滤波器，在保证飞机具有足够气动伺服弹性稳定裕度的要求下，其特征在于，设计步骤如下：
1.1、根据飞行任务，划定不同的飞行马赫数和飞行高度区分飞行包线，根据飞行马赫数Ms和飞行高度Hs将飞行包线分为若干区域，不同区域的飞行状态不同，飞机飞行特性也会有所不同；
1.2、在全包线内，进行无结构陷幅滤波器下的气动伺服弹性分析，并找出气动伺服弹性稳定裕度不足的飞行状态点，及其对应的稳定裕度及频率；
1.3、针对不同区域设计结构陷幅滤波器，设在一个所述区域中，需要在N个频率点上设计，频率点为ωi，其中i＝1,2,…,N；调整阻尼系数ζni和ζdi，以满足气动伺服弹性稳定性要求，结构陷幅滤波器传递函数G(s)的形式如下：
<mrow> <mi>G</mi> <mrow> <mo>(</mo> <mi>s</mi> <mo>)</mo> </mrow> <mo>=</mo> <munderover> <mo>&amp;Pi;</mo> <mrow> <mi>i</mi> <mo>=</mo> <mn>1</mn> </mrow> <mi>N</mi> </munderover> <mfrac> <mrow> <msup> <mrow> <mo>(</mo> <mfrac> <mi>s</mi> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>i</mi> </msub> </mfrac> <mo>)</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>+</mo> <mn>2</mn> <msub> <mi>&amp;zeta;</mi> <mrow> <mi>n</mi> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <mfrac> <mi>s</mi> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>i</mi> </msub> </mfrac> <mo>+</mo> <mn>1</mn> </mrow> <mrow> <msup> <mrow> <mo>(</mo> <mfrac> <mi>s</mi> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>i</mi> </msub> </mfrac> <mo>)</mo> </mrow> <mn>2</mn> </msup> <mo>+</mo> <mn>2</mn> <msub> <mi>&amp;zeta;</mi> <mrow> <mi>d</mi> <mi>i</mi> </mrow> </msub> <mfrac> <mi>s</mi> <msub> <mi>&amp;omega;</mi> <mi>i</mi> </msub> </mfrac> <mo>+</mo> <mn>1</mn> </mrow> </mfrac> </mrow>
1.4、对不同区域的结构陷幅滤波器参数进行的调整，调整原则为合并在不同区域、但数值相近的频率点ωi，以及调整对应的阻尼系数ζni和ζdi，使其仍满足气动伺服弹性稳定性要求。
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN108009325B (zh) * 2017-11-22 2021-09-03 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种结构陷幅滤波器参数确定方法
CN108958038B (zh) * 2018-08-16 2021-04-23 上海航天控制技术研究所 一种适应飞行器推力离散特性的控制参数调整方法
CN112733259B (zh) * 2020-12-29 2023-11-21 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法
CN113419556B (zh) * 2021-06-01 2024-01-30 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种基于指令迎角的飞机起降控制方法

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN101793591A (zh) * 2010-03-26 2010-08-04 北京航空航天大学 飞行器气动伺服弹性地面模拟试验系统
US8393206B1 (en) * 2010-02-09 2013-03-12 Ping-Chih Chen Dry wind tunnel system
CN103543743A (zh) * 2013-11-05 2014-01-29 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机地面伺服弹性试验舵面抗积分饱和方法
CN104850056A (zh) * 2014-10-30 2015-08-19 中国运载火箭技术研究院 一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8393206B1 (en) * 2010-02-09 2013-03-12 Ping-Chih Chen Dry wind tunnel system
CN101793591A (zh) * 2010-03-26 2010-08-04 北京航空航天大学 飞行器气动伺服弹性地面模拟试验系统
CN103543743A (zh) * 2013-11-05 2014-01-29 中国航空工业集团公司西安飞机设计研究所 一种飞机地面伺服弹性试验舵面抗积分饱和方法
CN104850056A (zh) * 2014-10-30 2015-08-19 中国运载火箭技术研究院 一种适用于多通道耦合飞行器的伺服弹性试验及分析方法

Non-Patent Citations (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
"导弹自适应结构滤波器的设计与仿真";楚龙飞，吴志刚等;《航空学报》;20110225;第32卷(第2期);全文 *
"某型导弹气动伺服弹性稳定性研究";庞连俊，张辉等;《第八届（2003年）全国空气弹性学术交流会论文》;20030801;全文 *

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