[发明专利]支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法

权利要求书

1.一种支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法，其特征是，该方法采用振动主动控制方法，通过布置在飞行器模型质心上的俯仰和偏航加速度传感器测量飞行器模型主振动加速度的两个分量，求取飞行器模型主振动矢量并确定支杆实时振动平面，引入惯性力求解多维振动减振器主动截面上所受动态弯矩，进而获取主动截面上应力分布，通过实时振动平面空间位置关系确定多维振动减振器中参与工作的压电陶瓷作动器序号，并根据主动截面上压电陶瓷作动器所受应力实时解算振动控制力，进而产生反向弯矩抵抗飞行器模型振动过程中产生的动态弯矩，该方法采用基于压电陶瓷作动器的多维振动主动控制系统，最终达到对多维振动进行控制；多维振动控制方法的具体步骤如下：

步骤1，建立飞行器模型支撑系统绝对坐标系

在飞行器尾撑支杆(4)上建立绝对坐标系OXYZ(E)，其原点建立在平衡位置时主动截面(F)与飞行器尾撑支杆(4)轴线的交点上，定义为O；X坐标轴的方向与平衡位置时飞行器尾撑支杆(4)轴线重合并指向飞行器模型(5)，Y坐标轴的方向为主动截面(F)与俯仰平面的交线指向上方；Z坐标轴由右手法则确定；在飞行器模型(5)上建立振动测量坐标系O_AX_AY_AZ_A(A)，其原点建立在平衡位置时飞行器模型(5)的质心与X坐标轴的交点上，定义为O_A；X_A坐标轴的方向与OXYZ(E)坐标系X坐标轴方向重合，Y_A坐标轴与Y坐标轴平行指向上方；Z_A坐标轴由右手法则确定；

步骤2，实时获取主振动加速度在俯仰平面和偏航平面内分量

利用飞行器模型(5)质心处的俯仰加速度传感器(6)和偏航加速度传感器(7)分别测量主振动在互相垂直的俯仰平面和偏航平面内的加速度反馈给由上位机(9)控制的实时控制器(8)，在每个振动控制循环中采集多个俯仰平面加速度采样值和偏航平面加速度采样值，通过公式(1)、(2)分别计算一个振动控制循环内主振动加速度在俯仰方向与偏航方向上的加速度分量：

其中，a_pith(t)为主振动加速度在俯仰方向上的加速度分量，a_yaw(t)为主振动加速度在偏航方向上的加速度分量，a_pithi(t),a_yawi(t)分别为第i个采样时刻飞行器模型(5)在俯仰平面和偏航平面加速度采样值，其中，i＝1,2,…N；N为每一个振动控制循环内加速度采样值个数；

步骤3，实时解算主振动加速度矢量

主振动加速度由俯仰方向与偏航方向上的加速度分量合成得到，主振动加速度包括大小和方向，通过公式(3)、(4)实时解算每个振动控制循环内主振动加速度矢量的大小和方向，构建主振动加速度矢量：

其中，a(t)为主振动加速度矢量，|a(t)|为主振动加速度矢量a(t)的大小，∠a(t)为主振动加速度矢量a(t)方向；

步骤4，建立飞行器模型实时振动主动控制坐标系并确定支杆实时振动平面；

在主动截面(F)上建立实时振动主动控制坐标系O_αX_αY_αZ_α(D)，其原点与绝对坐标系OXYZ(E)原点O重合，定义为O_α；X_α坐标轴的方向与绝对坐标系OXYZ(E)的X坐标轴方向重合，Y_α坐标轴与主振动加速度矢量a(t)方向重合，Z_α坐标轴由右手法则确定，平面X_αO_αY_α为支杆实时振动平面X_αO_αY_α(C)，由于飞行器模型(5)振动的随机性，实时振动主动控制坐标系O_αX_αY_αZ_α(D)随时间实时变化，支杆实时振动平面X_αO_αY_α(C)随时间实时变化；

步骤5，解算支撑系统实时惯性力和主动截面上应力分布

在支杆实时振动平面X_αO_αY_α(C)上，通过公式(5)实时解算惯性力

F_I(t)＝-m_eqa(t) (5)

通过公式(6)实时解算主动截面上所受承受动态弯矩

M(t)＝F_I(t)·L (6)

通过公式(7)实时解算主动截面F上动态应力分布

其中，m_eq为支撑系统的等效质量，F_I(t)为飞行器模型(5)所受实时惯性力，M(t)为飞行器模型(5)振动过程中主动截面(F)上所受动态弯矩，L为飞行器模型(5)质心到主动截面(F)距离，σ(y_a,z_a,t)为主动截面(F)内距离X_α坐标轴y_a长度处所受动态应力，为主动截面(F)内对Z_α坐标轴的实时惯性矩；

步骤6，实时确定参与工作压电陶瓷作动器序号，解算振动控制力

主动截面(F)处多维振动减振器(3)圆周方向上均匀布置多个压电陶瓷作动器(3-1)，均布圆周半径为R，与Z坐标轴重合的压电陶瓷设置为0号压电陶瓷作动器(3-1)，依次逆时针圆周阵列布置1号压电陶瓷作动器(3-1)，2号压电陶瓷作动器(3-1)，…，n号压电陶瓷作动器(3-1)；相邻两个压电陶瓷作动器(3-1)之间的阵列角为在实时振动主动控制坐标系O_αX_αY_αZ_α(D)下，Z_α坐标轴上方的压电陶瓷作动器(3-1)参与振动控制，参与工作的压电陶瓷作动器(3-1)序号为

其中，和分别表示和的计算值取整；

α(t)为主振动加速度矢量a(t)与Z轴之间的夹角，进而参与工作压电陶瓷作动器(3-1)中心在实时振动主动控制坐标系O_αX_αY_αZ_α(D)下的实时坐标可确定为：

其中，为参与工作压电陶瓷作动器(3-1)与Z坐标轴方向的夹角，参与工作压电陶瓷作动器(3-1)在主动截面(F)上所受合力为：

其中，为第n_c号参与工作压电陶瓷作动器(3-1)与主动截面(F)的接触面积，第n_c号参与工作压电陶瓷作动器(3-1)需要输出的抵抗力为：

最后，所有参与工作压电陶瓷作动器(3-1)产生反向弯矩M_R(t)抵抗飞行器模型(5)振动过程中产生的动态弯矩M(t)。

2.如权利要求1所述的一种支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法，其特征是，该方法采用多维振动主动控制系统，系统由俯仰加速度传感器(6)、偏航加速度传感器(7)、实时控制器(8)、上位机(9)、压电陶瓷作动器功率放大器组(10)和后置内嵌式多维振动减振器(3)组成；俯仰加速度传感器(6)安装于俯仰平面内飞行器模型(5)质心上，用于测量飞行器模型(5)主振动在俯仰平面内的振动加速度分量，偏航加速度传感器(7)安装于偏航平面内飞行器模型(5)质心上，用于测量飞行器模型(5)主振动在偏航平面内的振动加速度分量，后置内嵌式多维振动减振器(3)包含多个均布的压电陶瓷作动器(3-1)，每个压电陶瓷作动器(3-1)分别通过预紧机构(3-2)预紧，保证压电陶瓷作动器(3-1)动态力可靠输出；后置内嵌式多维振动减振器(3)安装在飞行器尾撑支杆(4)支杆实时振动平面X_αO_αY_α(C)中，实时控制器(8)与上位机(9)连接，上位机(9)用于控制实时控制器(8)和振动控制过程监控；实时控制器(8)与俯仰加速度传感器(6)和偏航加速度传感器(7)连接，实时获取飞行器模型(5)俯仰平面和偏航平面内的振动加速度分量；实时控制器(8)与压电陶瓷作动器功率放大器组(10)相连，压电陶瓷作动器功率放大器组(10)中的多个压电陶瓷作动器功率放大器(10-1)分别与后置内嵌式多维振动减振器(3)中的多个压电陶瓷作动器(3-1)相连。