本發(fā)明涉及航空航天，具體涉及舵機(jī)與壓電混合驅(qū)動(dòng)的柔性變彎度機(jī)翼控制系統(tǒng)及方法。
背景技術(shù)：
1、柔性變彎度機(jī)翼通過(guò)主動(dòng)調(diào)節(jié)機(jī)翼后緣形狀，能夠顯著提升飛行器的氣動(dòng)效率，已經(jīng)成為新一代飛行器設(shè)計(jì)的重要發(fā)展方向。
2、傳統(tǒng)的機(jī)翼變彎度控制主要依賴(lài)舵機(jī)驅(qū)動(dòng)，通過(guò)機(jī)械連桿或柔性機(jī)構(gòu)實(shí)現(xiàn)后緣偏轉(zhuǎn)。然而，舵機(jī)驅(qū)動(dòng)的動(dòng)態(tài)響應(yīng)速度受限于機(jī)械慣性，僅能有效覆蓋低頻控制需求，難以抑制如湍流、陣風(fēng)等寬頻帶氣動(dòng)擾動(dòng)。此外，舵機(jī)在大范圍偏轉(zhuǎn)時(shí)易產(chǎn)生相位滯后和幅值衰減，導(dǎo)致實(shí)際變形與目標(biāo)形狀偏差顯著，嚴(yán)重制約了動(dòng)態(tài)環(huán)境下的控制精度。
3、因此本領(lǐng)域需要一種能夠改進(jìn)的機(jī)翼變彎度控制方式，能夠?qū)崿F(xiàn)對(duì)舵機(jī)控制提供相位滯后的補(bǔ)償，以及對(duì)氣動(dòng)擾動(dòng)提供抑制。
技術(shù)實(shí)現(xiàn)思路
1、針對(duì)上述問(wèn)題，本發(fā)明提出舵機(jī)與壓電混合驅(qū)動(dòng)的柔性變彎度機(jī)翼控制系統(tǒng)及方法，包括舵機(jī)與mfc協(xié)同驅(qū)動(dòng)的柔性變彎度機(jī)翼控制框架，通過(guò)機(jī)載氣彈求解器實(shí)時(shí)解算最優(yōu)升阻比對(duì)應(yīng)的目標(biāo)形狀，并設(shè)計(jì)雙層控制路徑：舵機(jī)主導(dǎo)低頻大范圍形狀調(diào)節(jié)，mfc負(fù)責(zé)高頻陣風(fēng)擾動(dòng)抑制。該方案不僅突破了單一驅(qū)動(dòng)技術(shù)的性能邊界，還將氣動(dòng)優(yōu)化與動(dòng)態(tài)控制深度融合，為柔性變彎度機(jī)翼的工程化應(yīng)用提供了創(chuàng)新解決方案。
2、為了克服現(xiàn)有柔性變彎度機(jī)翼控制技術(shù)中動(dòng)態(tài)響應(yīng)頻帶窄、高頻擾動(dòng)抑制能力不足等問(wèn)題，根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施方式提供了舵機(jī)與壓電混合驅(qū)動(dòng)的柔性變彎度機(jī)翼控制系統(tǒng)及方法，混合驅(qū)動(dòng)控制框架，實(shí)現(xiàn)寬頻帶、高精度的機(jī)翼變彎度控制。
3、根據(jù)本發(fā)明的一個(gè)實(shí)施方式提供的舵機(jī)與壓電混合驅(qū)動(dòng)的柔性變彎度機(jī)翼控制方法，包括以下步驟：
4、步驟s1，設(shè)置基于氣彈耦合的實(shí)時(shí)形狀控制模塊和多模態(tài)傳感反饋模塊，包括將舵機(jī)設(shè)置在機(jī)翼后緣內(nèi)部，在機(jī)翼后緣的主動(dòng)肋的一面上設(shè)置壓電片，以及在另一面與壓電片對(duì)應(yīng)處設(shè)置應(yīng)變片，且在機(jī)翼的翼根處設(shè)置應(yīng)變片；
5、步驟s2，在飛行器飛行過(guò)程中，通過(guò)飛控實(shí)時(shí)獲取飛行器的飛行狀態(tài)參數(shù)，通過(guò)機(jī)載計(jì)算機(jī)調(diào)用氣彈耦合求解器實(shí)時(shí)解算最佳升阻比對(duì)應(yīng)的機(jī)翼目標(biāo)形狀，并計(jì)算得到當(dāng)前飛行狀態(tài)下最優(yōu)機(jī)翼后緣彎度曲線(xiàn)，轉(zhuǎn)換為舵機(jī)驅(qū)動(dòng)指令，輸出至舵機(jī)；
6、步驟s3，舵機(jī)根據(jù)接收的舵機(jī)驅(qū)動(dòng)指令，拉動(dòng)機(jī)翼后緣的柔性結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)舵面偏轉(zhuǎn)；通過(guò)主動(dòng)肋上設(shè)置的應(yīng)變片實(shí)時(shí)監(jiān)測(cè)機(jī)翼后緣的實(shí)際變形量，并提供至飛控，將實(shí)際變形量與目標(biāo)偏轉(zhuǎn)角對(duì)比生成誤差信號(hào)；
7、步驟s4，構(gòu)建自適應(yīng)pid控制器，根據(jù)誤差信號(hào)，提供對(duì)壓電片的驅(qū)動(dòng)電壓，使得壓電片產(chǎn)生微小應(yīng)變，驅(qū)動(dòng)機(jī)翼后緣的補(bǔ)償彎曲；
8、步驟s5，通過(guò)翼根處的應(yīng)變片實(shí)時(shí)檢測(cè)機(jī)翼應(yīng)變，并實(shí)時(shí)采集飛行器質(zhì)心加速度，將兩者的集成值提供至自適應(yīng)pid控制器，動(dòng)態(tài)計(jì)算壓電片的驅(qū)動(dòng)電壓；
9、步驟s6，將自適應(yīng)pid計(jì)算得到的壓電片的驅(qū)動(dòng)電壓，提供至機(jī)翼后緣的壓電片，壓電片產(chǎn)生振動(dòng)輸出反向應(yīng)變，驅(qū)動(dòng)機(jī)翼后緣產(chǎn)生振動(dòng)，達(dá)到動(dòng)態(tài)抑制的效果。
10、可選地，步驟s1還包括：
11、將一側(cè)機(jī)翼的舵機(jī)連接飛控的一個(gè)輸出通道；
12、將一側(cè)機(jī)翼的壓電片通過(guò)電壓放大電路連接飛控的一個(gè)輸出通道；
13、將一側(cè)機(jī)翼的應(yīng)變片，經(jīng)由應(yīng)變片變送器和信號(hào)轉(zhuǎn)換板連接飛控的一個(gè)輸入通道，其中應(yīng)變片變送器將應(yīng)變片形變產(chǎn)生的電壓信號(hào)轉(zhuǎn)換為計(jì)算機(jī)識(shí)別的數(shù)字信號(hào)，飛控通過(guò)信號(hào)轉(zhuǎn)換板實(shí)現(xiàn)對(duì)應(yīng)變片實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)的讀?。?/p>
14、另一側(cè)機(jī)翼同樣設(shè)置。
15、可選地，步驟s2中：通過(guò)飛控實(shí)時(shí)獲取的飛行器的飛行狀態(tài)參數(shù)包括，飛行高度、空氣密度、飛行馬赫數(shù)和迎角。
16、可選地，步驟s5具體包括：通過(guò)機(jī)翼的翼根處設(shè)置的應(yīng)變片實(shí)時(shí)檢測(cè)機(jī)翼應(yīng)變，并將得到的應(yīng)變信號(hào)通過(guò)信號(hào)轉(zhuǎn)換板傳輸至飛控；飛控同步采集機(jī)身質(zhì)心處的z軸加速度信號(hào)，與應(yīng)變信號(hào)通過(guò)加權(quán)融合算法生成綜合振動(dòng)指標(biāo)；將得到的綜合振動(dòng)指標(biāo)輸入自適應(yīng)pid控制器，動(dòng)態(tài)計(jì)算壓電片的驅(qū)動(dòng)電壓。
17、根據(jù)本發(fā)明的另一個(gè)實(shí)施方式提供的舵機(jī)與壓電混合驅(qū)動(dòng)的柔性變彎度機(jī)翼控制系統(tǒng)，包括：
18、飛控，在飛行過(guò)程中獲得飛行狀態(tài)參數(shù)，用于實(shí)時(shí)解算最佳升阻比對(duì)應(yīng)的機(jī)翼目標(biāo)形狀；
19、基于氣彈耦合的實(shí)時(shí)形狀控制模塊，包括氣彈耦合求解器和雙驅(qū)動(dòng)協(xié)同模塊，該雙驅(qū)動(dòng)協(xié)同模塊包括設(shè)置在機(jī)翼后緣內(nèi)部的舵機(jī)驅(qū)動(dòng)層和壓電驅(qū)動(dòng)層；
20、動(dòng)態(tài)抑制模塊，包括多模態(tài)傳感反饋模塊和自適應(yīng)pid控制器；
21、所述氣彈耦合求解器，基于從飛控實(shí)時(shí)獲取的飛行狀態(tài)參數(shù)，實(shí)時(shí)解算最佳升阻比對(duì)應(yīng)的機(jī)翼目標(biāo)形狀，得到動(dòng)態(tài)信號(hào)，并計(jì)算得到當(dāng)前飛行狀態(tài)下最優(yōu)機(jī)翼后緣彎度曲線(xiàn)。
22、可選地：所述舵機(jī)驅(qū)動(dòng)層，包括舵機(jī)，且舵機(jī)通過(guò)線(xiàn)驅(qū)動(dòng)或機(jī)械驅(qū)動(dòng)的方式與機(jī)翼后緣連接，以拉動(dòng)機(jī)翼后緣的柔性結(jié)構(gòu)實(shí)現(xiàn)舵面偏轉(zhuǎn)，提供大行程驅(qū)動(dòng)力；所述壓電驅(qū)動(dòng)層，包括分布式粘貼在機(jī)翼后緣的主動(dòng)肋上的壓電片，和連接至壓電片的電壓放大電路。
23、可選地，飛控的輸出通道，包括直接連接舵機(jī)驅(qū)動(dòng)層的舵機(jī)的輸出通道，以及連接壓電驅(qū)動(dòng)層的電壓放大電路的輸出通道。
24、可選地，所述多模態(tài)傳感反饋模塊包括：在機(jī)翼后緣的主動(dòng)肋上與壓電片相反的一側(cè)粘貼的應(yīng)變片，用于測(cè)量機(jī)翼后緣變形；在機(jī)翼的翼根處粘貼的應(yīng)變片，用于測(cè)量翼根應(yīng)變；應(yīng)變片變送器，將應(yīng)變片形變產(chǎn)生的電壓信號(hào)轉(zhuǎn)換為計(jì)算機(jī)識(shí)別的數(shù)字信號(hào)；信號(hào)轉(zhuǎn)換板，將應(yīng)變片通信連接至飛控，實(shí)現(xiàn)飛控對(duì)應(yīng)變片的實(shí)時(shí)數(shù)據(jù)的讀取。
25、與現(xiàn)有技術(shù)相比，根據(jù)本發(fā)明的實(shí)施方式提供的舵機(jī)與壓電混合驅(qū)動(dòng)的柔性變彎度機(jī)翼控制系統(tǒng)及方法，至少具有如下有益效果。
26、1)寬頻帶控制：舵機(jī)覆蓋低頻大位移調(diào)節(jié)(0-5hz)，mfc抑制高頻擾動(dòng)(5—50hz)，擴(kuò)展控制頻帶。
27、2)升阻比優(yōu)化：將氣彈求解器嵌入實(shí)時(shí)控制閉環(huán)，通過(guò)實(shí)時(shí)解算最佳形狀，提升飛行器氣動(dòng)效率，實(shí)現(xiàn)飛行狀態(tài)自適應(yīng)的機(jī)翼彎度優(yōu)化。
28、3)魯棒性強(qiáng)：動(dòng)態(tài)抑制模塊可適應(yīng)湍流、陣風(fēng)等復(fù)雜氣動(dòng)環(huán)境。
29、4)工程通用性：適用于無(wú)人機(jī)、大型客機(jī)及航天器的柔性翼面控制。
1.舵機(jī)與壓電混合驅(qū)動(dòng)的柔性變彎度機(jī)翼控制方法，其特征在于，包括以下步驟：
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的舵機(jī)與壓電混合驅(qū)動(dòng)的柔性變彎度機(jī)翼控制方法，其特征在于，步驟s1還包括：
3.根據(jù)權(quán)利要求1所述的舵機(jī)與壓電混合驅(qū)動(dòng)的柔性變彎度機(jī)翼控制方法，其特征在于，步驟s2中：
4.根據(jù)權(quán)利要求1所述的舵機(jī)與壓電混合驅(qū)動(dòng)的柔性變彎度機(jī)翼控制方法，其特征在于，步驟s5具體包括：
5.執(zhí)行權(quán)利要求1-4中任一項(xiàng)所述的舵機(jī)與壓電混合驅(qū)動(dòng)的柔性變彎度機(jī)翼控制方法的系統(tǒng)，其特征在于，包括：
6.根據(jù)權(quán)利要求5所述的系統(tǒng)，其特征在于：
7.根據(jù)權(quán)利要求6所述的系統(tǒng)，其特征在于：
8.根據(jù)權(quán)利要求5所述的系統(tǒng)，其特征在于，所述多模態(tài)傳感反饋模塊包括：