CN114763196A - 一种基于非线性降维的小型固定翼飞行器失速控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及一种基于非线性降维的小型固定翼飞行器失速控制方法，属于小型固定翼飞行器主动流动控制技术领域。对机翼的攻角进行实时测量，通过非线性降维算法对攻角数据进行实时处理，判断处理后的攻角是否达到临界失速攻角，当达到时，控制合成射流压电泵工作，从机翼尾缘处通过导流管道将低动量气体吸入泵腔内，再通过导流管道向机翼表面喷射气体以抑制机翼表面边界层的分离，当攻角从临界失速攻角逐渐减小，保持原翼型的气动性能。优点在于降低测量攻角误差，压电式合成射流控制具有更快的响应速度，以应对飞行器在空中的突发失速情况，对失速攻角下的飞行姿态进行速度补偿，防止飞行器的失速。

Description

一种基于非线性降维的小型固定翼飞行器失速控制方法

技术领域

本发明属于小型固定翼飞行器主动流动控制技术领域，尤其涉及一种基于非线性降维算法的小型固定翼飞行器合成射流失速控制方法，

背景技术

一般来说，小型固定翼飞行器的飞行雷诺数大约为10000-100000之间，这使得其在飞行时，层流占主导地位，粘性力作用显著，当飞行攻角增大，上翼面的压力梯度发生反转时，边界层分离严重，导致飞行器发生失速。因此，为了防止上翼面的边界层分离产生的失速，需要对上翼面的速度进行增速，进而补偿因压力梯度反转造成的速度流失。

合成射流技术是一种不需要额外质量，仅利用被控流场的主动控制技术，因此又被称为“零质量射流”。法国瓦朗谢纳大学的C.Chovet(Dynamic characterization ofpiezoelectric micro-blowers for separation flow control)、吉林大学压电精密驱动课题组的王志军、以及汤华杰(基于合成射流原理的涡轮直喷式压电气泵的仿真分析与实验研究)等人公开了其研究的新型合成射流压电泵。合成射流压电泵与其他类型的合成射流器件相比，其结构简单、工作频率高、响应迅速并且易于小型化，因此在小型飞行器的气动特性主动控制领域具有广泛的应用前景。合成射流压电泵布置于机翼上时不会增加飞行器的重量且不会影响机翼的结构和气动性能；而且能耗低，工作时仅依靠电能，方便对其进行电参数控制。

传统抽吸法和吹流法是降低边界层分离抑制失速的有效方式，抽吸法的原理是将边界层未分离处的低动量流体吸走，从而在吸缝处产生新的边界层；吹流法的原理是通过吹流装置将具有一定动量的流体向壁面吹出，从而避免边界层的分离。

发明内容

本发明提供一种基于非线性降维的小型固定翼飞行器失速控制方法，以解决小型固定翼飞行器在低速大攻角飞行过程中容易发生失速的问题。

本发明采取的技术方案是：包括下列步骤：

(1)、在飞行器的飞行过程中，通过攻角传感器对机翼的攻角进行实时测量；

(2)、通过非线性降维算法对攻角数据进行实时处理，降低攻角的测量误差；

(3)、然后判断处理后的攻角是否达到临界失速攻角；

(4)、当机翼的攻角达到临界失速攻角时，控制合成射流压电泵工作，从机翼尾缘处通过导流管道将低动量气体吸入泵腔内，再通过导流管道向机翼表面喷射气体以抑制机翼表面边界层的分离；

(5)、当攻角从临界失速攻角逐渐减小，逐渐降低合成射流压电泵的功率，从而保持原翼型的气动性能。

本发明所述步骤(2)中，通过非线性降维算法对攻角数据进行处理方法如下：

对于采集到的攻角数据P_q＝(θ_i),i＝0,1,2,...,q，其中q为整个攻角数据集合中所有样本点的个数，i为代表0到q中任意一个整数，θ_i代表攻角数据中第i个攻角数据；对于给定的攻角数据经过中心化变换处理后得到新的坐标系：F_n＝{α₁,α₂,...,α_n}，F_n表示经过变换后的新的向量集合，i∈(1,n)，其中的α_i即为标准正交向量基：||α_i||₂＝1,α_i ^Tα_j＝0,(i≠j)，对新坐标中的部分坐标继续裁剪，计算单个样本点的标准正交向量基α_i在新维度下的投影：

H_i＝(β_i1,β_i2,...,β_ij) (3)

其中H_i表示新投影下的新的坐标向量集合，i表示新坐标系的维度，j表示新的坐标维度下的第j个样本，β_ij＝α_i ^Tθ_j为样本点θ_j在新维度坐标系下的i维坐标，然后根据H_i来重建θ_i：

其中

为重建后的样本点向量，下一步计算原样本点θ_i与新维度坐标系下的

的角度差值：

其中const为一个常数，q代表协方差矩阵的维度，

为协方差矩阵，根据F_n＝{α₁,α₂,...,α_n}的重构性对上式进行最小化处理得：

然后使用拉格朗日乘子法得：

根据式(7)将攻角数据投影到由F_n＝{α₁,α₂,...,α_i}确定的超平面上：

其中β_i为样本攻角数据θ_i在高维空间的投影，λ_j代表所求特征值，进而计算得：

其中

由式(4)可知，β_i由原始数据空间的样本点θ_i通过映射关系，假设映射关系为β_i＝Φ(θ_i),i＝1,2,...,q，由此可将式(8)变换为：

根据系统精度要求需提前设置好重构阈值η，根据

计算出符合要求的最小j值，取前j特征值λ_i所对应的α_i，构成最终的数据向量

本发明所述步骤(4)中合成射流压电泵是一种无阀压电气泵，上下两压电振子施加相位相反的正弦激励，在吸气过程中上下两压电振子向泵腔外振动，气体在压差作用下吸入泵腔；在射流过程中上下两压电振子向泵腔内振动，泵腔内的体积减小，腔内气压变大，致使腔内的气体从射流孔射出，同时，泵腔附近的气体也随射流一起射出。

本发明所述合成射流压电泵布置于机翼内部，其射流口与相切于上翼面处的狭缝通道相连，两入口与尾缘相连，在合成射流压电泵工作时，通过控制机翼周围的流场，将尾缘处分离的低动量紊流吸入，然后从上翼面处将气体射出，从而抑制机翼边界层的分离。

本发明所述步骤(4)中合成射流压电泵的流量控制仿真方法是：

利用商业CFD软件FLUENT在不同翼型、不同临界攻角、不同雷诺数的工况下，确定合成射流压电泵的抽吸量，其中不同工况下的雷诺数均小于100000；设置流动模型为模型，并根据上文设置速度入口、压力出口、质量流量入口以及质量流量出口，其中质量流量入口以及质量流量出口为射流泵的进出气口，设置壁面条件为无滑移条件，最终在瞬态条件下计算，并监控其升力曲线，通过分析升力—抽吸量曲线并与公式(1)、(2)进行对比，

F₁>F₂ (2)

其中，M代表飞行器的质量，m代表压电合成射流泵的质量在升力，v₁代表飞行器的飞行速度，v₂代表射流泵射流速度，F₁为正常攻角飞行状态下，根据仿真结果得到的翼型的升力，F₂为在大攻角失速状态下，通过失速控制后得到的翼型的升力，通过对比升力-抽吸量曲线中，选择满足公式(1)、(2)的最大抽吸量作为合成射流压电泵的参考流量。

本发明有益效果在于：

(1)由于飞行器的不同使用场景，传感器对攻角的数据采集会因为外界温度、风速、电磁脉冲以及空气潮湿度等因素而产生一定误差，本发明使用非线性降维算法对攻角数据进行了处理，降低了攻角数据的误差，非线性降维算法通过将原始高维攻角数据映射至低维空间，舍弃部分最小数据特征值所对应的特征向量，以此来达到降低测量攻角误差的效果，同时也提高了对攻角样本数据的采样密度。

(2)采用合成射流控制技术，实现了“零质量射流”，不需要额外的气源，减轻了飞行器的总体质量；另外，使用压电式合成射流控制技术使得整体结构更紧凑，相比其他类型的合成射流技术，压电式合成射流控制技术具有更快的响应速度足以应对飞行器在空中的突发失速情况。

(3)本发明结合传统抽吸法和吹流法，利用合成射流压电泵，对机翼周围流场进行控制，从尾缘处吸取低动量的气体，然后从上壁面喷射出去，对失速攻角下的飞行姿态进行速度补偿，防止其因逆压梯度过大而造成的边界层分离，有效的将边界层固定在机翼表面，防止飞行器的失速。

附图说明

图1是基于非线性降维算法的小型固定翼飞行器合成射流失速控制方法的工作流程示意图；

图2是合成射流压电泵结构示意图；

图3是合成射流压电泵的工作原理图；

图4是抑制失速装置示意图；

图5是非线性降维算法流程示意图；

图6在不同的控制方法以及不同的出气量下，机翼周围的速度云图；

图7在不同的控制方法以及不同的出气量下，机翼升力曲线。

具体实施方式

如图1流程所示，包括下列步骤：

(1)、在飞行器的飞行过程中，通过攻角传感器对机翼的攻角进行实时测量；

(2)、通过非线性降维算法对攻角数据进行实时处理，降低攻角的测量误差；

(3)、然后经过控制器判断处理后的攻角是否达到临界失速攻角；

(4)、当机翼6的攻角达到临界失速攻角时，控制合成射流压电泵1工作，从机翼尾缘处导流口4通过导流管道2将低动量气体吸入泵腔10内，再通过导流管道3将气体从射流口5向机翼表面喷射气体以抑制机翼表面边界层的分离；

(5)、当攻角从临界失速攻角逐渐减小，逐渐降低合成射流压电泵1的功率，从而保持原翼型的气动性能，

本发明所述步骤(2)中，如图5所示，通过非线性降维算法对攻角数据进行处理，对于采集到的攻角数据P_q＝(θ_i),(i＝0,1,2,...,q)，其中θ_i表示采集攻角数据的样本点，P_q表示所攻角数据样本的集合，i表示(0,q)中的任意整数值。对于给定的攻角数据经过中心化变换处理后得到新的坐标系：F_n＝{α₁,α₂,...,α_n}，其中的α_i即为标准正交向量基：||α_i||₂＝1,α_i ^Tα_j＝0,(i≠j)，其中i∈(1,n)，j∈(j,n)，n为降维后的新坐标的维度且n<q，根据系统所设定好的重构阈值对新坐标中的部分坐标继续裁剪，计算单个样本点的标准正交向量基α_i在新维度下的投影H_i：

H_i＝(β_i1,β_i2,...,β_ij) (3)

其中β_ij＝α_i ^Tθ_j为样本点θ_j在新维度坐标系下的i维坐标，然后根据H_i来重建θ_i：

下一步计算原样本点θ_i与新维度坐标系下的

的角度差值：

其中const为一个常数，其中F_n＝{α₁,α₂,...,α_n}表示标准正交集合，

为协方差矩阵，根据F_n＝{α₁,α₂,...,α_n}的重构性对上式进行最小化处理得：

其中F_n＝{α₁,α₂,...,α_n}即为非线性降维的优化目标，使用拉格朗日乘子法得：

根据式(7)将攻角数据投影到由F_n＝{α₁,α₂,...,α_n}确定的超平面上：

其中β_i为样本攻角数据θ_i在高维空间的投影，进而求得：

其中

由式(4)可知，β_i由原始数据空间的样本点θ_i通过映射关系，假设映射关系为β_i＝Φ(θ_i),i＝1,2,...,q，由此可将式(8)变换为：

根据系统精度要求需提前设置好重构阈值η，根据

计算出符合要求的最小j值，取前j特征值λ_i所对应的α_i，构成最终的数据向量

本发明所述步骤(4)中合成射流压电泵1是一种无阀压电气泵，结构示意图如图2所示，上中心开孔的压电振子7和下压电振子8施加相位相反的正弦激励，在吸气过程中上下两压电振子7、8向泵腔10外振动，气体在压差作用下吸入泵腔10；在射流过程中上下两压电振子7、8向泵腔10内振动，泵腔10内的体积减小，腔内气压变大，致使腔内的气体从射流孔11射出，同时，空腔9附近的气体也随射流一起从出气孔12射出，不断的重复上述过程将气体射出，而空腔9则相当于一个过渡容器来暂时储存气体，工作原理如图3所示。

合成射流压电泵1布置于机翼内部，其射流口5与相切于上翼面处的狭缝通道相连，两入口13与尾缘导流口4相连，如图4所示。在合成射流压电泵工作时，通过控制机翼周围的流场，将尾缘处分离的低动量紊流吸入，然后从上翼面处将气体射出，从而抑制机翼边界层的分离。

其中，射流口展向长度为0.1c，宽度为0.1c，射流角度为180°，布置于弦向0.15c～0.4c，机翼展向0.3w～0.8w处；吸气口大小与射流口相同，吸气角度为0°，布置于机翼尾缘处，展向位置与射流口相同；其中，射流角度是指：飞行方向与射流方向之间夹角，吸气角度是指：飞行方向与吸气方向之间夹角，c指的是机翼翼根处弦长，w指的是机翼展向长度。

利用商业CFD软件FLUENT在不同翼型、不同临界攻角、不同雷诺数工况下，确定合成射流压电泵的抽吸量，其中不同工况下的雷诺数均小于100000。设置流动模型为模型，并设置速度入口、压力出口、质量流量入口以及质量流量出口，其中质量流量入口以及质量流量出口为射流泵的进出气口，设置壁面条件为无滑移条件，最终在瞬态条件下计算，并监控其升力曲线。通过分析升力-抽吸量曲线并与公式(1)、(2)进行对比，

F₁>F₂ (2)

其中，M代表飞行器的质量，m代表压电合成射流泵的质量在升力，v₁代表飞行器的飞行速度，v₂代表射流泵射流速度，F₁为正常攻角飞行状态下，根据仿真结果得到的翼型的升力，F₂为在大攻角失速状态下，通过失速控制后得到的翼型的升力，通过对比升力-抽吸量曲线中，选择满足公式(1)、(2)的最大抽吸量作为合成射流压电泵的参考流量。

下面通过失速后控制实验例来进一步说明本发明。

按上述实施方法设置射流口与吸气口；

使用计算流体力学方法，对模型的流场进行数值模拟，其中机翼长度c为100mm，雷诺数Re为6000，攻角α为30度，流体材料为空气，设置射流口和吸气口的出气量为0.78L/s、1.56L/s、2.34L/s、3.12L/s，用以模拟合成射流压电泵的射流与吸气状态；

图6展示了在不同的控制方法以及不同的出气量下，机翼周围的速度云图；图7展示了在不同的控制方法以及不同的出气量下，机翼的升力变化；

从图6和图7中可以分析得出，所述的合成射流失速控制方法确可以延迟边界层的脱离，并且在射流与吸气混合控制下，效果最佳，并可以大幅度提升升力从而抑制失速；根据公式(1)、(2)可以得出在出气量大于等于2.34L/s时，对失速的抑制效果最佳；从图6中看出，在出气量大于等于2.34L/s时，分离点移动至尾缘处，使分离的流动重新附着于翼型上壁面处，所以此种条件下可以对失速进行延迟控制，并且可以证明公式(1)(2)可以得到合适的抽吸量，即压电泵的参考流量。

本发明可以通过不脱离其理论实质或必要特征的实施方案来实现，因此，上述提到的具体方案只是举例说明，本发明的设计方法适用于任何尺寸的小型固定翼飞行器，根据飞行器的尺寸选择相应的合成射流压电泵，通过控制其电压和频率达到所需的出气量。

Claims (5)

1.一种基于非线性降维的小型固定翼飞行器失速控制方法，其特征在于，包括下列步骤：

(1)、在飞行器的飞行过程中，通过攻角传感器对机翼的攻角进行实时测量；

(2)、通过非线性降维算法对攻角数据进行实时处理，降低攻角的测量误差；

(3)、然后判断处理后的攻角是否达到临界失速攻角；

(4)、当机翼的攻角达到临界失速攻角时，控制合成射流压电泵工作，从机翼尾缘处通过导流管道将低动量气体吸入泵腔内，再通过导流管道向机翼表面喷射气体以抑制机翼表面边界层的分离；

(5)、当攻角从临界失速攻角逐渐减小，逐渐降低合成射流压电泵的功率，从而保持原翼型的气动性能。

2.根据权利要求1所述的一种基于非线性降维的小型固定翼飞行器失速控制方法，其特征在于，所述步骤(2)中，通过非线性降维算法对攻角数据进行处理方法如下：

对于采集到的攻角数据P_q＝(θ_i),i＝0,1,2,...,q，其中q为整个攻角数据集合中所有样本点的个数，i为代表0到q中任意一个整数，θ_i代表攻角数据中第i个攻角数据；对于给定的攻角数据经过中心化变换处理后得到新的坐标系：F_n＝{α₁,α₂,...,α_n}，F_n表示经过变换后的新的向量集合，i∈(1,n)，其中的α_i即为标准正交向量基：||α_i||₂＝1,α_i ^Tα_j＝0,(i≠j)，对新坐标中的部分坐标继续裁剪，计算单个样本点的标准正交向量基α_i在新维度下的投影：

H_i＝(β_i1,β_i2,...,β_ij) (3)

其中H_i表示新投影下的新的坐标向量集合，i表示新坐标系的维度，j表示新的坐标维度下的第j个样本，β_ij＝α_i ^Tθ_j为样本点θ_j在新维度坐标系下的i维坐标，然后根据H_i来重建θ_i：

其中

为重建后的样本点向量，下一步计算原样本点θ_i与新维度坐标系下的

的角度差值：

其中const为一个常数，q代表协方差矩阵的维度，

为协方差矩阵，根据F_n＝{α₁,α₂,...,α_n}的重构性对上式进行最小化处理得：

然后使用拉格朗日乘子法得：

根据式(7)将攻角数据投影到由F_n＝{α₁,α₂,...,α_i}确定的超平面上：

其中β_i为样本攻角数据θ_i在高维空间的投影，λ_j代表所求特征值，进而计算得：

其中

由式(4)可知，β_i由原始数据空间的样本点θ_i通过映射关系，假设映射关系为β_i＝Φ(θ_i),i＝1,2,...,q，由此可将式(8)变换为：

根据系统精度要求需提前设置好重构阈值η，根据

计算出符合要求的最小j值，取前j特征值λ_i所对应的α_i，构成最终的数据向量

3.根据权利要求1所述的一种基于非线性降维的小型固定翼飞行器失速控制方法，其特征在于：所述步骤(4)中合成射流压电泵是一种无阀压电气泵，上下两压电振子施加相位相反的正弦激励，在吸气过程中上下两压电振子向泵腔外振动，气体在压差作用下吸入泵腔；在射流过程中上下两压电振子向泵腔内振动，泵腔内的体积减小，腔内气压变大，致使腔内的气体从射流孔射出，同时，泵腔附近的气体也随射流一起射出。

4.根据权利要求1所述的一种基于非线性降维的小型固定翼飞行器失速控制方法，其特征在于，所述合成射流压电泵布置于机翼内部，其射流口与相切于上翼面处的狭缝通道相连，两入口与尾缘相连，在合成射流压电泵工作时，通过控制机翼周围的流场，将尾缘处分离的低动量紊流吸入，然后从上翼面处将气体射出，从而抑制机翼边界层的分离。

5.根据权利要求1所述的一种基于非线性降维的小型固定翼飞行器失速控制方法，其特征在于，所述步骤(4)中合成射流压电泵的流量控制仿真方法是：

利用商业CFD软件FLUENT在不同翼型、不同临界攻角、不同雷诺数的工况下，确定合成射流压电泵的抽吸量，其中不同工况下的雷诺数均小于100000；设置流动模型为模型，并根据上文设置速度入口、压力出口、质量流量入口以及质量流量出口，其中质量流量入口以及质量流量出口为射流泵的进出气口，设置壁面条件为无滑移条件，最终在瞬态条件下计算，并监控其升力曲线，通过分析升力—抽吸量曲线并与公式(1)、(2)进行对比，

F₁>F₂ (2)

其中，M代表飞行器的质量，m代表压电合成射流泵的质量在升力，v₁代表飞行器的飞行速度，v₂代表射流泵射流速度，F₁为正常攻角飞行状态下，根据仿真结果得到的翼型的升力，F₂为在大攻角失速状态下，通过失速控制后得到的翼型的升力，通过对比升力-抽吸量曲线中，选择满足公式(1)、(2)的最大抽吸量作为合成射流压电泵的参考流量。

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