本发明属于气动伺服弹性领域，涉及一种气动伺服弹性建模方法。
背景技术：
对于带有伺服控制系统的飞机，气动伺服弹性稳定性问题是一项不可避免的问题。对于飞机首飞和飞机重大改型，都需要进行气动伺服弹性稳定性分析。
目前，主要通过计算机仿真来分析气动伺服弹性稳定性问题，而计算机仿真建模与飞机实际情况有着较大差异，因而主要是通过试验方法对仿真模型进行修正，但是模型修正难度比较大，而且修正结果也很难完全吻合。
技术实现要素：
本发明的目的：为了解决仿真模型与真实飞机差异较大以及仿真模型难于修正的问题，通过对试验数据进行分析，建立试验模型，然后通过试验和仿真的混合模型来进行气动伺服弹性分析。
本发明的技术方案：一种气动伺服弹性混合建模方法，其特征在于，所述的方法包括如下步骤：
(1)选取n个测试点作为结构自由度，建立结构模型，进行全机地面共振试验，测量模态频率ω、模态振型Φh、模态阻尼Chh、模态质量Mhh；
(2)根据测得的模态质量Mhh和模态频率ω求出模态刚度Khh；
Khh＝ω2Mhh
(3)根据试验模型在其结构自由度上建立控制面模态Φc；
(4)根据模态振型Φh与模态质量Mhh计算结构自由度上的质量Mg；
(5)根据结构模态Φh与控制面模态Φc以及质量Mg求解结构模态与
控制面模态之间的耦合质量Mhc；
(6)建立结构运动方程：
式中ξ,δ分别表示广义结构位移与控制面偏转；
(7)根据试验得到的模态数据，利用流场求解器或其它数值计算方法计算非定常气动力，并识别出广义气动力矩阵Qh(s)；
式中Qh＝[Qhh Qhc]，An＝[Ahhn Ahcn](n＝0,1,2)，E＝[Eh Ec]。L为参考长度，V为气流速度，s为拉普拉斯变量；
(8)利用拟合的广义气动力矩阵Qh(s)得到广义气动力fa；
式中q∞表示来流动压，q为广义位移，q＝[ξ δ]T，包括广义结构位移ξ和舵面偏转δ；
(9)取气动力状态变量：
转化到时域空间：
时域广义气动力可以写成：
(10)建立气动弹性运动方程：
(11)将气动弹性方程写成状态空间形式：
式中
(12)根据试验测得舵机的频响函数，得到舵机状态方程：
(13)由于xact＝uae，被控对象(plant)的状态方程可以用下式表示：
式中
Cp＝[Cae Dae]，Dp＝0；
(14)考虑控制系统状态方程，可以由仿真模型得到：
(15)建立被控对象与控制系统的开环传递函数：
式中Co＝[DcCp Cc]，Do＝DcDp；
(16)将状态空间方程转化为频响函数：
H(s)＝Co(sI-Ao)-1Bo+Do
绘制Bode图与Nyquist图，可以进行稳定性分析与稳定裕度分析。
本发明的有益效果：通过试验数据建立结构模型，通过计算建立气动弹性运动模型和控制模型，客观上降低了模型自由度，提高了计算效率。
具体实施方式
(1)选取n个测试点作为结构自由度，建立结构模型，进行全机地面共振试验，测量模态频率ω、模态振型Φh、模态阻尼Chh、模态质量Mhh。
(2)根据测得的模态质量Mhh和模态频率ω求出模态刚度Khh。
Khh＝ω2Mhh
(3)根据试验模型在其结构自由度上建立控制面模态Φc。
(4)根据质量Mg和模态矩阵Φh与模态质量矩阵Mhh之间的关系：
可以得到：
于是，可以得到以下结构模态与控制面模态之间的耦合质量矩阵：
(5)根据试验得到的模态数据，求解广义气动力，拟合广义气动力矩阵：
Qh(p)＝A0+A1p+A2p2+D(Ip-R)-1Ep
式中Qh＝[Qhh Qhc]，An＝[Ahhn Ahcn](n＝0,1,2)，E＝[Eh Ec]。L为参考长度，V为气流速度，无量纲拉普拉斯变量p＝sL/V，s为拉普拉斯变量。因此，广义气动力矩阵可以写成：
那么，广义气动力可以写成：
式中q∞表示来流动压，q为广义位移，包括广义结构位移ξ和舵面偏转δ，q＝[ξ δ]T。
取气动力状态变量：
转化到时域空间：
那么，气动力可以写成：
(6)气动伺服弹性运动方程可以写成：
于是，气动伺服弹性方程可以写成状态空间形式：
式中
(7)根据试验测得舵机的频响函数，得到舵机状态方程：
(8)由于xact＝uae，被控对象(plant)的状态方程可以用下式表示：
式中
Cp＝[Cae Dae]，Dp＝0。
(9)考虑控制系统状态方程，可以由仿真模型得到也可以由试验测得：
(10)建立被控对象与控制系统的开环传递函数
式中Co＝[DcCp Cc]，Do＝DcDp
(11)将状态空间方程转化为频响函数：
H(s)＝Co(sI-Ao)-1Bo+Do
绘制Bode图与Nyquist图。可以进行稳定性分析与稳定裕度分析。