本发明专利技术公开了一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置，所述的装置包括两层的三单元分布式张拉整体结构，驱动器，传感器和控制计算机；本发明专利技术还公开其控制方法，具体为：步骤1，组建整体张拉式变形翼装置；步骤2，建立变形翼的非线性动力学模型；步骤3，建立第一层控制结构，使得标称系统能跟踪期望的形状；步骤4，建立第二层控制结构，使实际的变形翼系统能跟踪标称系统，最终收敛到期望的形状；本发明专利技术通过一种两层的控制结构的控制方法，为飞行器实现气动外形主动改变从而提高气动效率提供了一个有效的方法，且装置结构简洁，控制方法鲁棒性强，能在较大不确定情况下保证变形翼的形状跟踪控制。
【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于柔性结构主动控制领域，具体讲是一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置与控制方法。
技术介绍
变体飞行器通过让机翼外形主动变化，来改善气动性能，扩大飞行包线。变形翼是变体飞行器的关键部件。目前的变体飞行器研究中出现的有集中驱动式以及分布驱动式两种变形结构。其中，集中驱动式变形结构具有制作较简单的优点，但驱动器承受的载荷大，对其强度要求高，导致结构重量大，而且变形形式固定单一，同时在驱动器发生故障时，将会导致飞行器失效。相比之下，分布驱动式变形结构中，多个驱动器分担载荷，有助于减轻结构重量，变形形式灵活，鲁棒性强，在部分驱动器发生故障时能够保证飞行器具有足够的可控性。同时在飞行器变形时，为了提高气动效率，整个过程应该是连续光滑的，分布式驱动更有利于达到这一目的。因此，有必要采用在柔性结构中嵌入分布式驱动元件的结构。目前的柔性结构中通常有桁架连杆结构、蜂窝结构或右旋结构等覆盖柔性蒙皮组成。然而，分布式驱动变形翼的控制系统设计方面的现有成果较少。
技术实现思路
针对现有技术中存在的问题，本专利技术设计了一种分布式驱动的张拉整体式的变形翼机构，并设计了形状控制方法；张拉整体结构是一类具有预应力配置的桁架结构，具有变形量大，驱动方便的特点，通过对此张拉整体结构的形状控制以实现对变形翼飞行器机翼的变形控制，本专利技术提出的形状控制方法具有两层控制结构，具有参数易调节，鲁棒性强的优点。本专利技术公开的一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置，装置包括两层的三单元分布式张拉整体结构，驱动器，传感器和控制计算机；所述的驱动器、传感器嵌入式安装在张拉整体结构里面，驱动器和传感器连有控制板，再通过导线连到上位计算机。所述的驱动器、传感器和控制器构成变形翼控制系统。进一步，所述的分布式张拉整体结构由桁架、绳索和拉簧组建而成；所述的桁架结构由6根竖直方向上的垂杆和12根水平方向的桁架组成；所述的每个相邻的垂杆间由绳索和拉簧相连接，形成一个弹性的绳索结构，其中每个拉簧都是处于拉伸状态；所述的每根垂杆的顶端和水平桁架的端部位置连接，并在连接处安装旋转位置传感器。进一步，所述的装置平台上分布式安装了驱动器，所述的驱动器为直线步进电机。进一步，所述的控制板包含有14路数字输入输出口，4路串口信号，6路外部中断，14路脉冲宽度调制PWM以及16路模拟输入。本专利技术还公开了一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置的控制方法，包括以下步骤：步骤1，组建整体张拉式变形翼装置；步骤2，建立变形翼的非线性动力学模型；步骤3，建立第一层控制结构；针对标称系统动力学设计动态逆控制器，使得标称系统能跟踪期望的形状；步骤4，建立第二层控制结构；针对实际系统动力学设计滑模跟踪控制器，使实际的变形翼系统能跟踪标称系统，最终收敛到期望的形状。进一步，所述的步骤1具体为：建立机翼主体；主体由6根竖直方向上的垂杆和12根水平方向的桁架组成；每个相邻的垂杆与垂杆之间都由钢丝绳和拉簧相连接，其中每个拉簧都是处于拉伸状态；在每根垂杆的顶端和水平桁架的端部位置的连接处安装旋转位置传感器。进一步，所述的步骤2具体为：2.1，应用分析力学建模方法推导出分布式整体张拉式变形翼的非线性动力学模型；由于系统的自由度为6，所以选择θ1，θ2，θ3，θ4，θ5以及θ6为系统的广义坐标，计算系统各个部件的动能并将其相加，得到整个分布式结构变形翼的动能T为：其中，v3,v4,v5,v6分别表示杆3、杆4、杆5以及杆6质心的速度，对应杆的中心位置坐标分别为(x3,y3)，(x4,y4)，(x5,y5)以及(x6,y6)，Ie为绕端点的转动惯量，表达式为I为绕质心的转动惯量，表达式为2.2，整个系统的势能为V＝0；由此可以计算系统的动势为L＝T-V＝T；作用于杆1的主动力表示为杆2的主动力表示为杆3的主动力表示为杆4的主动力表示为杆5的主动力表示为杆6的主动力表示为Q是与广义坐标相对应的广义力；2.3，根据分析力学理论可知，动能T、势能V以及广义力Qi满足第二类拉格朗日方程：得到分布式结构变形翼的非线性动力学方程为其中q＝[θ1,…,θ6]T为广义坐标，τ＝B(q)u为主动绳的拉力向量，u＝[u1,u2,u3,u4,u5,u6]T为输入向量，其中的元素为分布式驱动量，M(q)与为6×6矩阵，且G(q)为6×1向量；2.4，将系统动力学写为如下形式：其中g(q)＝M-1(q)B(q)；注意系统中的参数矩阵M(q)，G(q)和D(q)在实际中都是有误差的，但可以假设它们的标称值已知，将标称的系统动力学描述为：进一步，所述的步骤3具体为：3.1，建立第一层控制结构：标称系统的动态逆控制，针对标称动力学模型(3)设计如下动态逆控制器：其中，vm为虚拟控制量；3.2，令Δqm＝qm-qd且则标称系统的跟踪误差满足以下线性动力学：闭环系统(5)稳定并且所有的极点都在区域内，如果存在正定矩阵X1和矩阵X2满足一下线性矩阵不等式：解算不等式(6)和(7)，可计算得到控制增益为Km＝[-K2-K1]＝X2X1-1。进一步，所述的步骤4具体为：4.1，建立第二层控制结构：实际系统的形状跟踪控制；设计形状跟踪控制器使得具有不确定参数的实际系统的输出跟踪上受控的标称系统的输出；令Δq＝q-qm，Δu＝u-um，和Δg＝g(q)-gm(qm)，由式(2)与(3)可得，跟踪误差动力学方程为：4.2，在式(8)中，Δf和Δg是未知的；用模糊系统对其进行在线辨识；将Δf与Δg表达为如下模糊函数：其中ξi为模糊隶属度函数，N为模糊规则条数；与分别为未知的常值系数向量与矩阵，ωf与ωG为未知的近似误差；设计跟踪控制律为：其中在控制律(11)作用下，跟踪误差趋向于0，如果中的ηi，中的Gi和的更新律设计为：其中向量ρi为正标量。本专利技术现对于现有技术的有益效果在于：本专利技术提出了一种分布式驱动的张拉结构式变形翼装置与控制方法，通过一种两层的控制结构的控制方法，为飞行器实现气动外形主动改变从而提高气动效率提供了一个有效的方法。且装置结构简洁，控制方法鲁棒性强，能在较大不确定情况下保证变形翼的形状跟踪控制。附图说明图1为本专利技术分布式结构变形翼的示意图；图2为本专利技术实施例中参数不确定情况下两层结构协调形状控制与其它两种控制效果对比具体实施方式本专利技术提供一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置与控制方法，为使得本专利技术技术方案及效果更加清楚，明确；本实施例参照附图并举实例对本专利技术进一步详细说明。应当理解，此处所描述的具体实施仅用以解释本专利技术，并不用于限定本专利技术。一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置与控制方法具体步骤如下：第1步：组建整体张拉式变形翼装置。分布式驱动的整体张拉式变形翼装置主要由两层的三单元分布式张拉整体结构，驱动器，传感器和控制计算机组成。其中分布式张拉整体结构由桁架、绳索和拉簧组建而成。机翼主体结构是三单元两层的桁架结构，由6根竖直方向上的垂杆和12根水平方向的桁架组成。垂杆用于模拟机翼的一个关节；水平桁架则作为垂杆与垂杆之间的连接装置。6根垂杆，每个相邻的垂杆与垂杆之间都由钢丝绳和拉簧相连接，其中每个拉簧都是处于拉伸状态，这相当于在结构中加入了预应力，使得整个结构处于一种受力平衡状态。用3D打印技术制作连接部件，以连接每根垂杆的顶端和本文档来自技高网...
【技术保护点】
一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置，其特征在于，所述的装置包括两层的三单元分布式张拉整体结构，驱动器，传感器和控制计算机；所述的驱动器、传感器嵌入式安装在张拉整体结构里面，驱动器和传感器连有控制板，再通过导线连到上位计算机。
【技术特征摘要】
1.一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置，其特征在于，所述的装置包括两层的三单元分布式张拉整体结构，驱动器，传感器和控制计算机；所述的驱动器、传感器嵌入式安装在张拉整体结构里面，驱动器和传感器连有控制板，再通过导线连到上位计算机。2.根据权利要求1所述的一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置，其特征在于，所述的分布式张拉整体结构由桁架、绳索和拉簧组建而成；所述的整体张拉结构由6根竖直方向上的垂杆和12根水平方向的桁架组成；所述的每个相邻的垂杆间由绳索和拉簧相连接，其中每个拉簧都是处于拉伸状态；所述的每根垂杆的顶端和水平桁架的端部位置连接，并在连接处安装旋转位置传感器。3.根据权利要求1所述的一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置，其特征在于，所述的装置平台上分布式安装了驱动器。4.根据权利要求1所述的一种分布式驱动的整体张拉式变形翼装置，其特征在于，所述的控制板包含有14路数字输入输出口，4路串口信号，6路外部中断，14路脉冲宽...
【专利技术属性】
技术研发人员：何真，袁亮，于晓至，
申请(专利权)人：南京航空航天大学，
类型：发明
国别省市：江苏;32
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