一种大柔性飞行器基于在线辨识的建模方法技术

本发明专利技术涉及一种大柔性飞行器基于在线辨识的建模方法，包括单元机理模型建立，单元模型参数化，整体飞行动力学模型建立以及在线辨识实现四部分。根据大柔性飞行器飞行时机翼会发生几何非线性变形的事实，用非线性梁理论建立柔性机翼的结构模型；将连续振动系统离散化，得到单元结构模型；针对气动力非定常的特点，用非定常气动理论建立气动力模型；将气动力模型以及重力等外力带入结构模型得到单元气弹机理模型；根据需要，选择合适的传感器可以测量的量作为参数，将单元模型参数化，并且，用参数实现单元之间的连接；用多体动力学理论建立飞行器整体的动力学模型；最后，选择合适的传感器实现参数在线辨识，得到大柔性飞行器实时动力学模型。

A modeling method for large flexible aircraft based on online identification

The invention relates to a modeling method for large flexible aircraft based on on-line identification, which comprises four parts: the establishment of unit mechanism model, the parameterization of unit model, the establishment of overall flight dynamics model and the realization of on-line identification. According to the fact that the wing of a large flexible aircraft will deform geometrically, the structural model of the flexible wing is established by using the nonlinear beam theory; the element structural model is obtained by discretizing the continuous vibration system; the aerodynamic model is established by using the unsteady aerodynamic theory according to the unsteady characteristics of the aerodynamic force; and the aerodynamic model is established by using the unsteady aerodynamic theory. The element aeroelastic mechanism model is obtained by introducing external forces such as gravity into the structure model; the element model is parameterized by choosing the appropriate sensor measurable quantity as the parameter according to the requirement, and the connection between the elements is realized by using the parameter; the whole dynamic model of the aircraft is established by using the multi-body dynamics theory; finally, the element model is established by using the multi-body dynamics theory. The real-time dynamic model of large flexible aircraft is obtained by selecting suitable sensors to realize on-line identification of parameters.

【技术实现步骤摘要】
一种大柔性飞行器基于在线辨识的建模方法
本专利技术涉及一种大柔性飞行器实时动力学模型构建方法，特别是一种大柔性飞行器基于在线辨识的建模方法，属于飞行器建模领域。
技术介绍
高空长航时飞行器是目前国内外航空领域的研究热点，对多种多样的高空飞行任务具有重要的应用价值。这类飞行器一般都采用大展弦比柔性机翼，在机动飞行或者受到外界扰动时会发生几何非线性大结构变形，进而改变全机升力及力矩分布，影响飞行器的刚体运动。另外，由于结构振动频率较低，这类飞行器的飞行动力学和结构动力学存在耦合。因此，在进行大展弦比柔性飞行器飞行动力学建模时需要考虑几何非线性结构变形的影响。同时，在飞行中机翼由于大变形，局部剖面攻角通常较大甚至接近失速攻角；大变形也会导致流场的变化，这些都会造成气动非线性。针对大柔性飞行器飞行动力学的机理建模方法主要是结合考虑几何非线性的结构模型和非定常气动力模型，运用多体动力学理论得到系统的动力学模型。这样得到的模型包含大量的柔性模态，阶数较高，不利于控制系统的设计和实现。目前公开文献中提到的大柔性飞行器控制器设计模型基本可以分为两类：(1)机理模型；(2)机理模型降阶模型。降阶模型虽然解决了系统维数大的问题，但是，该方法从数学模型的角度出发，未考虑真实的物理过程，可能会忽略掉某些重要的物理现象，从而造成灾难性的事故。另外，由于结构非线性和气动非线性的存在，模型存在未建模和不确定现象。为了实现有效控制，需要可靠性更高的面向控制的模型。大柔性飞行器动力学模型是非线性、时变的。用固定模型设计的控制器很难保证飞行器在各种飞行环境下都能安全、稳定和高效的飞行。专利技术内容专利技术目的：为了克服大柔性飞行器控制器设计中遇到的模型阶数高、非线性特性明显和模型存在不确定且时变等问题，本专利技术提出一种大柔性飞行器基于在线辨识的建模方法。技术方案：一种大柔性飞行器基于在线辨识的建模方法，包括如下步骤：步骤一：用几何非线性梁理论建立大柔性飞行器的大展弦比机翼的非线性结构模型；将大展弦比机翼的总体结构进行离散化，得到单元结构模型；用非定常气动力理论建立气动模型；将外力模型带入单元结构模型，建立单元气弹机理模型；步骤二：根据步骤一中得到的单元气弹机理模型，将可以测量的节点变量作为单元气弹机理模型的参数，得到单元参数化模型；步骤三：根据步骤二中的单元参数化模型，运用多体动力学理论计算得到考虑结构变形的整体飞行动力学模型；步骤四：步骤二和步骤三中得到的模型包含作为参数的节点变量，通过传感器数据进行参数在线辨识，得到大柔性飞行器实时飞行动力学模型。进一步的，所述步骤一中，将大展弦比机翼的梁划分为有限个通过节点连接的单元，离散化方法包括有限元法以及有限差分法。进一步的，所述步骤一中，用非定常气动力理论建立气动模型包括如下具体步骤：a)用非线性结构模型中的状态量表示气动力计算所需的变量；b)根据二维气动模型的表达式和翼型参数计算机翼的升力、阻力以及俯仰力矩；c)用非定常气动力理论计算机翼运动对气动力的影响，用有限状态入流理论计算机翼运动对流场的影响；d)计算视在质量引起的气动力；e)在二维气动力模型中增加非定常项以及视在质量引起的气动力；f)通过转换矩阵得到气动力、力矩在变形标系中的表示，从而得到非定常气动力模型。进一步的，所述步骤一中，外力模型包括非定常气动力模型、重力模型以及集中力模型；其中，重力模型的建立方法为：通过转换矩阵将惯性系中的重力转换到变形坐标系中，得到重力模型建；集中力模型的建立方法为：将发动机推力、吊舱气动力、集中质量的重力看作是作用在单个节点的集中力，集中力使得节点左右两侧的内力和内力矩不连续，对存在集中力的节点设置左右两个力，来描述集中力的作用效果。进一步的，所述步骤二中的单元参数模型记为：其中，为单元状态量，pn为可以用传感器测量的单元参数，un为单元可用的控制量，上标n表示第n个单元。进一步的，所述步骤三中，首先运用多体动力学理论推导平均轴系下的动力学方程，然后根据步骤二中的单元参数化模型计算平均轴系动力学方程中的参数，整体飞行动力学模型用平均轴系下的动力学方程描述，记为：其中，X为平均轴系的速度和角速度，为单元状态向量，为单元状态向量的时间导数，p为单元参数向量，u为系统控制输入向量。进一步的，所述步骤四中，传感器测量的参数是节点的应变、速度以及角速度。有益效果：本专利技术有利于解决大柔性飞行器控制器设计中遇到的模型阶数高、非线性特性明显和模型存在不确定且时变的问题，选择合适的传感器可以测量的量作为参数，将单元机理模型参数化，用参数实现单元之间的连接，实现了单元方程间的解耦，通过建立局部的参数化单元模型降低了控制模型的阶数，用多体动力学理论建立飞行器整体的动力学模型，选择合适的传感器实现参数在线辨识，得到大柔性飞行器实时动力学模型，通过使用传感器数据辅助建模，使得模型可以包含未建模动态以及其他不确定，提高了模型的可靠性。附图说明图1为典型大柔性飞行器的外形图；图2为坐标系示意图，图中的F1,F2,F3分别表示局部坐标系下x,y,z方向的梁内力，M1,M2,M3表示局部坐标系下x,y,z方向的内力矩；XB,YB,ZB表示变形坐标系，XR,YR,ZR表示翼根坐标系；图3为传感器安装示意图；图4为大柔性飞行器基于在线辨识的建模流程图。具体实施方式下面结合附图对本专利技术作更进一步的说明。步骤一：大柔性飞行器的大展弦比机翼结构大变形，出现几何非线性现象，用几何非线性梁理论建立机翼的非线性结构模型；为了分析无法找到解析解的连续振动系统，将大柔性飞行器的大展弦比机翼总体结构进行离散化，得到单元结构模型；机翼的运动影响所产生的气动载荷，用非定常气动力理论建立非定常气动力模型；将气动力等外力模型带入单元结构模型，建立描述单元气弹动力学行为的单元气弹机理模型。具体步骤为：s1)大展弦比机翼的非线性结构建模将大展弦比机翼简化为非线性梁模型，用几何非线性梁对大展弦比机翼进行模拟，根据几何精确本征梁理论建立机翼的数学模型。具有扭转、弯曲变形的几何精确本征梁变形坐标系(B系)下的非线性结构模型表示为：其中，F,M,V,Ω分别为梁内力、内力矩、速度、角速度向量在B系中的表示，为方程的一级变量；γ,k,P,H分别为力应变、力矩应变、线动量、角动量向量在B系中的表示，为方程的二级变量；k表示梁的初始扭转和弯曲；e1＝[100]T；f,m分别为外力、外力矩向量在B系中的表示。本实施例中，()′表示对梁坐标s求导，(·)表示对时间t求导，（～)表示该变量对应的反对称矩阵。方程的一级变量和二级变量之间满足如下本构关系：其中，R,S,T分别是3×3阶的梁截面刚度系数矩阵；μ,ξ,I分别为线质量、截面质心与刚心的距离以及单位长度的质量惯性矩；ST表示矩阵S的转置，Δ为3×3阶的单位矩阵。上述关系中，前两个是梁的动力学方程，后两个是根据应变-位移关系和速度-位移关系得到的本征运动学方程。s2)结构模型有限单元离散梁等连续振动系统的结构动力学模型一般很难求得解析解，为了降低求解难度，先对大柔性飞行器的大展弦比机翼总体结构进行有限单元离散化，将梁划分为有限个通过节点连接的单元，离散化方法包括但不局限于：有限元法以及有限差分法。选择有限差分的离散方式，考虑变量本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种大柔性飞行器基于在线辨识的建模方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一：用几何非线性梁理论建立大柔性飞行器的大展弦比机翼的非线性结构模型；将大展弦比机翼的总体结构进行离散化，得到单元结构模型；用非定常气动力理论建立气动模型；将外力模型代入单元结构模型，建立单元气弹机理模型；步骤二：根据步骤一中得到的单元气弹机理模型，将可以测量的节点变量作为单元气弹机理模型的参数，得到单元参数化模型；步骤三：根据步骤二中的单元参数化模型，运用多体动力学理论计算得到考虑结构变形的整体飞行动力学模型；步骤四：步骤二和步骤三中得到的模型包含作为参数的节点变量，通过传感器数据进行参数在线辨识，得到大柔性飞行器实时飞行动力学模型。

【技术特征摘要】
1.一种大柔性飞行器基于在线辨识的建模方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤一：用几何非线性梁理论建立大柔性飞行器的大展弦比机翼的非线性结构模型；将大展弦比机翼的总体结构进行离散化，得到单元结构模型；用非定常气动力理论建立气动模型；将外力模型代入单元结构模型，建立单元气弹机理模型；步骤二：根据步骤一中得到的单元气弹机理模型，将可以测量的节点变量作为单元气弹机理模型的参数，得到单元参数化模型；步骤三：根据步骤二中的单元参数化模型，运用多体动力学理论计算得到考虑结构变形的整体飞行动力学模型；步骤四：步骤二和步骤三中得到的模型包含作为参数的节点变量，通过传感器数据进行参数在线辨识，得到大柔性飞行器实时飞行动力学模型。2.根据权利要求1所述的大柔性飞行器基于在线辨识的建模方法，其特征在于，所述步骤一中，将大展弦比机翼的梁划分为有限个通过节点连接的单元，离散化方法包括有限元法以及有限差分法。3.根据权利要求1所述的大柔性飞行器基于在线辨识的建模方法，其特征在于，所述步骤一中，用非定常气动力理论建立气动模型包括如下具体步骤：a)用非线性结构模型中的状态量表示气动力计算所需的变量；b)根据二维气动模型的表达式和翼型参数计算机翼的升力、阻力以及俯仰力矩；c)用非定常气动力理论计算机翼运动对气动力的影响，用有限状态入流理论计算机翼运动对流场的影响；d)计算视在质量引起的气动力；e)在二维气动力模型中增加非定常项以及视在质量...

【专利技术属性】
技术研发人员：雷灏，何真，刘燕斌，陈柏屹，陆宇平，
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