范奎武

海軍駐航天一院代表室, 北京 100076

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考慮氣彈穩(wěn)定性的無人飛行器結構和穩(wěn)定系統(tǒng)協(xié)同設計

范奎武

海軍駐航天一院代表室, 北京 100076

針對帶自動控制系統(tǒng)的機動無人飛行器，介紹考慮氣動彈性穩(wěn)定性需求時結構和穩(wěn)定系統(tǒng)協(xié)同設計的求解問題，描述了實現(xiàn)這種設計理念的模型和方法，給出了求解協(xié)同設計問題的例子以及保證帶自動控制系統(tǒng)的機動無人飛行器氣動彈性穩(wěn)定性的建議。

無人飛行器;結構;自動控制系統(tǒng);穩(wěn)定回路;氣動彈性;穩(wěn)定性

在設計機動無人飛行器時，除了考慮強度、剛度、穩(wěn)定性這些機身結構的傳統(tǒng)限制外，還應該考慮由飛行控制系統(tǒng)的工作條件引出的限制[1～3]。

機動無人飛行器結構彈性對控制系統(tǒng)工作的影響首先表現(xiàn)在“彈性飛行器自動控制系統(tǒng)”回路中出現(xiàn)自振，導致自動控制系統(tǒng)的通道被信號的高頻分量“堵塞”，從而對飛行器的可控性產(chǎn)生不利影響，破壞機上設備的正常工作狀態(tài)，使其運行品質明顯降低直至損壞。隨著飛行器速度、升限和機動過載的增長、控制系統(tǒng)快速性的提高，以及剛度較小舵機的使用和發(fā)動機工作形成的大振動過載，在“彈性飛行器自動控制系統(tǒng)”回路中出現(xiàn)自振的危險性還在增長[4～5]。

當控制系統(tǒng)參數(shù)已知時，飛行器氣動彈性穩(wěn)定性問題已有比較好的解決方法。但是飛行器結構和自動控制系統(tǒng)協(xié)同設計在工程應用中仍存在許多問題需要解決，因此研究該領域內(nèi)的新方法尤為迫切，本文就介紹一種方法[6]。

1 問題的提出與通用求解方法

機動無人飛行器自動控制系統(tǒng)和結構協(xié)同設計，指在已知無人機機體的基準設計(工藝方案和控制系統(tǒng)的總體特征、穩(wěn)定回路的精度、快速性、飛行狀態(tài)參數(shù)、結構強度、穩(wěn)定性需求、氣動彈性穩(wěn)定性需求和限制)的條件下，獲得針對無人機的結構以及結構參數(shù)、穩(wěn)定系統(tǒng)參數(shù)的協(xié)調解決方案。

采用一種迭代方法解決結構與控制系統(tǒng)的協(xié)同設計問題，它包含3個階段：

1)選擇控制系統(tǒng)的結構和穩(wěn)定回路的主要參數(shù)；

2)飛行器結構和穩(wěn)定系統(tǒng)分開設計。該階段的目的是獲取無人飛行器的設計(工藝方案)，以最優(yōu)的方式滿足結構和工藝完善的需求，以及從飛行器穩(wěn)定與控制規(guī)律、質量、尺寸、造價的角度出發(fā)，設計合理的自動穩(wěn)定系統(tǒng)。在遵守第一階段形成的需求前提下，在第二階段用傳統(tǒng)的最可以接受的方法進行子系統(tǒng)的設計；

3)協(xié)調無人飛行器結構參數(shù)和穩(wěn)定系統(tǒng)參數(shù)，以滿足帶自動控制系統(tǒng)的飛行器氣動彈性穩(wěn)定性的需求。

2 結構和主要參數(shù)選擇

穩(wěn)定回路包括飛行器自身、反饋、計算和執(zhí)行裝置，主要用途是改進機動無人飛行器對控制指令的響應品質：增加快速性、減小超調量和過渡過程的阻尼時間。

大多數(shù)機動無人飛行器結構的扭轉剛度很高，滾動通道內(nèi)出現(xiàn)自振的問題不像俯仰、偏航通道內(nèi)的那么嚴重，因此對軸對稱飛行器而言，可以只研究相類似的俯仰和偏航通道。由于舵面上的升力較小，可以忽略。對于軸對稱飛行器，不考慮主發(fā)動機噴射流束作用下機體旋轉時出現(xiàn)的哥氏加速度，可以寫出剛性飛行器俯仰通道內(nèi)針對角速度ω和線性加速度W的傳遞函數(shù)(在安裝角速度傳感器和線性加速度傳感器位置處)：

(1)

(2)

現(xiàn)代“面—空”類機動無人飛行器典型俯仰(偏航)通道穩(wěn)定系統(tǒng)通常包含角速度反饋回路和線性加速度反饋回路，圖1所示為典型的兩層反饋穩(wěn)定系統(tǒng)，對靜穩(wěn)定和靜不穩(wěn)定飛行器均可適用。由角速度ω反饋組成的回路通常稱為阻尼回路，由線性加速度W反饋組成的回路稱為穩(wěn)定回路。

圖1 飛行器穩(wěn)定系統(tǒng)結構圖(λ為控制指令；kjsd,kjxd分別為速率陀螺反饋回路和加速度計反饋回路的放大系數(shù))

閉環(huán)穩(wěn)定系統(tǒng)(見圖1)的傳遞函數(shù)可以表示成放大系數(shù)為kwd、阻尼指標ξwd和時間常數(shù)Twd的振蕩環(huán)節(jié)形式：

(3)

閉環(huán)穩(wěn)定系統(tǒng)的固有頻率ωwd和阻尼指標ξwd確定其對階躍式控制指令的響應時間τ和超調量Δ1的大小(過渡過程的參數(shù)τ和Δ1在無人飛行器研制任務書中給出)。通過選擇合適的參數(shù)kjsd和kjxd，可以影響傳遞函數(shù)Wwd(s)的參數(shù)和閉環(huán)系統(tǒng)響應特性，從而使無人飛行器的動態(tài)特性得到改進。因此，根據(jù)無人飛行器的動態(tài)特性和穩(wěn)定系統(tǒng)自身穩(wěn)定性這兩方面的需求來選擇參數(shù)kjsd和kjxd。

為保證穩(wěn)定系統(tǒng)在機體彈性振動頻率上的穩(wěn)定性 ，引入抑制幅值的濾波器，其傳遞函數(shù)為

(4)

時間常數(shù)T2/T1的比值通常位于0.5～2之間，阻尼系數(shù)ξ1=0～0.2和ξ2=0.3～1?？箯澢鸀V波器往抑制無人飛行器機體彎曲振動一階振型頻率上調整，必要時往二階振型頻率上調整。

3 結構參數(shù)與穩(wěn)定系統(tǒng)之間的匹配

飛行器氣動彈性的計算模型與最重要的運動形式的選擇有關。機動無人飛行器的這類運動主要是舵面的彎曲和扭轉振動及機體的一階和二階彎曲振動，通過機體的彎曲振動考慮機翼的低階振動。

根據(jù)自由梁-機體(帶翼)自身承載與機體彈性聯(lián)結的其它梁-舵的計算方案，考慮到所選擇的振型，按照給定振型方法組成的方程組如下：

(5)

式中，mij,hii和gii分別為結構的慣性、阻尼和剛度系數(shù)；dij和bij分別為阻尼和剛度的空氣動力系數(shù)；廣義坐標q1和q2分別表示舵面的彎曲和扭轉；q3和q4分別為機體的一階和二階彎曲。

廣義坐標q2是舵偏角，記為δ，由方程組(5)可以確定它到廣義坐標矢量q的任意一個分量qi的傳遞函數(shù)。

(6)

(7)

求解上述問題的迭代方法步驟如下。

在第一階段，研究飛行器與自動控制系統(tǒng)的相互作用，在不滿足氣動彈性穩(wěn)定性需求的情況下，制定能保證穩(wěn)定性的措施，這些措施既可以是無人機結構方面的，也可以是穩(wěn)定系統(tǒng)方面的。在第一種情況下調整無人飛行器結構的質量—慣性、阻尼和剛度特性，在第二種情況下調整穩(wěn)定系統(tǒng)的參數(shù)。

為了在考慮由控制系統(tǒng)施加的限制條件下求解無人飛行器結構的合理設計問題，采用結構—參數(shù)最優(yōu)化方法，該方法使用空氣自彈性系統(tǒng)(彈性飛行器與自動控制系統(tǒng)聯(lián)合)標準，在考慮由結構與自動控制系統(tǒng)相互影響決定的工作限制情況下，實現(xiàn)飛行器結構中質量與剛度的最優(yōu)分配。利用該方法解決如下問題：

1)在一般情況下，使用結構工作的一組數(shù)學模型和一組靜態(tài)的和動態(tài)的使用限制(強度、穩(wěn)定性等)，求解多層最優(yōu)化問題，根據(jù)求解結果，形成飛行器的結構標準；2)把飛行器結構的標準變換成新的標準即氣動自動彈性系統(tǒng)標準；3)把無人飛行器機身設計-工藝方案與新標準結合，選擇合理的方案對它們進行優(yōu)化。

既然結構自身的振動對帶自動控制系統(tǒng)的飛行器氣動彈性穩(wěn)定性起確定性作用，那么作為由彈性飛行器和自動控制系統(tǒng)聯(lián)合工作帶來的附加限制，使用對飛行器固有振動特征的限制，通常是對頻率的限制：flmin≤fl≤flmax,l=1,2,…,L*(fl為飛行器的第l階固有振動頻率；flmin,flmax為fl變化范圍的邊界；L*為所研究的頻率數(shù)量)。

自動控制系統(tǒng)的參數(shù)調整與傳感器沿無人飛行器機體長度安放位置的最優(yōu)化有關，與抑制無人飛行器最危險振型的新型濾波器的參數(shù)調整或者是設置有關，與舵機頻率特性的變化有關。

與無人飛行器機體設計(工藝方案或者是穩(wěn)定系統(tǒng)參數(shù)調整)有關的問題，在飛行器結構和自動控制系統(tǒng)穩(wěn)定系統(tǒng)參數(shù)協(xié)調設計的第二階段解決，在此之后對帶自動控制系統(tǒng)的飛行器氣動彈性穩(wěn)定性進行迭代研究。當滿足需求時，就結束迭代設計過程。

4 協(xié)同設計實例

對某正常式氣動布局的機動無人飛行器，使用所提出的迭代方法來解決彈性機體結構和穩(wěn)定系統(tǒng)的聯(lián)合設計問題，以說明方法的有效性和設計結果的可信性。其空氣動力控制機構是全動舵，控制系統(tǒng)的結構如圖2(a)所示。穩(wěn)定系統(tǒng)的角速度傳感器和加速度傳感器安裝在飛行器機體一階彎曲振動彈性線的腹點附近。

圖2(a) 無人飛行器的外型

圖2(b) 固有彎曲振動的振型

無人飛行器固有彎曲振動的特征見圖2(b)：

帶燃料的無人飛行器(273千克):一階頻率33.3Hz，振型為曲線1；二階為80.3Hz，曲線3。

無燃料的無人飛行器(185千克):一階頻率39.5Hz，振型為曲線2；二階為96.7Hz，曲線4。

在2種情況下，彎曲振動的對數(shù)衰減量相同，都是0.05。

圖3 “彈性飛行器自動控制系統(tǒng)”回路穩(wěn)定性保證措施的有效性研究

5 結論

本文介紹了考慮氣動彈性穩(wěn)定性需求的彈性無人飛行器和自動控制系統(tǒng)結構協(xié)同設計問題和迭代求解方法，給出了描述問題的數(shù)學模型，敘述了既考慮對機身結構傳統(tǒng)的強度和穩(wěn)定性的需求、也考慮與保證有控飛行器氣動彈性穩(wěn)定性有關的附加限制的機身結構參數(shù)最優(yōu)化方法。最后給出了求解彈性無人飛行器結構參數(shù)和自動控制系統(tǒng)協(xié)同問題的設計實例，確認了所提出方法的有效性和設計結果的可信性。

在所得到的求解無人飛行器機體的設計，即工藝方案參數(shù)和穩(wěn)定系統(tǒng)參數(shù)協(xié)同問題的基礎上，給出了保證帶自動控制系統(tǒng)的機動無人飛行器氣動彈性穩(wěn)定性的具體建議：1)安裝針對機體彎曲振動的濾波器；2)更合理地配置自動控制系統(tǒng)的傳感器； 3)修正舵機的頻率特性； 4)為了以必要的方式變化飛行器結構的固有振動頻率，對其進行補充加工。

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A Collaborative Designing of the Structure and Stabilization System of Unmanned Aircraft with the Requirements of Aeroelastic Stability

FAN Kuiwu

Representatives Office of Navy of CALT, Beijing 100076, China

Anapproachtothesolutionofthecollaborativedesignofthestructureandstabilizationsystemofthemaneuverunmannedaircraftwiththerequirementsofaeroelasticstabilityisintroduced,andtheimplementationofmodelsandmethodsaredescribed.Acasestudyofsolvingtheproblemofcollaborativedesignaswellastherecommendationstoprovidetheaeroelasticstabilityofthemaneuverunmannedaircraftwiththeautomaticcontrolsystem(ACS)aregiven.

Unmannedaircraft;Construction;Automaticcontrolsystem；Stabilizationloop;Aeroelasticstability；Design

2014-03-12

范奎武(1964-),男，山東冠縣人，博士后，高級工程師，主要研究方向為飛行器總體設計、制導與控制。

TP316.2

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1006-3242(2014)03-0066-05