CN115158635B - 一种自适应变形和自主抑振的智能机翼模块及控制方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种自适应变形和自主抑振的智能机翼模块及控制方法，所述机翼模块包括协同控制单元、分布式智能作动单元阵列、智能传感器阵列、非线性系统辨识单元，机翼模块控制方法能够根据飞行器的实时状态和任务目标进行自适应变形以实现保持高效飞行，并自主抑制机翼振动，提高结构的安全性能。本发明采用模块化设计思路，在变形实现、振动抑制及状态识别等功能的实现中具备独立性，与飞行器控制中枢间仅进行飞行指令下发、状态信息反馈等决策层信息交互，有效减轻飞行器控制中枢的计算负担和总线的数据传输压力，降低数据延迟或错漏风险，提高控制过程的可靠性。

Description

一种自适应变形和自主抑振的智能机翼模块及控制方法

技术领域

本发明涉及飞行监测控制或调节系统领域，具体涉及一种自适应变形和自主抑振的智能机翼模块及控制方法。

背景技术

可变形的设计理念是飞行器设计领域中一个历久弥新的追求。在一个完整的任务剖面中，飞行器可能面对不同的飞行条件，通过主动改变整体或局部的几何构型调整气动布局，可以达到保持高性能飞行的目的。作为气动特征最突出的结构，机翼变形显然是最为有效的方式，一度风靡的变后掠机翼设计就是典型案例之一。智能材料的快速发展，为变形结构设计开辟了新方向。基于智能材料的驱动技术具有轻量化、低成本和自驱动等突出优势，高度匹配飞行器对变形驱动装置的需求。在其推动下，近年来的研究涵盖了结构设计、气动气弹、控制实现等多个领域，特别是以尾缘弯曲为代表的几种中小尺度变形模式，技术实现难度相对较小，现阶段技术储备可支持在较短期内实现工程化。但中小尺度单一变形模式可提供的性能提升较为有限，特别是飞行速度较高的情况，因此，“大变形、多模式”被广泛认为是下一代高速飞行器设计的主要理念之一。

然而，“大变形、多模式”的机翼设计理念给很多领域的技术带来了巨大的挑战。变形实现技术首当其冲，要实现大幅度、复杂变形的平滑过渡，采用单一或少数作动器的传统驱动方式显然无法满足要求，必须引入数量更多、最优化布局的作动器阵列。大量作动器驱动机翼变形的过程，要在确保变形协调的前提下追求更快的速率，因此作动器阵列的控制实现至关重要。

另一方面，机翼大幅变形会显著影响飞行器的动力学特征，并造成气动载荷的严重非平稳，可能诱发机翼的剧烈振动或颤振失稳，对飞行安全带来极大隐患。但阵列化的作动器为实现主动振动控制（主动抑振）提供了必要的基础，配合对机翼振动状态的感知和监测，通过施加主动控制，作动器阵列能够起到“镇定器”的作用，从而在飞行器的结构层面降低安全风险。

从系统层面来看，变形机翼需要布置大量的作动器和传感器，系统复杂度较高，若采用传统的集中式控制，势必导致飞行器控制中枢和数据总线的严重数据拥堵。但其中大部分数据传递至控制中枢的意义较为有限，如果能够在机翼内部甚至更短的传输距离内被有效利用，则可以极大地缓解数据拥堵。机翼模块化设计和分布式协同控制的思路恰好能够匹配这一目标，从而在飞行器的控制层面提高数据可靠性。

专利CN105938370B以飞行控制为主要目标，提出了一种变体飞行器协同控制策略，但其中所述“协同控制”仅指结构层面简单的区域划分，不涉及控制层面的协同；本发明提出了一种采用分布式协同控制架构的变形控制方法，以模块化的变形机翼为对象，并结合对机翼状态的实时监测，以实现机翼的自适应变形和自主振动控制。

综上，现有可变形飞行器的变形机翼及控制方法，具有以下不足：

1.在结构强度方面，现有可变形飞行器的机翼仅作为变形执行机构，对自身状态和环境信息的感知能力缺乏，可能在变形过程中出现变形不协调，造成机翼蒙皮等结构应变过大等结构安全隐患；

2.机翼大幅变形会显著改变其结构动力学特征，在高速飞行过程中，气动载荷可能引起结构的剧烈振动或诱发颤振，进而引发灾难性事故；

3.在数据安全方面，现有的可变形飞行器多采取中枢集中控制的方式，计算任务由飞行中枢单独承担，传感器数据的大规模传输会导致总线拥堵和数据丢包问题，数据安全性有效提高。

发明内容

为了克服现有技术的缺陷，本发明提出了一种自适应变形和自主抑振的智能机翼模块及控制方法。

本发明采用以下技术方案：

本发明首先提供了一种自适应变形和自主抑振的智能机翼模块，包括机翼本体，还包括：

协同控制单元，用于接收和解析飞行器控制中枢下发的目标翼型信息、非线性系统辨识单元生成的结构动力学特征参数，并分发控制指令给分布式智能作动单元阵列；

分布式智能作动单元阵列，包含若干分布在机翼本体结构内部的智能作动单元，用于执行机翼变形和振动抑制任务；所述智能作动单元还与邻近的智能传感器和智能作动单元进行实时自主通信，从而进行无需协同控制单元介入的自适应局部抑振和翼型维持；

智能传感器阵列，包含若干分散布置于机翼本体结构内部的智能传感器，智能传感器阵列所测的信息根据预设规则分别传递给邻近的智能作动单元或非线性系统辨识单元；

非线性系统辨识单元，对智能传感器阵列获取的信息进行实时监测，监测机翼异常振动状态并进行系统辨识，将辨识结果和结构动力学特征参数发送给协同控制单元。

根据本发明的优选实施方式，所述协同控制单元与其他功能单元具有同级权重，不构成模块控制中枢；

飞行器控制中枢下发的目标翼型信息和全局振动超限触发的主动抑振指令，属于高优先级的低频次指令；所述协同控制单元向分布式智能作动单元阵列分发的相应控制指令也为高优先级的低频次指令，包括解析飞行器控制中枢的目标翼型信息而得的作动目标向量，以及解析结构动力学特征参数而得的全局振动控制指令。

根据本发明的优选实施方式，所述机翼模块的状态包括常规飞行状态、翼型变换状态、异常振动状态；

在常规飞行状态下，智能作动单元与邻近的智能传感器和智能作动单元进行实时自主通信与自主控制，监测并消减小幅翼型波动以稳定维持上一目标翼型，此过程无需经过协同控制单元；

在变换翼型时，协同控制单元接收并解析飞行器控制中枢下发的目标翼型信息，分发控制指令给各分布式智能作动单元以实现所述机翼的变形；

当机翼振动幅度超过设定值时，进入异常振动状态，此时协同控制单元根据非线性系统辨识单元传递的结构动力学特征参数生成全局抑振控制指令并分发给各分布式智能作动单元；

在所有状态下，在实现机翼变形的过程中，智能作动单元自适应调节作动速度以实现平顺变形、振动抑制，并在维持目标翼型的过程中。

本发明还提供了一种基于所述自适应变形和自主抑振的智能机翼模块的控制方法，其包括如下步骤：

1）在常规飞行状态下，智能作动单元与邻近的智能传感器和智能作动单元进行实时自主通信与自主控制，监测并消减小幅翼型波动以稳定维持上一目标翼型；

2）当飞行器需要变换翼型时，飞行器控制中枢根据实际需求向智能机翼模块下发目标翼型信息；协同控制单元接收目标翼型信息，将所接受的指令解析为作动目标向量，并分发至智能作动单元阵列；

3）智能作动单元阵列的各智能作动单元在收到作动目标向量后，在确保结构安全的前提下执行机翼变形动作；

4）在整个飞行过程中智能传感器阵列实时测量机翼本体局部的加速度、应变、位形、温度信息，并根据预设规则，将所测信息传递给邻近的智能作动单元和/或非线性系统辨识单元；

5）非线性系统辨识单元接收来自智能传感器阵列实测数据，用于在机翼变形过程中，监测机翼振动状态，并综合预存在非线性系统辨识单元内的、当前翼型所对应的动力学特征先验知识，对飞行器的动力学特征进行跟踪估计；若监测到机翼存在全局振动超限的风险，即无法通过智能作动单元局部实现有效抑制的情况下，将振动状态信息和所得动力学特征参数反馈至协同控制单元，触发机翼模块全局振动控制，调动智能作动单元阵列优先进行全局振动控制，并对后续作动方案进行调节。

与现有技术相比，本发明所具有的有益效果包括：

1.本发明提出的机翼模块不仅作为变形执行机构，还可根据内部应力分布等因素（由智能传感器阵列获取）自适应调节智能作动单元的输出力，实现智能化自适应变形，提升机翼变形平顺性并提高结构强度；

2. 本发明提出的机翼模块，根据机翼的实时振动响应，智能作动单元自主或由协同控制单元调用进行主动振动控制，确保机翼振幅始终处于安全阈值以下，避免形成剧烈振动或颤振风险，以提高结构可靠性，延长机翼寿命；

3. 本发明提出的机翼模块具有分布式协同控制的优势，仅利用内部各功能单元，智能化地完成机翼自适应变形、自主抑振、基本故障处理等功能；通过与临近智能作动单元和邻近的智能传感器间进行通讯实现自适应控制，避免集中式控制方式可能引起的总线拥堵和数据丢包，提高了数据安全性；

4.本发明提出的机翼模块及控制方法，具有功能实现的本地化和数据接口的标准化优势，模块与飞行器整机控制中枢之间信息交互仅以变形指令下发、飞行器动力学特征反馈、严重异常上报等少量的必要过程为主，传输数据量小，可有效降低机翼模块替换、升级等任务的成本。

附图说明

图1为自适应变形和自主抑振智能变形机翼模块分布式协同控制架构原理图；

图2为自适应变形和自主抑振智能变形机翼模块分布式协同控制架构实施例示意图；

图3为变形机翼模块分布式控制主要信息流 。

图中：1-协同控制单元；2-智能作动单元阵列；3-智能传感器阵列；4-非线性系统辨识单元；5-机翼模块；6-机翼模块本体透视局部；7-从智能传感器向邻近的智能作动单元的信息流；8-邻近的智能作动单元之间的交互信息流；9-从智能传感器到非线性系统辨识单元的信息流；10-从协同控制单元到智能作动单元的信息流；11-从非线性系统辨识单元到协同控制单元的信息流；20-智能作动单元；30-智能传感器。

具体实施方式

为了使本发明的目的、技术方案及优点更加明白清楚，结合附图和实施例，对本发明进一步的详细说明，应当理解，此处所描述的具体实施例仅用以解释本发明，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，均在本发明保护范围。

如图1所示，本发明提供了一种自适应变形和自主抑振机翼模块5，其包括协同控制单元1、分布式智能作动单元阵列2、智能传感器阵列3、非线性系统辨识单元4；

所述协同控制单元1用于接收和解析飞行器控制中枢的目标翼型和非线性系统辨识单元的结构动力学特征参数，并分发控制指令给各分布式智能作动单元以实现机翼变形和对剧烈振动的全局抑制；

分布式智能作动单元阵列2，包含若干分布在机翼本体结构内部的智能作动单元20，用于执行机翼变形和振动抑制任务；所述智能作动单元还与邻近的智能传感器30和智能作动单元20进行实时自主通信，从而进行无需协同控制单元介入的自适应局部抑振和翼型维持；

智能传感器阵列3，包含若干分散布置于机翼本体结构内部的智能传感器30，智能传感器阵列所测的信息根据预设规则分别传递给邻近的智能作动单元或非线性系统辨识单元；

所述非线性系统辨识单元4对智能传感器阵列3获取的机翼状态信息进行实时监测，监测机翼异常振动状态并进行系统辨识，将辨识结果发送给协同控制单元1以生成主动抑振控制指令，同时对系统的异常状态进行识别，并传递给相应单元组件。

需要说明的是，此处及下文中所有关于“邻近”的表述，并非几何意义下的距离远近，而是在结构和控制拓扑层面下各智能作动单元和智能传感器间距离远近，如是否处于同一条载荷传递路径，或智能传感器实际所测的物理量与智能作动单元输出之间的相关度等信息，来确定某个智能传感器或智能作动单元是否有必要向另外一个智能作动单元传递信息；

所述的协同控制单元1，在控制架构内与模块内其他功能单元具有同级权重，不构成模块控制中枢；飞行器控制中枢下发的目标翼型信息和全局振动超限触发的主动抑振指令，属于高优先级的低频次指令；所述协同控制单元1向分布式智能作动单元阵列分发的相应控制指令也为高优先级的低频次指令，包括解析飞行器控制中枢的目标翼型信息而得的作动目标向量，以及解析结构动力学特征参数而得的全局振动控制指令。需要说明的是，此处的低频次指令，是相对于智能作动单元自主控制指令的频率而言（智能作动单元的自主控制是无需协同控制单元介入的自适应变形协调、翼型维持和局部抑振）。本发明中，智能作动单元的自主控制是高频次的，一个协同控制单元的低频次指令通常需要智能作动单元进行多次自主控制。

本发明将机翼模块的状态包括常规飞行状态、翼型变换状态、异常振动状态；常规飞行状态是指没有发生翼型变换或异常振动的普通飞行状态。

在常规飞行状态下，智能作动单元与邻近的智能传感器和智能作动单元进行实时自主通信与自主控制，监测并消减小幅翼型波动以稳定维持上一目标翼型，此过程无需经过协同控制单元；在翼型变换状态时，协同控制单元接收并解析飞行器控制中枢下发的目标翼型信息，分发控制指令给各分布式智能作动单元以实现所述机翼的变形；

当机翼振动幅度超过设定值时，进入异常振动状态，此时协同控制单元根据非线性系统辨识单元传递的结构动力学特征参数生成全局抑振控制指令并分发给各分布式智能作动单元，全局抑振指令具有最高优先级；

在所有状态下，在实现机翼变形的过程中，智能作动单元自适应调节作动速度以实现平顺变形、振动抑制。

在本发明的优选实施例中，所述的分布式智能作动单元阵列2由多个智能作动单元20（也称智能作动器）组成，智能作动单元分散布置于机翼结构内部，用于执行机翼变形和振动抑制任务；所述分布式是指，智能作动单元采用分布式控制方式，各智能作动单元在控制架构内与协同控制器处于同一层级，通过与邻近的智能传感器和智能作动单元间进行通讯实现自适应控制，避免集中式控制方式可能引起的总线拥堵和数据丢包。

进一步的，所述分布式智能作动单元阵列2的智能作动单元，以传统的机械式作动器，或基于形状记忆合金、介电弹性体等智能材料的新型作动器作为提供力输出的基本单元，具备基本的通讯和信号解析功能，能够从协同控制单元1接收指令，与邻近的智能传感器和智能作动单元进行自主通信，并综合上述信息进行自主控制，实现以机翼变形、局部应变协调、振动抑制为目标的作动输出。

所述的智能传感器阵列3由多个不同类型的智能传感器30组成，分散布置于机翼结构内部，用于实时测量机翼的加速度、应变、位形、温度等物理状态，所测不同物理信息根据预设规则分别传递给邻近的智能作动单元或非线性系统辨识单元4。

进一步的，所述智能传感器阵列中的智能传感器对应不同的待测物理信息，以传统的传感器为基本测量或其他新型敏感材料为基本测量元件，可根据实际需求内置不同的信号处理算法，向一个或多个目标单元传递原始数据或处理结果，在被判定为故障的状态下可受控关闭信号输出。

在本发明的优选实施例中，所述的非线性系统辨识单元4为具备多通道、多类型、多种采样率数据处理能力的计算单元，其分析由智能传感器阵列3获取的环境、构型和振动等物理状态信息，执行结构振动状态监测、非线性动力学特征辨识、结构及功能单元故障诊断等任务；在不同翼型状态下，结合内置于单元存储器中的当前翼型的先验模型，进行非线性动力学特征辨识；在检测到机翼振动超出阈值时，将辨识结果和振动状态发送至协同控制单元1，触发主动抑振功能；在检测到信号异常时，对机翼模块进行故障诊断、定位和分级，并可进一步根据故障等级与相关功能单元协同采取相应的容错方案。

基于上述智能机翼模块，本发明的实施例提供了一种自适应变形和自主抑振的智能机翼模块控制方法，其包括如下步骤：

1）在常规飞行状态下，智能作动单元与邻近的智能传感器和智能作动单元进行实时自主通信与自主控制，监测并消减小幅翼型波动以稳定维持上一目标翼型；

2）当飞行器需要变换翼型时（在起飞、巡航、高速、机动、降落等飞行状态切换时，需要变换翼型），飞行器控制中枢根据实际需求向智能机翼模块下发目标翼型信息；协同控制单元1接收目标翼型信息，将所接受的指令解析为作动目标向量，并分发至智能作动单元阵列2；

3）智能作动单元阵列的各智能作动单元20在收到作动目标向量后，在确保结构安全的前提下执行机翼变形动作；结构安全包括局部变形协调、应变量和振动量均不超安全阈值，智能作动单元20在执行过程中，根据邻近的智能传感器30或其他智能作动单元20所反馈的信息进行结构安全评估；若检测到局部振动量达到阈值，智能作动单元20调节作动方案，对振动进行主动抑制。

4）在整个飞行过程中智能传感器阵列3实时测量机翼本体局部的加速度、应变、位形、温度信息，并根据预设规则，将所测信息传递给邻近的智能作动单元20和/或非线性系统辨识单元4；其中，加速度、应变等主要用于动力学特征辨识，位形主要用于机翼估计当前构型，温度信息用于构造温度场，修正智能传感器所测数据；

5）非线性系统辨识单元4接收来自智能传感器阵列3实测数据，用于在机翼变形过程中，监测机翼振动状态，并综合预存在非线性系统辨识单元内的、当前翼型所对应的动力学特征先验知识，对飞行器的动力学特征进行跟踪估计；若监测到机翼存在全局振动超限的风险，即无法通过智能作动单元局部实现有效抑制的情况下，将振动状态信息和所得动力学特征参数反馈至协同控制单元1，触发机翼模块全局振动控制，调动智能作动单元阵列2优先进行全局振动控制，并对后续作动方案进行调节。

在本发明的一个优选实施方式中，所述机翼模块能够仅利用内部各功能单元，智能化地完成机翼自适应变形、自主抑振、基本故障处理等功能；所述自适应变形是指机翼模块在变形过程中可根据内部应力分布等因素自适应调节变形驱动装置的输出力；所述自主抑振是指，根据机翼的实时振动响应，智能作动单元在必要时可自主或由协同控制单元1调用进行主动振动控制，确保机翼振幅始终处于安全阈值以下。所述机翼模块具有功能实现的本地化和数据接口的标准化的优势，智能机翼模块与飞行器整机控制中枢之间信息交互仅以变形指令下发、飞行器动力学特征反馈、严重异常上报等少量的必要过程为主，传输数据量小，可有效降低机翼模块替换、升级等任务的成本。

下面将结合具体实施例对本发明的实施方法进行详细说明。

图2为自适应变形和自主抑振智能变形机翼模块分布式协同控制架构实施例示意图，图中，NLIU为非线性系统辨识单元，CCU为协同控制单元。本发明根据实际设计的变形模式，对智能作动单元20和不同类型智能传感器30的布置方案进行优化设计，确定其数量和布置位置，在机翼上布置完成后，即构成前文所述的智能作动单元阵列2（图中以三角形表示）和智能传感器阵列3（图中以正方形表示），不同纹理代表不同类型的智能传感器，图中点线圆形区域6所示为机翼本体内部的某一局部，各智能作动单元20、智能传感器30与模块内的协同控制单元1、非线性系统辨识单元4等其他功能单元通过总线连接，构成信息回路。

智能作动单元20和智能传感器30之间的信息互通关系由图3给出，用来说明智能作动单元阵列2分布式控制的实现方式。图中，智能作动单元20和智能传感器30的标示与图2保持一致，不同线型的箭头表示不同类型的信息传递及其流向。

在圆形区域6内部，单箭头实线7表示智能传感器30向邻近的智能作动单元20的信息传递，其中智能作动单元20通常会接收来自多个相同或不同类型智能传感器30的实测数据，而智能传感器30的数据也可以向一个或多个智能作动单元20进行传递，个别物理量可以不向智能作动单元传递，而仅向非线性系统辨识单元4传递；双箭头点划线8表示邻近智能作动单元20之间的信息传递，表示二者在协同控制架构内存在控制层信息的直接交互。示意图中，各单元间的拓扑“邻近”关系通过几何距离的远近来表示。

图中三角形所示的智能作动单元20，由邻近的智能传感器流入的信息指向三角形的边，表示数据层信息流；由邻近的智能作动单元20或协同控制单元1流入的信息指向三角形的顶点，均为控制层信息流；在智能作动单元20内部，两种类型的信息流需要进行区别处理。

跨越圆形区域6边界的虚线，表示智能作动单元20和智能传感器30与功能单元之间的通信，主要包括：智能传感器30的实测信息沿单箭头虚线9向非线性系统辨识单元传递4，协同控制单元1单箭头虚线10向智能作动单元阵列2分发的目标翼型指令或全局振动抑制指令等。由于智能作动单元20和智能传感器30数量较多，为保持图片可读性，仅给出部分连接作为示意。

在圆形区域6外部，非线性系统辨识单元4接收来自智能传感器阵列3的测量数据，用于跟踪辨识飞行器动力学特征、求解机翼实时构型、评估模块内结构或单元状态，确保结构或单元故障能够被及时发现、定位并分级，上述分析结果均需沿单箭头虚线11传递给协同控制单元1。协同控制单元1一方面负责接收来自飞行器控制中枢的目标翼型信息（图中未标出），解析并分发至智能作动单元阵列2；另一方面根据来自非线性系统辨识单元4实时反馈的各类状态信息进行决策，必要时触发相应的全局振动抑制算法、故障处理策略等，将相应的作动指令分发至智能作动单元阵列2。

前文所述对控制实现过程的实施方案中，不可避免地涉及了一些故障诊断与处理等相关概念，这些概念在各自领域中均已被广泛研究，相关方法或已在工程中有所应用，在本发明中亦是如此，即仅选择合适的方法加以应用，而不进行相关研究和创新，因此不对具体方法进行赘述。

本发明所述的一种自适应变形和自主抑振的智能机翼模块及控制方法，采用模块化设计思路，机翼模块由协同控制单元、非线性系统辨识单元、智能传感器阵列、智能作动单元阵列等部件组成，在变形实现、振动抑制及状态识别等功能的实现中具备独立性，与飞行器控制中枢间仅进行飞行指令下发、状态信息反馈等决策层信息交互，有效减轻飞行器控制中枢的计算负担和总线的数据传输压力，降低数据延迟或错漏风险，提高控制过程的可靠性。

以上仅为本发明概念说明性的实施示例，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，根据本发明的技术方案及其发明构思加以等同替换或改变，都应涵盖在本发明的保护范围之内。

Claims (7)

1.一种自适应变形和自主抑振的智能机翼模块，包括机翼本体，其特征在于还包括：

协同控制单元（1），用于接收和解析飞行器控制中枢下发的目标翼型信息、非线性系统辨识单元生成的结构动力学特征参数，并分发控制指令给分布式智能作动单元阵列；

分布式智能作动单元阵列（2），包含若干分布在机翼本体结构内部的智能作动单元，用于执行机翼变形和振动抑制任务；所述智能作动单元还与邻近的智能传感器和智能作动单元进行实时自主通信，从而进行无需协同控制单元介入的自适应局部抑振和翼型维持；

智能传感器阵列（3），包含若干分散布置于机翼本体结构内部的智能传感器，智能传感器阵列所测的信息根据预设规则分别传递给邻近的智能作动单元或非线性系统辨识单元；

非线性系统辨识单元（4），对智能传感器阵列（3）获取的信息进行实时监测，识别机翼异常振动状态并进行系统辨识，将辨识结果和结构动力学特征参数发送给协同控制单元；

所述协同控制单元与其他功能单元具有同级权重，不构成模块控制中枢；

飞行器控制中枢下发的目标翼型信息和全局振动超限触发的主动抑振指令，属于高优先级的低频次指令；所述协同控制单元（1）向分布式智能作动单元阵列分发的控制指令也为低频次指令，包括解析飞行器控制中枢的目标翼型信息而得的作动目标向量，以及解析结构动力学特征参数而得的全局振动控制指令；

所述机翼模块的状态包括常规飞行状态、翼型变换状态、异常振动状态；

在常规飞行状态下，智能作动单元与邻近的智能传感器和智能作动单元进行实时自主通信与自主控制，监测并消减小幅翼型波动以稳定维持上一目标翼型，此过程无需经过协同控制单元；智能作动单元在接收低频次指令进行变形或全局抑振的过程中，还实时与临近的智能传感器进行自主通信与自主控制，包括自适应调节变形、自适应调节抑振过程中的执行速度；

在变换翼型时，协同控制单元接收并解析飞行器控制中枢下发的目标翼型信息，分发控制指令给各智能作动单元以实现所述机翼的变形；

当机翼振动幅度超过设定值时，进入异常振动状态，此时协同控制单元根据非线性系统辨识单元传递的结构动力学特征参数生成全局振动控制指令并分发给各智能作动单元；

在所有状态下，在实现机翼变形的过程中，智能作动单元自适应调节作动速度以实现平顺变形、振动抑制。

2.根据权利要求1所述的自适应变形和自主抑振的智能机翼模块，其特征在于，各智能作动单元在控制架构内与协同控制单元处于同一层级，通过与邻近的智能传感器和智能作动单元间进行通讯实现自适应控制。

3.根据权利要求1所述的自适应变形和自主抑振的智能机翼模块，其特征在于，所述智能作动单元为提供力输出的基本单元，且所述智能作动单元具备通讯和信号解析功能，能够从协同控制单元（1）接收指令，并与邻近的智能传感器和智能作动单元进行自主通信，并进行自主控制，实现以机翼变形、局部应变协调、振动抑制为目标的作动输出。

4.根据权利要求1所述的自适应变形和自主抑振的智能机翼模块，其特征在于，所述智能传感器阵列（3）由多个不同类型的智能传感器组成，实时测量机翼本体局部的加速度、应变、位形、温度；

所述智能传感器能够向一个或多个目标单元传递原始数据或处理结果，在被判定为故障的状态下能够受控关闭信号输出。

5.根据权利要求1所述的自适应变形和自主抑振的智能机翼模块，其特征在于，所述的非线性系统辨识单元（4）为具备多通道、多类型、多种采样率数据处理能力的计算单元，其分析由智能传感器阵列（3）获取的环境、构型和振动信息，执行结构振动状态监测、非线性动力学特征辨识、结构及功能单元故障诊断任务；在不同翼型状态下，结合内置于单元存储器中的当前翼型的先验模型，进行非线性动力学特征辨识；在检测到机翼振动超出阈值时，将辨识结果和结构动力学特征参数发送至协同控制单元（1），触发全局主动抑振功能；在检测到信号异常时，对机翼模块进行故障诊断、定位和分级。

6.一种基于权利要求1-5任一项所述自适应变形和自主抑振的智能机翼模块的控制方法，其特征在于，包括如下步骤：

1）在常规飞行状态下，智能作动单元与邻近的智能传感器和智能作动单元进行实时自主通信与自主控制，监测并消减小幅翼型波动以稳定维持上一目标翼型；

2）当飞行器需要变换翼型时，飞行器控制中枢根据实际需求向智能机翼模块下发目标翼型信息；协同控制单元（1）接收目标翼型信息，将所接受的指令解析为作动目标向量，并分发至智能作动单元阵列（2）；

3）智能作动单元阵列的各智能作动单元（20）在收到作动目标向量后，在确保结构安全的前提下执行机翼变形动作；

4）在整个飞行过程中智能传感器阵列（3）实时测量机翼本体局部的加速度、应变、位形、温度信息，并根据预设规则，将所测信息传递给邻近的智能作动单元（20）或非线性系统辨识单元（4）；

5）非线性系统辨识单元（4）接收来自智能传感器阵列（3）实测数据，用于在机翼变形过程中，监测机翼振动状态，并综合预存在非线性系统辨识单元内的、当前翼型所对应的动力学特征先验知识，对飞行器的动力学特征进行跟踪估计；若监测到机翼存在全局振动超限的风险，即无法通过作动单元局部实现有效抑制的情况下，将振动状态信息和所得动力学特征参数反馈至协同控制单元（1），触发机翼模块全局振动控制，调动智能作动单元阵列（2）优先进行全局振动控制，并对后续作动方案进行调节。

7.根据权利要求6所述的控制方法，其特征在于，所述的步骤3）中，结构安全包括局部变形协调、应变量和振动量均不超安全阈值，智能作动单元（20）在执行过程中，根据邻近的智能传感器（30）或其他智能作动单元（20）所反馈的信息进行结构安全评估；若检测到局部振动量达到阈值，智能作动单元（20）调节作动方案，对振动进行主动抑制。

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