CN113158337B - 一种基于变弯度柔性后缘的机翼及其阵风响应减缓方法 - Google Patents

一种基于变弯度柔性后缘的机翼及其阵风响应减缓方法 Download PDF

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Abstract

本发明公开了一种基于变弯度柔性后缘的机翼阵风响应减缓方法，涉及柔性飞行器阵风减缓控制领域；首先，针对某型机翼设计了一种基于波纹板形式的柔性后缘结构；然后，建立机翼有限元模型得到相应的模态信息。接着，利用observer法辨识由CFD得到的训练数据，建立机翼后缘偏转广义非定常气动力降阶模型；利用面元法计算模态、阵风气动力；利用上述气动力模型和模态信息建立机翼开环阵风响应模型。最后，采用柔性后缘为控制面，以翼尖加速度为反馈输入信号，利用GPC方法计算设计闭环控制律，在开环响应基础上添加闭环回路得到整体机翼阵风响应闭环主动控制系统。本发明采用变弯度柔性后缘减缓机翼阵风响应，能有效减缓阵风响应，较常规机翼在气动特性和结构质量方面具有更大的优势。

Description

一种基于变弯度柔性后缘的机翼及其阵风响应减缓方法
技术领域
本发明涉及柔性飞行器设计与阵风减缓领域，具体涉及一种基于变弯度柔性后缘的机翼阵风响应减缓方法。
背景技术
随着主动控制技术在航空技术领域的不断进步，人们逐步意识到结构的柔性在主动控制技术的支持下，可以发挥更大的潜力，由此产生了自适应机翼的概念，相较于传统固定机翼，它能够随马赫数、迎角、大气扰动以及机动飞行等飞行条件的改变而自动改变机翼的形状，从而改变机翼表面流动情况，减少分离，使其在每一个飞行状态下都能获得最大的升阻比和升力系数。由于弯度对升力的重要贡献，在众多变体形式中，变弯度机翼是研究最多的一种变体方式。
飞机在大气中飞行时会受到阵风或大气紊流的影响，引起机体结构模态的弹性振动，而阵风减缓系统则能极大程度上改善这种情况。传统飞行器多采用以刚性后缘偏转，结合闭环控制律实现对阵风的减缓控制。然而传统刚性后缘难以适应不同飞行条件，且结构较重，存在结构间隙与曲率突变，难以保证连续偏转。而变弯度后缘可以在保证机翼表面连续的情况下，实现机翼前后缘的偏转获取需要的操纵力，减小气动阻力与噪声，极大提高气动效率，是未来飞行器发展的重要方向。
现阶段基于变弯度柔性后缘的机翼阵风减缓的现有方法的主要问题在于缺乏应用于阵风减缓的柔性后缘结构工程应用实例；同时后缘的气动力建模主要利用工程近似方法，没有充分考虑连续变弯度后缘大变形非线性的特性，而借助高精度的CFD计算则导致计算周期与难度长大大加强；另外缺乏成熟有效的能够利用连续变弯度机翼后缘进行阵风减缓控制的控制方案。
发明内容
本发明提出一种一种基于变弯度柔性后缘的机翼阵风响应减缓方法，通过气动力降阶建模和控制方案设计环节，实现变弯度后缘阵风减缓控制。该方法包括了一种变弯度后缘结构、一种针对变弯度后缘气动力建模方法以及一套针对变弯度机翼的阵风减缓主动控制方案。
根据本发明的一个方面，提供了一种基于连续变弯度后缘的阵风响应减缓方法，其特征在于包括：
步骤一、针对三维机翼，设计一种波纹板形式的变弯度柔性后缘结构；
柔性后缘结构由若干波纹结构组成，前部波纹板添加开缝加筋板，通过榫卯、螺栓连接固定在固定翼段上；柔性蒙皮经过预拉伸，通过波纹板的凸起部位与后缘胶接在一起；柔性后缘采用舵机带动凯夫拉绳驱动的方式，凯夫拉绳穿过波纹板上的两侧通孔，两端将柔性后缘与舵机摇臂连接，舵机通过摇臂带动凯夫拉绳拉动柔性后缘结构，从而实现后缘沿弦向连续光滑上下变弯；
步骤二、建立基于变弯度柔性后缘的机翼开环阵风响应模型；
建立机翼开环阵风响应模型主要包括结构动力学建模与非定常气动力建模两个部分。
采用有限元方法建立机翼及柔性后缘结构、舵机刚度的结构模型，采用模态叠加法建立机翼的结构动力学模型。
变弯度柔性后缘的机翼广义非定常气动力主要可以分为三个部分，由柔性后缘偏转、阵风引起的广义非定常气动力以及机翼模态运动广义非定常气动力；
其中柔性后缘舵面偏转引起的非定常气动力由CFD高精度计算和降阶建模计算。首先在商业软件fluent中利用用户自定义函数udf计算设计不同频率和形状的柔性后缘偏转得到相应的广义非定常气动力系数，再利用状态观测器observer降阶辨识的方法得到柔性后缘任意偏转下的广义非定常气动力模型；
而模态运动和阵风引起的广义非定常气动力通过面元法加有理函数拟合计算得到。
最后将得到的结构动力学模型和广义非定常气动力模型耦合到一起得到基于变弯度柔性后缘的机翼开环阵风响应状态空间方程。
步骤三、连续变弯度机翼阵风减缓主动控制方案设计；
利用广义预测控制GPC方法控制方法设计控制律，采用两个固定翼段的柔性后缘作为控制面，在翼尖处布置加速度传感器；柔性后缘控制回路以翼尖加速度传感器过载信号为控制器反馈信号，由设计好的控制系统接受反馈信号后生成控制信号，控制舵机偏转，通过凯夫拉绳带动后缘变形，从而形成闭环主动控制。
本发明的优点在于：
1)、以变弯度柔性后缘变形实现对机翼阵风响应的减缓控制，与传统刚性后缘方式相比，可以达到同等的控制效果，同时极大减小气动噪声、提高飞行性能。
2)、提出的波纹板后缘结构相较于传统波纹板，通过3d打印技术进一步降低结构重量，增加结构柔性，通过上下凯夫拉绳拉动可以实现双向的舵面偏转，电动舵机加绳索拉动的形式提高了舵面偏转的响应速度，同时采用夹缝加筋板解决在绳索拉动过程中波纹板的压缩问题，利用柔性更大、经过预拉伸的丙烯酸材料蒙皮防止蒙皮在偏转过程中产生褶皱。
3)、利用二次多项式模拟后缘真实变形，采用降阶方法辨识后缘偏转气动力模型，同时结合工程面元法近似求解阵风、模态气动力，在考虑后缘实际偏转大变形非线性特性的同时，降低了计算成本与周期。
4)、采用柔性后缘为控制面，针对基于变弯度柔性后缘的机翼提出一种实际有效的阵风减缓主动控制方案，在灵活替换不同的控制律设计方法基础上，还可推广应用到其他变弯度后缘上。
附图说明
图1是根据本发明的一个实施例的整体机翼的示意图；
图2是根据本发明的一个实施例的具有变弯度后缘的固定翼段的整体示意图；
图3是根据本发明的一个实施例的上下翼段结构的示意图；
图4是根据本发明的一个实施例的波纹板后缘结构的示意图；
图5是根据本发明的一个实施例的机翼翼段安装的示意图；
图6是根据本发明的一个实施例的舵机驱动柔性后缘的示意图；
图7是根据本发明的一个实施例的气动力建模流程的示意图。
图8是根据本发明的一个实施例的阵风减缓控制方案的示意图。
具体实施方式
以下结合附图对本发明作进一步的详细描述。
本发明公开了一种基于变弯度柔性后缘的机翼阵风响应减缓方法，针对三维机翼设计了一种基于波纹板形式的变弯度后缘结构；采用CFD计算、气动力降阶辨识法混合传统面元法建立机翼广义非定常气动力模型，和机翼结构动力学模型一起耦合得到机翼阵风响应模型，并针对该机翼给出了一种阵风减缓主动控制方案。
根据本发明的一个实施例的基于变弯度柔性后缘的机翼阵风响应减缓方法包括：
步骤一、针对三维机翼，设计一种基于波纹板形式的变弯度后缘结构；
步骤二、建立基于变弯度柔性后缘的机翼开环阵风响应模型；
步骤三、基于变弯度柔性后缘的机翼阵风减缓主动控制方案设计。
以下对上述各步骤进行进一步详细说明。
步骤一、针对三维机翼，设计一种基于波纹板形式的变弯度后缘结构
如图1所示，该三维机翼包括六个固定翼段，第一至第六固定翼段按照从机身到翼尖的顺序依次设置，其中根据本发明的柔性后缘4连接在第四、五固定翼段2的后缘上，四、五翼段整体示意图如图2所示。
如图2、3、4、5所示机翼结构分为上下翼段部分(如图3所示)和柔性后缘部分(如图4所示)；其中，上下翼段部分通过螺纹孔6与螺纹孔13相互连接，再通过螺纹孔8和螺纹11连接在主梁3上，如图5的装配示意图所示，螺纹孔7用于连接舵机。
如图4所示的波纹板后缘结构通过上卡槽18、下卡槽17和上翼段部分凸起10、下翼段部分凸起5相连接，再通过螺纹孔15和翼段上螺纹孔9、12与上下翼段部分紧固(如图5所示)。
如图4所示的波纹板柔性后缘结构可以由3d打印一体成型，采用聚乳酸(PLA)材料，主体结构为呈翼面外形的矩形波纹板；其中矩形波纹板前部设有开缝加筋14以防止波纹板在凯夫拉绳拉动过程中压缩，同时避免形成闭室；波纹板两侧上下都设有通孔16以便凯夫拉绳21穿过；柔性蒙皮22采用弹性较好的丙烯酸材料，经过预拉伸后和波纹板上部胶接，以防止在弯曲过程中蒙皮出现褶皱；各向异性波纹板能够在承载面外气动力同时保证垂向弯曲变形，预拉伸的丙烯酸蒙皮能够保持后缘连续光滑变形。
如图6所示，柔性后缘部分采用舵机带动凯夫拉绳驱动的方式，凯夫拉绳21一端连接在舵机摇臂19上，一端穿过波纹板两侧通孔与柔性后缘末端固连，舵机通过螺纹孔7与翼段相连接，每个固定翼段分别有两个舵机同时通过凯夫拉绳拉动柔性后缘，舵机顺时针摆动后缘下偏，反之上偏。
步骤二、建立基于变弯度柔性后缘的机翼开环阵风响应模型；
建立机翼开环阵风响应模型主要包括结构动力学建模与非定常气动力建模两个部分。
采用有限元方法建立机翼及柔性后缘结构、舵机刚度的结构模型，梁、舵机连接处采用实体单元，剩余部件采用板单元，在商用软件ANSYSworkbench平台下完成对机翼简化结构的有限元建模和模态分析，取机翼前n阶模态的模态信息结果，采用模态叠加法建立机翼的结构动力学模型，通过叠加各阶模态的贡献来求得机翼结构的动力学响应。
变弯度柔性后缘的机翼非定常气动力主要可以分为三个部分，由柔性后缘偏转、阵风引起的广义非定常气动力以及机翼模态运动广义非定常气动力，采用CFD计算、气动力降阶辨识法混合传统面元法建立机翼非定常气动力模型，其建模流程如图6所示；
舵面偏转引起的非定常气动力采用CFD计算加observer降阶辨识的方法得到气动力模型；对ANSYS软件静力学仿真中得到后缘不同加力条件下的变形数据进行拟合，其结果表明可利用二次多项式近似模拟后缘偏转情况。考虑以下二次多项式:
y(x,t)＝(A0+A1x+A2x2)
其中A0、A1和A2为多项式拟合系数，与舵机拉力大小呈正比关系，x代表后缘弦向位移，y为后缘垂直翼型中线方向位移；在商业软件fluent中利用用户自定义函数udf将该多项式以多正弦叠加的方式y1(x,t)＝(A0+A1x+A2x2)(a0sin(f0t)+a1sin(f1t)+a2sin(f2t)+a3sin(f3t))给定后缘运动输出对应模态的广义气动力，其中，fn为第n阶模态对应的模态频率，an为相应的给定幅值，y1为后缘给定正弦叠加运动后垂直翼型中线方向位移；
利用后缘偏转广义非定常气动力作为训练数据，进行observer法参数辨识，建立以舵面偏转为输入，后缘偏转广义气动力为输出的气动力降阶模型；
模态和阵风引起的广义非定常气动力通过商业软件zaero中的面元法加有理函数拟合计算得到。
最后将得到的结构动力学模型和气动力模型耦合到一起得到变弯度机翼开环阵风响应方程：
Figure GDA0003592396000000041
其中q为机翼广义模态坐标，δ是后缘偏转的广义坐标，wg是阵风下洗速度向量，Mqq和Mqδ为广义质量矩阵，Cqq为广义阻尼矩阵，Kqq为广义刚度矩阵，Qqq、Qqδ和Qg为广义非定常气动力影响系数矩阵，分别对应于机翼模态、后缘偏转、阵风产生的广义非定常气动力。将变弯度机翼开环阵风响应方程转化为状态空间方程，在matlabsimulink模块中搭建机翼开环阵风响应模型。
步骤三、基于变弯度柔性后缘的机翼阵风减缓主动控制方案设计；
在matlabsimulink模块中利用广义预测控制GPC方法设计控制律，以翼梢传感器1加速度信号作为输入，舵机偏转为输出将其作为控制回路加入开环状态空间模型，形成机翼闭环阵风响应状态空间模型；
图7显示了基于连续变弯度后缘的机翼阵风减缓的主动控制方案，采用两个固定翼段的柔性后缘作为控制面，在翼尖处布置加速度传感器1；柔性后缘控制回路以翼尖加速度传感器过载信号为控制器反馈信号，由设计好的控制系统接受反馈信号后生成控制信号，控制舵机偏转，带动后缘变形，从而形成闭环主动控制，主要用于抑制机翼弹性模态引起的翼尖过载以及翼根弯矩。
本发明形成一种基于变弯度柔性后缘的机翼阵风响应减缓方法，针对某型机翼设计了一种基于波纹板形式的变弯度后缘结构，该结构能够在连续变弯同时保持气动面光滑连续且承载一定的气动载荷。柔性蒙皮采用经过预拉伸处理的丙烯酸，胶接在波纹板上。波纹板后缘采用线驱动的方式，通过凯夫拉绳连接舵机摇臂与后缘，驱动舵机拉动绳索使后缘发生偏转。在机翼进行后缘偏转气动力建模中，以二次多项式来拟合后缘偏转形状，通过给定运动形式在fluent中计算气动力，然后利用observer法对CFD数据进行辨识得到后缘偏转气动力降阶模型。通过计算得到的气动力模型与结构动力学模型耦合得到机翼开环阵风响应模型，采用以GPC方法设计的控制系统加入闭环回路，以翼尖加速度信号为输入反馈信号，通过设计好的控制系统后生成控制信号，控制舵机偏转，带动后缘变形，从而形成整体机翼阵风减缓闭环主动控制。

Claims (7)

1.一种机翼，所述机翼包括第一至第六固定翼段，其中第一至第六固定翼段按照从机身到翼尖的顺序依次设置，
其特征在于：
第四固定翼段和第五固定翼段各包括：上翼段部分、下翼段部分、带有柔性蒙皮(22)的变弯度柔性后缘(4)，其中柔性蒙皮(22)经过预拉伸后与柔性后缘(4)表面胶接，
其中：
第一螺纹孔(6)被设置在下翼段的圆柱上，第二螺纹孔(8)被设置在下翼段中部突起部上，第三螺纹孔(13)被设置在上翼段的圆柱上，第四螺纹孔(11)被设置在上翼段中部突起部上，第一至第四螺纹孔均为沉头螺纹孔，以防止影响气动外形，其中，第三螺纹孔(13)和第一螺纹孔(6)用来连接上翼段部分和下翼段部分，而上翼段部分和下翼段部分又通过第四螺纹孔(11)和第二螺纹孔(8)连接在主梁(3)上，
第五螺纹孔(7)被设置于下翼段的突出矩形挡板上，用于通过螺钉将舵机(20)连接到下翼段上，
柔性后缘(4)通过上卡槽(18)和下卡槽(17)分别与上翼段部分凸起(10)和下翼段部分凸起(5)相连接，并通过柔性后缘(4)上的第六螺纹孔(15)分别与上翼段上的第七螺纹孔(12)和下翼段上的第八螺纹孔(9)相连接，从而实现柔性后缘(4)和上翼段及下翼段的连接，
变弯度柔性后缘(4)的主体结构为呈翼面外形的矩形波纹板，
该矩形波纹板的上下部位都设有通孔(16)以便凯夫拉绳(21)穿过，
变弯度柔性后缘部分采用舵机(20)带动凯夫拉绳驱动，其中：凯夫拉绳(21)的一端连接在舵机摇臂(19)上，另一端穿过通孔(16)与变弯度柔性后缘的末端固连，舵机的旋转驱动摇臂带动凯夫拉绳，从而拉动后缘，
该矩形波纹板的前部设有开缝加筋板(14)以防止该矩形波纹板在凯夫拉绳的拉动过程中压缩，同时避免形成闭室，
柔性蒙皮(22)经过预拉伸后和波纹板上部胶接，以防止在弯曲过程中蒙皮出现褶皱，
矩形波纹板在不同方向表现出了不同的变形特性，面外方向不易变形从而能够承载较大的面外气动力载荷，同时保证了较大的弦向弯曲变形，预拉伸的蒙皮保持了变弯度柔性后缘(4)的连续光滑变形。
2.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于：
第四固定翼段和第五固定翼段各有两个舵机(20)，用于同时旋转带动凯夫拉绳拉动变弯度柔性后缘，
舵机顺时针摆动使后缘下偏，反之使后缘上偏。
3.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于：
变弯度柔性后缘(4)采用聚乳酸材料由3d打印一体成型。
4.根据权利要求1所述的机翼，其特征在于：
柔性蒙皮(22)采用弹性好的丙烯酸材料制成。
5.基于根据权利要求1-4之一所述的机翼的开环阵风响应模型的建模方法，其特征在于包括：
结构动力学建模，包括：采用有限元方法建立机翼的结构模型、柔性后缘的结构模型、舵机刚度的结构模型，其中，梁和舵机的连接处采用实体单元，剩余部件采用板单元，完成对机翼简化结构的有限元建模和模态分析，取机翼前n阶模态的模态信息结果，采用模态叠加法建立机翼的结构动力学模型，通过叠加各阶模态的贡献来求得机翼结构的动力学响应，其中n取前四到五阶，
非定常气动力建模，包括：
把变弯度柔性后缘的机翼非定常气动力分为由柔性后缘偏转、阵风引起的广义非定常气动力以及机翼模态运动广义非定常气动力，
对舵面偏转引起的非定常气动力，采用CFD计算加observer降阶辨识的方法得到气动力模型；
对ANSYS软件静力学仿真中得到后缘不同加力条件下的变形数据进行拟合，其结果表明利用二次多项式近似模拟后缘偏转情况，采用以下二次多项式:
y(x,t)＝(A0+A1x+A2x2)
其中A0、A1和A2为多项式拟合系数，与舵机拉力大小呈正比关系，x代表后缘弦向位移，y为后缘垂直翼型中线方向位移；在商业软件fluent中利用用户自定义函数udf将该多项式以多正弦叠加的方式y1(x,t)＝(A0+A1x+A2x2)(a0sin(f0t)+a1sin(f1t)+a2sin(f2t)+a3sin(f3t))给定后缘运动输出对应模态的广义气动力，其中，fn为第n阶模态对应的模态频率，an为相应的给定幅值，y1为后缘给定正弦叠加运动后垂直翼型中线方向位移；
利用后缘偏转广义非定常气动力作为训练数据，进行状态观测器法参数辨识，通过离散数据辨识系统的Markov参数，建立以舵面偏转为输入，后缘偏转广义气动力为输出的气动力降阶状态空间模型；
通过商业软件zaero中的面元法加有理函数拟合计算，得到模态和阵风引起的广义非定常气动力，
然后，将得到的结构动力学模型和气动力模型耦合到一起，得到变弯度机翼开环阵风响应方程：
Figure FDA0003592395990000021
其中q为机翼广义模态坐标，δ是后缘偏转的广义坐标，wg是阵风下洗速度向量，Mqq和Mqδ为广义质量矩阵，Cqq为广义阻尼矩阵，Kqq为广义刚度矩阵，Qqq、Qqδ和Qg为广义非定常气动力影响系数矩阵，分别对应于机翼模态、后缘偏转、阵风产生的广义非定常气动力，
将变弯度机翼开环阵风响应方程转化为状态空间方程，在matlabsimulink模块中搭建机翼开环阵风响应模型。
6.根据权利要求5所述的建模方法，其特征在于：
完成对机翼简化结构的有限元建模和模态分析的操作是在商用软件ANSYSworkbench平台下进行的。
7.基于根据权利要求1-4之一所述的机翼的机翼阵风响应减缓方法，其特征在于包括：
对于所述变弯度柔性后缘，应用采用根据权利要求5或6所述的建模方法建立的机翼开环阵风响应模型，确定机翼的阵风减缓主动控制方案，
其特征在于包括：
利用广义预测控制GPC方法设计控制律，采用第四固定翼段和第五固定翼段的所述变弯度柔性后缘作为控制面，在第六固定翼段的翼尖处布置加速度传感器(1)；
柔性后缘控制回路以翼尖加速度传感器的过载信号为控制器反馈信号，由控制系统接受反馈信号后生成控制信号，控制舵机偏转，通过凯夫拉绳(21)带动后缘变形，从而形成闭环主动控制。
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