彈性飛機(jī)突風(fēng)減緩控制面設(shè)計(jì)

彈性飛機(jī)突風(fēng)減緩控制面設(shè)計(jì)

飛機(jī)的動(dòng)態(tài)載荷在行駛和飛機(jī)飛行過(guò)程中，飛機(jī)通常受到突然氣流的影響，導(dǎo)致額外的氣動(dòng)力和氣力，從而產(chǎn)生不希望的額外負(fù)荷。突風(fēng)響應(yīng)一方面使飛機(jī)承受大的動(dòng)態(tài)結(jié)構(gòu)載荷,進(jìn)而縮短機(jī)體結(jié)構(gòu)的疲勞壽命;另一方面降低了乘坐品質(zhì)關(guān)于飛機(jī)的突風(fēng)載荷減緩,國(guó)內(nèi)外已有不少研究1系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)方程飛機(jī)氣動(dòng)彈性研究所需要的非定常氣動(dòng)力模型很難在時(shí)域中給出。目前工程化的非定常氣動(dòng)力模型大都是在頻域中給出的。因此在氣動(dòng)彈性研究中計(jì)入突風(fēng)影響時(shí),采用諧和突風(fēng)模型是恰當(dāng)?shù)摹Ｎ锢碜鴺?biāo)系下,計(jì)入突風(fēng)影響的氣動(dòng)彈性系統(tǒng)運(yùn)動(dòng)方程可寫為:式中,M由非定常氣動(dòng)力模型可得到如下關(guān)系式:式中,U為流速。ue07b對(duì)于諧和突風(fēng),距飛機(jī)參考點(diǎn)a為x(順氣流方向)的任意一點(diǎn)b感受到的垂直突風(fēng)速度為:式中,λ為計(jì)入突風(fēng)的影響,根據(jù)式(3)給出的諧和突風(fēng)表達(dá)式,引入突風(fēng)模態(tài)列陣Φ式中,x所以,與突風(fēng)有關(guān)的各空氣動(dòng)力單元控制點(diǎn)處的無(wú)量綱法洗速度幅值ue07b在諧振蕩條件下,總無(wú)量綱法洗速度幅值ue07b式中,ue2f8通過(guò)列寫氣動(dòng)力和氣動(dòng)力矩在空氣動(dòng)力網(wǎng)格點(diǎn)處所做的總虛功的表達(dá)式和公式(1),可得飛行器在物理坐標(biāo)系下的氣動(dòng)彈性方程可寫為:式中:式中,F式中,Φ將模態(tài)坐標(biāo)變換式(11)代入到式(8)中,并左乘以Φ式中,M2控制方案設(shè)計(jì)為便于設(shè)計(jì)突風(fēng)減緩控制律,需將頻域氣動(dòng)彈性方程(12)表達(dá)在時(shí)域中。為此,將模態(tài)氣動(dòng)力進(jìn)行如下最小狀態(tài)近似:這樣,突風(fēng)和控制面聯(lián)合激勵(lì)下彈性飛機(jī)的時(shí)域狀態(tài)方程可寫為:式中:式中x采用加速度反饋,則輸出方程可寫為:伺服舵機(jī)是主動(dòng)控制中控制系統(tǒng)的執(zhí)行機(jī)構(gòu)。舵機(jī)一般采用三階環(huán)節(jié),其傳遞函數(shù)為:當(dāng)利用多個(gè)控制面實(shí)現(xiàn)突風(fēng)減緩控制時(shí),可將控制面按一定順序排列,這時(shí)多個(gè)舵機(jī)的狀態(tài)方程可寫為:式中u綜合氣動(dòng)彈性狀態(tài)方程與作動(dòng)器狀態(tài)方程,得到如下方程:對(duì)于連續(xù)突風(fēng),本文采用Dryden突風(fēng)模型。為便于突風(fēng)響應(yīng)計(jì)算和控制器設(shè)計(jì),將連續(xù)突風(fēng)環(huán)節(jié)寫成如下白噪聲激勵(lì)的狀態(tài)空間形式:式中η為白噪聲。綜合以上狀態(tài)空間表達(dá)式得到連續(xù)突風(fēng)與控制面偏轉(zhuǎn)聯(lián)合激勵(lì)下的開(kāi)環(huán)狀態(tài)方程3控制面突風(fēng)減緩設(shè)計(jì)包括減小飛機(jī)質(zhì)心過(guò)載、機(jī)翼翼尖過(guò)載以及機(jī)翼翼根處的載荷。本文以質(zhì)心處的俯仰角速率、質(zhì)心過(guò)載和機(jī)翼翼尖過(guò)載為反饋信號(hào),副翼和升降舵為控制面。采用雙通道控制,通道一將俯仰角速度通過(guò)控制增益?zhèn)鹘o升降舵,控制飛機(jī)的俯仰姿態(tài);通道二將翼尖過(guò)載和質(zhì)心過(guò)載之差通過(guò)控制增益?zhèn)鹘o副翼,實(shí)現(xiàn)突風(fēng)載荷的減緩。由于條件有限,無(wú)法進(jìn)行突風(fēng)載荷減緩實(shí)驗(yàn),在此應(yīng)用Simulink軟件進(jìn)行仿真。圖1是突風(fēng)減緩仿真框圖。在氣動(dòng)彈性方程中,剛體運(yùn)動(dòng)變量用剛體模態(tài)坐標(biāo)表示的。對(duì)于飛機(jī)的縱向運(yùn)動(dòng),為輸出飛行動(dòng)力學(xué)運(yùn)動(dòng)變量,需要引入如下變換矩陣:4飛機(jī)結(jié)構(gòu)有限元模型本文以某民機(jī)為研究對(duì)象,進(jìn)行了突風(fēng)響應(yīng)計(jì)算及突風(fēng)減緩設(shè)計(jì)。在Patran中采用桿、梁、集中質(zhì)量以及多點(diǎn)約束等單元對(duì)全機(jī)進(jìn)行半個(gè)結(jié)構(gòu)有限元建模,飛機(jī)結(jié)構(gòu)有限元模型如圖2所示,全機(jī)氣動(dòng)網(wǎng)格如圖3所示。該柔性飛機(jī)機(jī)翼的參考半弦長(zhǎng)為1.5019m,參考展長(zhǎng)為26.6m,假定大氣密度為1.226kg/m4.1不同突風(fēng)強(qiáng)度對(duì)翼尖極限支撐體系響應(yīng)的影響Dryden連續(xù)突風(fēng)模型突風(fēng)強(qiáng)度為1m/s。PID具體參數(shù)P=0.6,I=2,D=0.005,T該柔性飛機(jī)的質(zhì)心過(guò)載和翼根過(guò)載主要受低階彈性模態(tài)影響,而翼尖過(guò)載主要受高階彈性模態(tài)的影響。并且本文設(shè)計(jì)的突風(fēng)減緩系統(tǒng)對(duì)翼尖過(guò)載的減緩效果非常明顯,對(duì)翼根過(guò)載也有一定的減緩效果。表2是不同尺度連續(xù)突風(fēng)的減緩效果對(duì)比,其中連續(xù)突風(fēng)A、B、C分別表示突風(fēng)尺度為500m、762m、1000m的連續(xù)突風(fēng)。通過(guò)對(duì)不同尺度連續(xù)突風(fēng)引起的突風(fēng)響應(yīng)的計(jì)算(具體計(jì)算結(jié)果不再贅述)可知,同樣的飛行條件和突風(fēng)強(qiáng)度下,突風(fēng)尺度越大,所引起的突風(fēng)響應(yīng)越小;并由表2可知,本文設(shè)計(jì)的突風(fēng)減緩系統(tǒng)對(duì)不同尺度的連續(xù)突風(fēng)所引起的突風(fēng)響應(yīng),減緩效果一致。4.2不同開(kāi)閉環(huán)狀態(tài)下的動(dòng)態(tài)仿真結(jié)果1-cos突風(fēng)模型突風(fēng)尺度為102m,突風(fēng)速度為5m/s。PID參數(shù)P=-0.1,I=40,D=0.005,N=50。圖7~圖9是開(kāi)閉環(huán)狀態(tài)下離散突風(fēng)引起的翼尖過(guò)載、質(zhì)心過(guò)載和翼根彎矩的對(duì)比圖。由圖4~圖6可知,本文設(shè)計(jì)的控制系統(tǒng)對(duì)翼尖過(guò)載減緩了45.2%,對(duì)翼根彎矩減緩了16.8%,效果較為明顯。加入控制系統(tǒng)時(shí),控制面產(chǎn)生偏轉(zhuǎn)。其中副翼最大偏轉(zhuǎn)角度為2.36°,升降舵最大偏轉(zhuǎn)角度為0.61°。該系統(tǒng)對(duì)質(zhì)心過(guò)載僅減緩了0.8%,并沒(méi)有使其得到有效減緩,這是因?yàn)榭刂泼娴目刂菩苁怯邢薜摹?突風(fēng)減緩控制律設(shè)計(jì)本文針對(duì)某民用飛機(jī),建立了連續(xù)突風(fēng)和離散突風(fēng)與控制面板聯(lián)合激勵(lì)下的氣動(dòng)彈性狀態(tài)