专利名称：临近空间飞行器模型的振动主动控制实验平台及方法
技术领域：
本发明涉及压电智能结构振动主动控制领域，特别是涉及一种针对临近空间飞行器模型的振动主动控制实验平台及方法。
背景技术：
飞行器结构振动/颤振的实时监测和有效控制，历来是航空航天技术领域一个至关重要的问题，对于临近空间飞行器尤为体现出关键性和重要性。临近空间飞行器的机体材料主要采用轻质、高强度、高模量的钛合金及复合材料构成，优化的先进气动布局使得飞行器机体更趋流线、狭长且机翼越来越薄，导致飞行器机体与机翼结构的柔性及弹性增强， 弯扭刚度却越来越小；当飞行器迎角产生扰动时，推力矢量的变化将使得作用在飞行器上的俯仰力矩发生改变，机体弹性将会导致飞行器产生结构变形，而其中较低的振动变形模态频率与飞行器短周期运动频率很接近，这样既会影响到飞行器短周期运动，又将使得飞行器变形加剧，如此机身弯曲形变影响推进系统的性能，反过来推进系统进一步影响刚体动力响应或者加剧弹性运动；而且由于飞行器所处高速流场存在真实气体效应、激波附面层干扰、稀薄气体特征和热障等诸多扰动因素，极易诱发和加剧机体结构产生强烈振动；飞行器高速飞行过程经不确定扰动激励而发生振动时，机体和机翼结构在空气动力、结构弹性力与结构惯性力共同作用下，将可能产生复杂气动弹性动力学不稳定现象，这种结构颤振状态的发生导致的后果常常是灾难性的。传统被动式结构一经制造完成后，只能被动接受环境影响，不能对飞行器性能实施动态监控，更不能针对环境变化作出响应，而当前以智能材料结构概念实现振动主动监控，由于技术的高难度和重要的应用价值，获得了国内外相关领域科研人员的广泛重视和深入研究，但其在理论研究和工程实用方面还远未成熟。现有的实验平台及方法，多针对悬臂梁及悬臂板等简单模型，难以应用于飞行器等复杂模型。
发明内容
本发明的目的在于克服现有技术不足，提供一种临近空间飞行器模型的振动主动控制实验平台。本发明的另一目的在于提供利用上述平台的实验方法。为达到上述目的，本发明的构思是
结合国内外临近空间飞行器的研究现状，设计类似的飞行器框架结构，结合主动减振智能结构研究现状和发展趋势，以压电陶瓷元件作为传感器和驱动器分布式植入结构表面，以通用数据采集与输出卡作为采集检测结构振动状态与输出控制信号的核心，以通用 PC机以及所开发的软件环境作为信号处理与各种控制算法的实现平台。根据上述发明构思，本发明采用如下的技术方案
一种临近空间飞行器模型的振动主动控制实验平台，包括一个铝合金外框架、一个飞行器模型框架结构、一套包含多组压电传感器的传感网络、一套包含多组压电作动器的作动网络、一台激振器、多台压电驱动功率放大器、多台电荷放大器、一台数字示波器、一块 AD采集卡、一块DA输出卡、一台计算机、一台任意函数信号发生器、以及一台信号功率放大器，其特征在于使用有限元分析手段优化压电传感器和压电驱动器在模拟飞行器框架结构上的分布式布置；使用橡皮绳将飞行器模型吊装在铝合金外框固定架上，使用可调节固定夹持装置将激振器固定于铝合金外框架上；任意函数信号发生器与功率放大器相连接，功率放大器连接至激振器，激振器通过连杆与飞行器模型连接，对飞行器模型施加激励；多路压电传感器与电荷放大器连接，电荷放大器与AD采集卡连接，DA输出卡与压电驱动功率放大器连接，压电作动器与压电功率放大器连接；粘贴在飞行器模型上的多路压电传感器检测到结构振动信号，经过电荷放大器的调理，输出到以PCI接口连接到计算机的高速AD采集卡，其后依照相应的控制策略运算产生期望的多路控制信号，通过以PCI接口连接到计算机的DA输出卡输出，并经压电驱动功率放大器放大，输出到各组压电作动器，从而对飞行器模型产生控制作用力，实现对其结构振动响应的实时抵消，以达到主动消除或降低飞行器模型振动响应的目的。所述的铝合金外框架能够安装也可吊装激振器，并具有很高的稳定性和坚固性 其匹配的角件、T型螺栓、T型螺母、斜撑角件等，均选择与铝合金型材相配标准件，通过角件和T型螺栓螺母搭建框架自由灵活，通过螺栓连接可以在型材框架上连接其他结构，易于激振器位置的调整，并且可以同时采用多个激振器对飞行器模型框架结构施加振动激励，从而可以开展复杂外扰下的振动主动控制实验，通过斜撑杆件和斜撑角件连接，大大增强框架的刚度和稳定性。所述使用有限元分析手段优化压电传感器和压电作动器分布得到最优位置，在表面使用AB胶水分布式粘贴多组压电传感与作动器分别构成压电传感网络和压电作动网络，适用于多种控制策略的实验要求，能够完成各种多输入多输出控制算法有效性和实用性验证。所述高速AD、DA卡能够满足各种多输入/多输出控制以及在线实时辨识要求，方便采用各种编程语言操作，且支持图形化的Matlab Simulink以及Labview编程。一种应用上述的实验平台进行实验的方法，其特征在于操作步骤如下
(1)调整飞行器模型吊装高度和位置，将激振器和飞行器模型框架结构相连接；
(2)启动任意函数信号发生器，并设置激振信号的频率和幅值；
(3)启动激振器，对飞行器模型框架结构进行激振；
(4)开启电荷放大器、数字示波器及计算机，获取飞行器模型框架结构振动响应信号；
(5)开启压电驱动功率放大器；
(6)选择控制算法，并启动控制；
(7)从计算机或使用示波器观测飞行器模型框架结构振动控制效果。
本发明与现有技术相比较具有如下突出实质性特点和显著优点
(1)飞行器模型采用紧固方式连接各个部件，方便安装和拆卸，同时采用橡皮绳吊装飞行器模型，能更好的模拟飞行器运行环境，方便调节飞行器模型的悬置高度；
(2)通过可固定夹持装置固定激振器，激振器位置调整方便，并且可以同时采用多个激振器对飞行器模型框架结构施加振动激励，易于开展复杂外扰下的振动测试与振动主动控制实验；
(3)采用D优化设计准则，利用有限元分析软件得到飞行器模型框架结构的各阶模态及其应变分布情况，优化传感器和作动器位置布置，解决了复杂结构无理论建模下的智能结构配置优化布局，提供了一种易于使用的传感器作动器优化配置方案；
(4)采用通用数据采集与输出卡，方便采用各种编程语言操作，且支持图形化的Matlab Simulink以及Labview编程，提供了一个开放的软硬件平台，高速的AD、DA卡能够满足各种多输入/多输出控制以及在线实时辨识要求。(5)本发明所完成的实验平台及所提出的实验方法，可用于验证各种压电机敏结构的振动主动控制算法有效性及实用性，为基于压电结构的振动主动实验研究提供了一个开放的硬件与软件平台。
图1是本发明实施例中临近空间飞行器模型装置结构正视2是本发明实施例中临近空间飞行器模型装置结构俯视图
图3是本发明实施例中临近空间飞行器模型的振动主动控制实验平台示意4是本发明实施例中临近空间飞行器模型的压电传感器与作动器布置5是图2所示实验平台整体实物照片6是本发明实施例中的控制运算流程图
图7是实施例中截取的基于HR模式LMS控制算法的结构振动控制效果图
具体实施例方式下面结合附图和实施例对本发明作进一步的说明，但本发明要求保护的范围并不局限于实施例表达的范围。如图3所示，本临近空间飞行器模型的振动主动控制实验平台，包括一个铝合金外框架①、一个飞行器模型②框架结构、一套包含多组压电传感器的传感网络③、一套包含多组压电作动器的作动网络④、一台激振器⑤(型号JI - 10生产单位江苏联能电子有限公司)、多台压电驱动功率放大器⑥(型号PZT350研制单位上海大学自动化系)、多台电荷放大器⑦(型号ΥΕ5852Α生产单位江苏联能电子有限公司)、一台数字示波器⑧(型号⑶S-840C生产单位固纬电子实业股份有限公司)、一块AD采集卡⑨(型号PCI-1712 生产单位研华科技有限公司)、一块DA输出卡⑩(型号PCI-1724U生产单位研华科技
有限公司)、一台计算机◎(型号
1500-7255生产单位方正科技集团股份有限公司)、一台任意函数信号发生器◎(型号
Angilent-33220A生产单位安捷伦仪器有限公司)以及一台信号功率放大器◎(型号
YE5872生产单位江苏联能电子技术有限公司)，装置整体照片图参见图4。本实施例使用有限元分析手段优化压电传感器③和压电驱动器④在飞行器模型②框架结构上的分布式布置；使用橡皮绳将飞行器模型②吊装在铝合金外框架①上，使用可调节固定夹持装置将激振器⑤固定于铝合金外框架①上；任意函数信号发生器 与信号
功率放大器O相连接，信号功率放大器Θ连接至激振器⑤，激振器⑤通过连杆与飞行器模
型②连接，对飞行器模型②施加激励；多路压电传感器③与电荷放大器⑦连接，电荷放大器 ⑦与AD采集卡⑨连接，DA输出卡⑩与压电驱动功率放大器⑥连接，压电作动器④与压电驱动功率放大器⑥连接；粘贴在飞行器模型②的多路压电传感器③检测到飞行器模型框架结
构振动信号，经过电荷放大器⑦的调理，输出到以PCI接口连接到计算机O的高速AD采集
卡⑨，其后依照相应的控制策略运算产生期望的多路控制信号，通过以PCI接口连接到计
算机《O的DA输出卡⑩输出，并经压电驱动功率放大器⑥放大，输出到各组压电作动器④，
从而对飞行器模型②产生控制作用力，实现对飞行器模型框架结构振动响应的实时抵消， 以达到主动消除或降低飞行器模型振动响应的目的。本实施例的实验模型安装固定的铝合金外框架①铝型材型号为PS-8-4040W，能够实现对实验用激振器的吊装以及安装，通过型材滑槽、T型螺栓螺母和铝型材配合，激振器位置可以任意调整，激振器⑤与飞行器模型使用凸台与连杆连接，方便激振器与飞行器模型的重装和拆卸。本实施例的飞行器模型②的框架选用铝合金材料密度为2700ig/ 3 ,杨氏模量为IOxiO10Fa ,泊松比为0. 33，长1500mm，高度为160mm，左边宽边长500mm，右边宽边为 350mm。该框架的长边两边支撑，中间为斜过渡，同时在中间横梁加IOkg的力时，该框架在高度方向上整体变形，宽度方向上基本不变形，长度方向上也不变形，最大挠度为25mm，水
平翼和垂直翼选用环氧树脂板材料，材料密度为1730钽/双3 ,杨氏模量为2.0XlOlljΛ，泊松比为0. 16，能够在飞行器模型振动时有较大变形。本实施例根据对飞行器模型振动响应的抑制要求，主要分析飞行器模型框架结构较低模态频率下的振动状况，根据D优化准则及压电元件的作用原理，综合考虑50Hz以下各阶模态下的应变分布情况，得到综合应变较大位置，粘贴压电传感器与压电作动器。所采用的压电传感器③网络的压电材料为P51型，为使压电作动器在相同电压下产生更大作动力，压电驱动器④网络的材料选用横向压电应变常数较大的PZT-5H。压电传感器和作动器的布置图如图4所示，其中压电作动器的尺寸为50 xl6^x \mm ,压电传感器的尺寸为
xl_。为保证多输入多输出控制时，施加的控制电压不会产生串扰，压电传感器与压电作动器均与飞行器模型绝缘粘贴，具体方法为首先采用AB胶水先将压电片与环氧树脂薄片粘贴，再将其粘贴于飞行器模型表面，使得压电元件既有很好的感知和驱动能力，又避免压电元件之间的相互串扰，隔离高压，避免实验人员的触电危险。应用上述的实验平台进行实验的方法包括如下步骤
(1)调整飞行器模型②吊装高度和位置，将激振器⑤和飞行器模型②相连接，具体方法为通过调整吊装飞行器模型②的橡皮绳长度及吊装位置，调整飞行器模型②的吊装高度和位置，通过激振器连杆及过渡凸台将激振器⑤与飞行器模型②相连接。(2)启动任意函数信号发生器 ,并设置激振信号的频率和幅值，具体方法为开启
任意函数信号发生器 后通过其前面板设置激振信号的频率和幅值，或使用其自编程功能编辑波形。(3)启动激振器⑤，对飞行器模型框架结构进行激振，具体方法为启动和激振器⑤ 相连接的功率放大器Θ,调整增益，对飞行器模型框架结构施加振动激励。(4)开启电荷放大器⑦、数字示波器⑧及计算机O，获取飞行器模型框架结构振动响应信号，具体方法为开启电荷放大器⑦，通过与之相连接的数字示波器⑧直接观测采集到的电压信号，通过插有AD采集卡⑨的计算机O采集振动信号。(5)开启压电驱动功率放大器⑥；
(6)选择控制算法，并启动控制；
(7)从计算机O或使用示波器⑧观测飞行器模型框架结构振动控制效果。本实施例所采用软件程序采用VC++编写，模块接口标准，调用方便，可靠性与可移植性强，能够实现对AD采集卡与DA输出卡的控制，数据的存储显示和分析，内置八种自适应控制算法，实现了对飞行器模型的离线和在线辨识，而且预留下其他控制算法的接口， 能够方便的开展振动主动控制算法的研究，控制流程如图5所示。同时本实施例所选板卡支持图像化编程语言，方便扩展。本实施例所采用的数据保存格式为通用的txt文件格式，方便使用其他软件对数据进行复杂分析与后处理。图5显示了分析所得到的基于多通道自适应滤波UR模式的 LMS控制算法的结构振动主动控制时间历程与综合控制效果图，可以看出在施加振动控制后，飞行器模型的振动响应得到了明显的抑制。
权利要求
1.一种临近空间飞行器模型的振动主动控制实验平台，包括一个铝合金外框架(1)、 一个飞行器模型(2)框架结构、一套包含多组压电传感器(3)的传感网络、一套包含多组压电作动器(4)的作动网络、一台激振器(5)、多台压电驱动功率放大器(6)、多台电荷放大器 (7)、一台数字示波器(8)、一块AD采集卡(9)、一块DA输出卡(10)、一台计算机(11)、一台任意函数信号发生器(12)、以及一台信号功率放大器(13)，其特征在于使用有限元分析手段优化传感网络的压电传感器(3)和作动网络的压电作动器(4)在飞行器模型(2)框架结构上的分布式布置；使用橡皮绳将飞行器模型(2)吊装在铝合金外框固定架(1)上，使用可调节固定夹持装置将激振器(5)固定于铝合金外框架(1)上；任意函数信号发生器(12)与信号功率放大器(13)相连接，信号功率放大器(13)连接至激振器(5)，激振器(5)通过连杆与飞行器模型(2)连接，对飞行器模型(2)施加激励；多组压电传感器(3)与电荷放大器 (7)连接，电荷放大器(7)与AD采集卡(9)连接，DA输出卡(10)与压电驱动功率放大器 (6)连接，压电作动器⑷与压电驱动功率放大器(6)连接；粘贴在飞行器模型(2)上的多组压电传感器(3)检测到结构振动信号，经过电荷放大器(7)的调理，输出到以PCI接口连接到计算机(11)的高速AD采集卡(9)，其后依照相应的控制策略运算产生期望的多路控制信号，通过以PCI接口连接到计算机(11)的DA输出卡(10)输出，并经压电驱动功率放大器(6)放大，输出到各组压电作动器(4)，从而对飞行器模型(2)产生控制作用力，实现对其结构振动响应的实时抵消，以达到主动消除或降低飞行器模型振动响应的目的。
2.根据权利要求1所述的临近空间飞行器模型的振动主动控制实验平台，其特征在于所述铝合金外框架⑴能够安装或吊装激振器(5)，并具有很高的稳定性和坚固性其匹配的角件、T型螺栓、T型螺母和斜撑角件，均选择与铝合金型材相配的标准件，通过角件和T 型螺栓螺母搭建框架自由灵活，通过螺栓连接可以在型材框架上连接其他结构，易于激振器(5)位置的调整，并且可同时采用多个激振器(5)对飞行器模型(2)框架结构施加振动激励，从而可开展复杂外扰下的振动主动控制实验，通过斜撑杆件和斜撑角件连接，大大增强框架的刚度和稳定性。
3.根据权利要求1所述的临近空间飞行器模型的振动主动控制实验平台，其特征在于所述使用有限元分析手段优化压电传感器(3)和压电作动器(4)分布得到最优位置，在表面使用AB胶水分布式粘贴多组压电传感器(3)压电与作动器(4)分别构成压电传感网络和压电作动网络，适用于多种控制策略的实验要求，能够完成各种多输入多输出控制算法有效性和实用性验证。
4.根据权利要求1所述的临近空间飞行器模型的振动主动控制实验平台，其特征在于所述高速AD采集卡(9)和DA输出卡(10)能够满足各种多输入/多输出控制以及在线实时辨识要求，方便采用各种编程语言操作，且支持图形化的Matlab Simulink以及Labview 编程。
5.一种采用根据权利要求1所述的临近空间飞行器模型的振动主动控制实验平台进行实验的方法，其特征在于操作步骤如下(1)调整飞行器模型(1)吊装高度和位置，将激振器(5)和飞行器模型(2)框架结构相连接；(2)启动任意函数信号发生器(12)，并设置激振信号的频率和幅值；(3)启动激振器(5)，对飞行器模型(2)框架结构进行激振；(4)开启电荷放大器(7)、数字示波器(8)及计算机(11)，获取飞行器模型( 框架结构振动响应信号；(5)开启压电驱动功率放大器(6)；(6)选择控制算法，并启动控制；(7)从计算机(11)或使用示波器观测飞行器模型( 框架结构振动控制效果。
全文摘要
本发明涉及一种临近空间飞行器模型的振动主动控制实验平台及方法。该实验平台将分布粘贴压电传感器和作动器的飞行器模型吊装在铝合金外框架上，通过连接功率放大器的函数信号发生器驱动固定在铝合金外框架上的激振器，使与激振器相连接的飞行器模型产生振动响应，通过压电传感器采集振动响应信号，经过插有数据采集与输出卡的计算机运算产生输出至功率放大器作用在压电作动器上，具有组成方便、构成简单和可扩展性好的特点。该方法可以对临近空间飞行器模型的振动主动控制方法提供实验验证实现手段，并为探索相关控制理论方法的进一步实际应用提供技术实现支撑。
文档编号G05B17/02GK102169328SQ201110033009
公开日2011年8月31日 申请日期2011年1月31日 优先权日2011年1月31日
发明者姜恩宇, 张合生, 易金聪, 朱晓锦, 邵勇, 高志远, 黄全振 申请人:上海大学