[发明专利]飞行器弹性模态的控制关联建模方法

说明书

本发明公开了一种飞行器弹性模态的控制关联建模方法，包括如下步骤：建立飞行器弹性结构模态的机理模型，获得弹性模态的动态响应数据，基于梁单元确立弹性模态的代理模型形式，采用系统辨识方法整定系数，获得弹性模态的控制关联模型，进而基于拟合优度验证所构建代理模型的有效性，分析弹性模态对于飞行器本体开环和闭环性能的影响，以及本体特性与弹性模态之间的关联关系，找到弹性模态对于系统总体以及控制系统设计的影响规律，为工程实际设计提供好的技术支撑。

技术领域

本发明涉及一种飞行器弹性模态的控制关联建模方法。

背景技术

传统飞行器的设计方法一般采用分布式的设计思路，将飞行器的设计任务分解为多个设计学科，各个学科设计之间相对而言较为独立。当各个学科之间的耦合关系较弱，或者学科之间的相互影响为线性关系的时候，这种设计思路是高效可行的。

然而，对于现代飞行器而言，其设计思想突破了该思路，在气动外形、推进系统与控制系统设计上均有较大区别，通常飞行器子系统之间具有强非线性耦合关系，并且对于设计变量而言具有高灵敏度。所以采用这种分布式设计方法得到的结果并不令人满意，而且常常无法满足性能与稳定性的要求。因此，现代飞行器的设计必须从多学科的角度出发，才能获得性能卓越的飞行器设计方案，才能真正挖掘出该类飞行器的性能潜力。

以吸气式高超声速飞行器为代表的现代飞行器通常使用轻质材料，其细长体构型使得飞行器机身容易产生明显的弹性形变，振动的频率降低到与控制系统带宽处于同一频段，这就会限制控制系统的带宽，导致了控制系统没有足够的权限补偿结构模态影响，致使飞行器不能达到预期的性能。因此，有必要在概念设计阶段考虑弹性模态的影响。

发明内容

为了解决现有技术存在的缺陷，提供一种飞行器弹性模态的控制关联建模方法。

技术方案：一种飞行器弹性模态的控制关联建模方法，包括如下步骤：

步骤1、建立飞行器结构的弹性结构模型；

步骤2、推导弹性体飞行器的动力学方程；

步骤3、从弹性体飞行器的动力学方程中提取面向控制的弹性体模型；

步骤4、对所述面向控制的弹性体模型进行分析。

在进一步的实施例中，所述步骤1进一步为：

步骤11、将飞行器前体机身和后体机身看作两根悬臂梁，分别为指向机头的前体梁和指向机尾的后体梁；假设机体梁为恒截面惯性矩分布，仅考虑飞行器质量和机身温度两个影响因素；

步骤12、采用拉丁超立方采样选取不同质量分布和结构温度，代入有限元方程分别求得对应的弹性模态，建立关于飞行器总质量m和机体平均温度T的代理模型：

ω＝f(m,T)、φ＝g(m,T)

在进一步的实施例中，所述步骤12进一步包括：

步骤12a、采用超立方采样法按照下述步骤从飞行器总质量m和机体平均温度T两个变量中分别选取n个不同的值：

将每个变量取值范围等概率地分成n份；

在每个子区间中根据其概率分布随机选取一点；

对从x₁中选取的n个值与x₂中n个值随机组合，再将这n对值与x₃的n个值随机组合，直到所有变量组合完毕；

步骤12b、建立用于描述机身弹性模态与质量和结构材料温度的多项式模型；

步骤12c、采用可决系数、方差比率、均方根误差和最大标准残差评价评估所获取的模型。

在进一步的实施例中，所述步骤2进一步为：