CN112733259B - 一种气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法 - Google Patents

一种气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法，应用于具有电传飞控系统的飞机‑飞控系统组合回路，在进行飞机气动伺服弹性稳定性分析与设计时，实现飞机环节与飞控环节的频响特性数据库自动生成与快速更新、基于状态数据库的飞机‑飞控组合回路自匹配开环频响数据库生成、针对不利耦合情况的快速设计及验证，解决了海量数据提取、多轮次迭代效率和数据匹配问题。实现了气动伺服弹性稳定性分析与设计自动化、高效率、有效提升了设计效率，缩短了设计周期。

Description

一种气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法
技术领域
本发明属于飞机气动伺服弹性技术领域，具体涉及一种气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法。
背景技术
气动伺服弹性问题是飞行器弹性结构、非定常气动力以及飞行控制系统相互耦合的气动弹性问题，气动伺服弹性稳定性分析是电传飞机研制过程中必不可少的重要环节。在飞机研制过程中，由于飞机不同燃油、装载、外挂构型，计算状态点、控制律模态组合工况数量众多，设计输入参数复杂，气动伺服弹性稳定性分析及针对不利耦合的气动伺服弹性设计面临组合工况数量大、计算量繁重、操作繁琐、多轮次以及计算周期长等特点。
发明内容
本发明的目的还是提供一种气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法，用以克服现有技术存在的计算繁琐、周期长且没有一套设计方法的问题。
为了实现上述任务，本发明采用以下技术方案：
一种气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法，所述方法包括以下步骤：
步骤1，选取气动伺服弹性稳定性分析的不同计算工况，每一种计算工况包括一种飞机构型、控制律模态、状态点参数、控制回路；
步骤2，获取飞机构型的模态分析结果；
步骤3，获取飞机构型的非定常气动力；
步骤4，依据所述的飞机构型的模态分析结果、飞机构型的非定常气动力，求解弹性飞机频域气动伺服弹性运动方程，获取气动力环节及弹性机体环节的频响特性；
步骤5，获取舵机环节频响特性和传感器环节频响特性；
步骤6，基于气动力环节及弹性机体环节的频响特性、舵机环节频响特性和传感器环节频响特，计算并建立所述计算工况的飞机环节频响特性数据库；
步骤7，获取步骤1中所述计算工况的飞控频响特性数据库；
步骤8，选择待分析的飞机构型并指定计算工况，调取其飞机环节频响特性数据库；选择控制律构型、控制回路调取其飞控环节频响特性数据库，根据状态点参数，从所述的飞机环节频响特性数据库、飞控环节频响特性数据库中检索并自动匹配所选计算工况飞机环节与飞控环节的频响特性数据，建立飞机-飞控组合回路的开环频响特性数据库；
步骤9，根据所述飞机-飞控组合回路的开环频响特性数据库，基于控制理论及稳定性理论，采用气动伺服弹性稳定性分析方法，获取所述指定计算工况的气动伺服弹性稳定裕度；
步骤10，针对于所有的计算工况，按照步骤8、9相同的方法计算对应工况的气动伺服弹性稳定裕度，判断气动伺服弹性稳定裕度是否满足要求，若全部工况的稳定裕度均满足要求，则计算结束。
进一步地，所述方法还包括：
若存在稳定裕度不足的计算工况，转步骤11进行气动伺服弹性稳定性设计；
步骤11，选取稳定裕度最小的计算工况，分析造成不利耦合的原因，确定造成不利耦合的反馈回路及结构模态，并在控制回路中增加结构陷幅滤波器和/或低通滤波器等，验证该工况的稳定裕度是否能满足要求，若不满足要求，重新设计滤波器或调整滤波器结构、参数、数量直至该工况稳定裕度满足要求为止；
步骤12，将步骤11中设计的滤波器加到飞控系统中，重复步骤10，验证加入滤波器后的飞控系统是否能使所有计算工况满足气动伺服弹性稳定裕度要求，若存在不满足要求的计算工况，重复步骤11，更改或重新设计滤波器；若所有状态满足要求则计算结束。
进一步地，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；所述飞控环节包括：多路响应信号的反馈控制律环节。
进一步地，所述结构陷幅滤波器的传递函数如下：
其中频率ω1和ω2主要用于控制陷幅宽度，而阻尼比ξ1和ξ2用于控制陷幅深度，s为拉式变量；
低通滤波器传递函数如下：
其中，w表示低通滤波器频率，s为拉式变量。
进一步地，所述飞机构型包括装载、外挂、燃油量；控制律模态包括增稳、姿态保持；状态点参数包括高度、马赫数、空速；控制回路包括纵向、横向、航向。
进一步地，所选状态点参数包括各飞机构型的全包线范围内的飞行状态。
进一步地，所述获取飞机构型的模态分析结果，包括：根据飞机构型建立飞机的动力学有限元模型，利用有限元分析软件对所述有限元模型进行分析，得到所述分析结果。
进一步地，所述获取飞机构型的非定常气动力，包括：根据飞机构型建立飞机的气动力网格模型，利用气动弹性分析软件对所述网格模型进行分析，得到所述非定常气动力。
进一步地，当飞机结构或有限元模型发生改变，使得飞机环节发生更改时，重复步骤2～6，更新飞机环节频响特性数据库。
进一步地，根据实际设计要求，当飞控环节飞行控制律发生更改时，重复步骤7，更新飞控频响特性数据库。
进一步地，当飞机环节和/或飞控环节发生更改时，重复步骤8，更新飞机-飞控组合回路的开环频响特性数据库。
进一步地，所述步骤10中，飞机气动伺服弹性稳定裕度要求幅值裕度不小于6dB，相位裕度不小于±60°。
与现有技术相比，本发明具有以下技术特点：
本发明在进行飞机气动伺服弹性稳定性分析与设计时，实现飞机环节与飞控环节的频响特性数据库自动生成与快速更新、基于状态数据库的飞机-飞控组合回路自匹配开环频响数据库生成、针对不利耦合情况的快速设计及验证，解决了海量数据提取、多轮次迭代效率和数据匹配问题。实现了气动伺服弹性稳定性分析与设计自动化、高效率、有效提升了设计效率，缩短了设计周期。
附图说明
图1为气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法流程图；
图2为气动伺服弹性稳定性分析计算工况定义示意图；
图3为气动伺服弹性稳定性设计示例。
具体实施方式
本发明提供一种气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法，所述方法应用于具有电传飞控系统的飞机-飞控系统组合回路，可以实现飞机环节与飞控环节数据库自动生成，批量化自动匹配气动伺服弹性稳定性分析，以及气动伺服弹性快速迭代设计与验证，能有效提升飞机气动伺服弹性设计效率、缩短设计周期。
参见图1，本发明提供了一种气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法，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；所述飞控环节包括：多路响应信号的反馈控制律环节；所述方法包括以下步骤：
步骤1，选取气动伺服弹性稳定性分析的不同计算工况，每一种计算工况包括一种飞机构型(装载、外挂、燃油量等)、控制律模态(增稳、姿态保持等)、状态点参数(高度、马赫数、空速等)、控制回路(纵向、横向、航向等)，获取状态数据库。
所选状态点参数应包括各飞机构型的全包线范围内的飞行状态。
步骤2，获取飞机构型的模态分析结果，其中一种获取方法为：根据飞机构型建立飞机的动力学有限元模型，利用有限元分析软件对所述有限元模型进行分析，得到所述分析结果。
步骤3，获取飞机构型的非定常气动力，其中一种获取方法为：根据飞机构型建立飞机的气动力网格模型，利用气动弹性分析软件对所述网格模型进行分析，得到所述非定常气动力。
步骤4，依据所述的飞机构型的模态分析结果、飞机构型的非定常气动力，通过插值求解弹性飞机频域气动伺服弹性运动方程，获取气动力环节及弹性机体环节的频响特性。
步骤5，获取舵机环节频响特性和传感器环节频响特性；例如可通过扫频试验来获得所述频响特性。
步骤6，基于气动力环节及弹性机体环节的频响特性、舵机环节频响特性和传感器环节频响特，计算并建立在步骤1所述计算工况的飞机环节频响特性数据库。
当飞机结构或有限元模型发生改变，使得飞机环节发生更改时，重复步骤2～6，更新飞机环节频响特性数据库。
步骤7，获取步骤1中所述计算工况的飞控频响特性数据库；例如可通过建立飞控环节的仿真模型来获取，其中仿真模型包括各个控制律模态，以及控制回路。
根据实际设计要求，当飞控环节飞行控制律发生更改时，重复步骤7，更新飞控频响特性数据库。
步骤8，选择待分析的飞机构型并指定计算工况，调取其飞机环节频响特性数据库；选择控制律构型、控制回路调取其飞控环节频响特性数据库，根据状态点参数，从所述的飞机环节频响特性数据库、飞控环节频响特性数据库中检索并自动匹配所选计算工况飞机环节与飞控环节的频响特性数据，建立飞机-飞控组合回路的开环频响特性数据库。
当飞机环节和/或飞控环节发生更改时，重复步骤8，更新飞机-飞控组合回路的开环频响特性数据库。
步骤9，根据所述飞机-飞控组合回路的开环频响特性数据库，基于控制理论及稳定性理论，采用气动伺服弹性稳定性分析方法，例如乃奎斯特法等，获取所述指定计算工况的气动伺服弹性稳定裕度。
步骤10，针对于所有的计算工况，按照步骤8、9相同的方法计算对应工况的气动伺服弹性稳定裕度，判断气动伺服弹性稳定裕度是否满足要求，若全部工况的稳定裕度均满足要求，则计算结束；若存在稳定裕度不足的计算工况，转步骤11进行气动伺服弹性稳定性设计。
其中，飞机气动伺服弹性稳定裕度要求幅值裕度不小于6dB，相位裕度不小于±60°。
步骤11，选取最严重工况，即稳定裕度最小的计算工况，分析造成不利耦合的原因，确定造成不利耦合的反馈回路及结构模态，并在控制回路中增加结构陷幅滤波器和/或低通滤波器等，验证该工况的稳定裕度是否能满足要求，若不满足要求，重新设计滤波器或调整滤波器结构、参数、数量直至该工况稳定裕度满足要求为止。
结构陷幅滤波器传递函数如下：
其中频率ω1和ω2主要用于控制陷幅宽度，而阻尼比ξ1和ξ2用于控制陷幅深度,s为拉式变量。
低通滤波器传递函数如下：
其中，w表示低通滤波器频率，s为拉式变量。
步骤12，将步骤11中设计的滤波器加到飞控系统中，重复步骤10，验证加入滤波器后的飞控系统是否能使所有计算工况满足气动伺服弹性稳定裕度要求，若存在不满足要求的计算工况，重复步骤11，更改或重新设计滤波器。若所有状态满足要求则计算结束。
实施例：
下面对本发明提供的气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法进行说明，参照图1。
步骤1，确定如图2所示的计算状态工况，建立包括飞机构型、控制律构型、控制回路、状态点参数的状态数据库；
步骤2，建立所选飞机构型的结构动力学模型，利用NASTRAN软件计算飞机固有模态特性；
步骤3，利用ZAERO软件建立所选飞机构型的气动力模型，并输出所有飞机构型及状态点的气动力环节及飞机环节离散频响数据，建立/更新气动力环节及弹性机体环节的频响特性Ga(iω)；i表示虚数单位，ω表示频率，其取值范围包括飞机主要模态的模态频率。
步骤4，通过扫频试验等方法测量飞机副翼、方向舵、升降舵等舵机的频响特性Gactu(iω)，以及传感器环节的频响特性Gsensor(iω)；
步骤5，计算飞机环节频响特性，并输出所有计算工况飞机环节频响特性数据库：
Gplant(iω)＝Gactu(iω)×Ga(iω)×Gsensor(iω)
步骤6，在MATLAB/Simulink模块建立/更新飞控环节仿真模型，并输出所有工况飞控环节频响特性数据，形成飞控频响特性数据库H(iω)；
步骤7，根据所选计算工况状态点参数，自动匹配飞机环节及对应飞控环节频响特性数据库，输出飞机-飞控组合回路开环频响特性数据库：
Gopenloop(iω)＝Gplant(iω)×H(iω)；
步骤8利用Nyquist法计算气动伺服弹性系统的稳定裕度，包括幅值裕度及相位裕度；
步骤9，检查是否存在稳定裕度不足的状态，若所有状态稳定裕度都满足要求，计算结束；若存在稳定裕度不足的状态，转10；
步骤10，针对最严重工况，进行稳定裕度不足的气动伺服弹性稳定性设计，并对比设计前后的飞机-飞控组合回路开环Nyquist曲线如图3所示，直至设计满足稳定裕度要求为止；
步骤11,验证所设计的滤波器是否能使所有状态稳定裕度满足要求，若加入滤波器后所有状态稳定裕度满足要求，保存滤波器数据库，否则返回10重新设计。
以上实施例仅用于说明本申请的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本申请进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以以对前述实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本申请各实施例技术方案的精神和范围，均应包含在本申请的保护范围之内。

Claims (10)

1.一种气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法，其特征在于，所述方法包括以下步骤：
步骤1，选取气动伺服弹性稳定性分析的不同计算工况，每一种计算工况包括一种飞机构型、控制律模态、状态点参数、控制回路；
步骤2，获取飞机构型的模态分析结果；
步骤3，获取飞机构型的非定常气动力；
步骤4，依据所述的飞机构型的模态分析结果、飞机构型的非定常气动力，求解弹性飞机频域气动伺服弹性运动方程，获取气动力环节及弹性机体环节的频响特性；
步骤5，获取舵机环节频响特性和传感器环节频响特性；
步骤6，基于气动力环节及弹性机体环节的频响特性、舵机环节频响特性和传感器环节频响特，计算并建立所述计算工况的飞机环节频响特性数据库；
步骤7，获取步骤1中所述计算工况的飞控频响特性数据库；
步骤8，选择待分析的飞机构型并指定计算工况，调取其飞机环节频响特性数据库；选择控制律构型、控制回路调取其飞控环节频响特性数据库，根据状态点参数，从所述的飞机环节频响特性数据库、飞控环节频响特性数据库中检索并自动匹配所选计算工况飞机环节与飞控环节的频响特性数据，建立飞机-飞控组合回路的开环频响特性数据库；
步骤9，根据所述飞机-飞控组合回路的开环频响特性数据库，基于控制理论及稳定性理论，采用气动伺服弹性稳定性分析方法，获取所述指定计算工况的气动伺服弹性稳定裕度；
步骤10，针对于所有的计算工况，按照步骤8、9相同的方法计算对应工况的气动伺服弹性稳定裕度，判断气动伺服弹性稳定裕度是否满足要求，若全部工况的稳定裕度均满足要求，则计算结束。
2.根据权利要求1所述的气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法，其特征在于，所述方法还包括：
若存在稳定裕度不足的计算工况，转步骤11进行气动伺服弹性稳定性设计；
步骤11，选取稳定裕度最小的计算工况，分析造成不利耦合的原因，确定造成不利耦合的反馈回路及结构模态，并在控制回路中增加结构陷幅滤波器和/或低通滤波器，验证所述计算工况的稳定裕度是否能满足要求，若不满足要求，重新设计滤波器或调整滤波器结构、参数、数量直至该工况稳定裕度满足要求为止；
步骤12，将步骤11中设计的滤波器加到飞控系统中，重复步骤10，验证加入滤波器后的飞控系统是否能使所有计算工况满足气动伺服弹性稳定裕度要求，若存在不满足要求的计算工况，重复步骤11，更改或重新设计滤波器；若所有状态满足要求则计算结束。
3.根据权利要求1所述的气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法，其特征在于，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；所述飞控环节包括：多路响应信号的反馈控制律环节。
4.根据权利要求2所述的气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法，其特征在于，所述结构陷幅滤波器的传递函数如下：
其中频率ω1和ω2主要用于控制陷幅宽度，而阻尼比ξ1和ξ2用于控制陷幅深度，s为拉式变量；
低通滤波器传递函数如下：
其中，w表示低通滤波器频率，s为拉式变量。
5.根据权利要求1所述的气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法，其特征在于，所述飞机构型包括装载、外挂、燃油量；控制律模态包括增稳、姿态保持；状态点参数包括高度、马赫数、空速；控制回路包括纵向、横向、航向。
6.根据权利要求1所述的气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法，其特征在于，所选状态点参数包括各飞机构型的全包线范围内的飞行状态。
7.根据权利要求1所述的气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法，其特征在于，所述获取飞机构型的模态分析结果，包括：根据飞机构型建立飞机的动力学有限元模型，利用有限元分析软件对所述有限元模型进行分析，得到所述分析结果。
8.根据权利要求1所述的气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法，其特征在于，所述获取飞机构型的非定常气动力，包括：根据飞机构型建立飞机的气动力网格模型，利用气动弹性分析软件对所述网格模型进行分析，得到所述非定常气动力。
9.根据权利要求1所述的气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法，其特征在于，当飞机结构或有限元模型发生改变，使得飞机环节发生更改时，重复步骤2～6，更新飞机环节频响特性数据库；
根据实际设计要求，当飞控环节飞行控制律发生更改时，重复步骤7，更新飞控频响特性数据库；
当飞机环节和/或飞控环节发生更改时，重复步骤8，更新飞机-飞控组合回路的开环频响特性数据库。
10.根据权利要求1所述的气动伺服弹性快速迭代分析与设计方法，其特征在于，所述步骤10中，飞机气动伺服弹性稳定裕度要求幅值裕度不小于6dB，相位裕度不小于±60°。
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