一种基于实时逆间隙补偿的飞机舵面极限环振荡抑制方法与流程

本发明涉及航空航天控制科学与工程，具体为一种基于实时逆间隙补偿的飞机舵面极限环振荡抑制方法。

背景技术：

1、随着航空工业的发展，飞机的安全性和飞行控制系统的性能要求越来越高。在飞机的飞行过程中，舵面的控制对于保持飞机的稳定性和操纵性至关重要。然而，由于飞机的复杂动力学特性以及外界环境的干扰，飞机舵面在特定工况下可能会出现极限环振荡现象，这会对飞行安全和乘客舒适度造成威胁。

2、传统的由间隙环节引起的飞机舵面极限环振荡抑制方法主要包括：基于滤波、pid控制、模型参考自适应控制、传统的逆间隙补偿法等技术，但这些方法在实际应用中存在一些问题。首先，滤波方法对输入信号进行滤波处理，虽然可以抑制高频振荡，但会引入延迟，降低了控制系统的响应速度。其次，pid控制方法需要根据实时的舵面位置误差进行调整，但由于极限环振荡的不确定性，pid参数很难设置得到位于最佳工作点。模型参考自适应控制方法通过建立一个期望的理想模型参考，将实际系统的输出与参考模型进行比较，但模型参考自适应控制需要准确的系统模型作为参考，以便进行误差计算和参数调整，如果系统模型存在误差或不完全准确，控制器的性能可能会受到影响。传统的逆间隙补偿法在参数调整困难、对系统模型的依赖性、对传感器的要求高、对计算资源的需求高以及对系统稳定性的影响等方面存在一些缺点。这里面，传统的逆间隙补偿法的抑制效果最好，但是在实际的飞机舵面系统中，孔轴连接处的间隙值随着会不断增加。随着间隙值的不断增加和变化，最终逆间隙环节的逆间隙值会小于间隙值，这时，间隙非线性不能完全被逆间隙环节所抵消，系统会再次呈现间隙非线性，并出现极限环振荡。因此，传统方法在极限环振荡抑制方面存在一定的局限性。

技术实现思路

1、为了解决上述技术问题，本发明提出了一种基于实时逆间隙补偿的飞机舵面极限环振荡抑制方法。

2、本发明所要解决的技术问题采用以下技术方案来实现：

3、一种基于实时逆间隙补偿的飞机舵面极限环振荡抑制方法，包括以下步骤：

4、步骤s1、数据收集与预处理：

5、对飞机舵面机械连接处的主动件和从动件的位移数据进行实时收集，对作动器输出点位移和舵面偏转角数据进行实时采集，通过作动器-舵面连接处的机械结构完成舵面间隙预处理；

6、步骤s2、间隙检测器求解实时等效间隙：

7、通过间隙检测器利用间隙输入输出特性和舵面偏转角求解实时等效间隙；

8、步骤s3、搭建实时逆间隙模块：

9、利用间隙检测器的输出间隙和作动器的输出点位移作为输入信号，搭建实时逆间隙模块并与间隙环节串联，进而消除间隙特性，抑制舵面的极限环振荡。

10、优选地，步骤s1具体包括：

11、步骤s11、数据收集：

12、步骤s111、收集飞机舵面偏转角输入电压指令信号，利用飞机舵面偏转角的最大值和最小值拟合出飞机舵面偏转角与输入电压指令信号的线性关系；

13、步骤s112、收集对应时刻飞机舵面作动器输出点的位移，从而得到输出点位移与输入电压指令信号的关系；

14、步骤s113、收集飞机舵面角度-电压传感器的电压值，另外通过稳定状态下的飞机舵面偏转角的最大值和最小值去拟合角度电压传感器的线性关系；

15、步骤s12、舵面间隙预处理：

16、对特定状态下的数据进行预处理，这里指在偏转角为0(达到稳定状态)时，测定作动器连杆长度l和挂点相对于连接点高度l1。

17、优选地，步骤s12具体包括：

18、对舵面机械结构进行二维建模：舵面挂点在x,y方向上固定不动。在x轴方向上，设舵面偏转角为0时，作动器连接点坐标为(0,0)，则挂点坐标为(l,l1)，其中l为作动器连杆长度，l1为挂点相对于连接点高度；当舵面偏转角为θ时，作动器连接点坐标为(xe,0)，xe为作动器输出点位移，挂点的坐标仍为(l,l1)，所以，x轴方向上的几何关系为：

19、l＝xe+lcosα-l1sinθ

20、式中，α作动器连杆与x轴的夹角。

21、优选地，步骤s2具体包括：

22、步骤s21、利用间隙环节的输入输出特性曲线去拟合出飞机舵面机械连接处的磨损间隙；

23、步骤s22、利用步骤s21中所得到的磨损间隙和步骤s12中所得到的作动器连杆长度l和挂点相对于连接点高度l1去求解实时等效间隙值。

24、优选地，步骤s21具体包括：

25、首先，利用间隙输入输出特性解决：设d为磨损间隙值，也是间隙检测器的输出，y(t)为舵面连接处从动件位移，x(t)为舵面连接处主动件位移，则有：

26、

27、由此，便可以得到实时的磨损间隙。

28、优选地，步骤s22具体包括：

29、等效间隙为磨损间隙在夹角α下的分量，即实时等效间隙de为：

30、de＝dcosα。

31、优选地，步骤s3具体包括：

32、由输入输出特性方程可以推导出实时逆间隙模块：

33、

34、式中，de为间隙检测器所反馈给实时逆间隙模块的等效间隙值，r(t-)为上一时刻实时逆间隙模块的输入信号值，c(t-)为上一时刻实时逆间隙模块的输出值。

35、本发明的有益效果是：

36、本发明能够直接对作动器输出点位移进行检测，不需要对舵面位置的详细数据和舵面实时的位置误差；

37、本发明明能够在无误差出现时不会对舵面系统进行干扰，进而可以保证舵面系统的理想控制状态；

38、本发明成本较低，可以快速推广使用。

技术特征：

1.一种基于实时逆间隙补偿的飞机舵面极限环振荡抑制方法，其特征在于：包括以下步骤：

2.根据权利要求1所述的一种基于实时逆间隙补偿的飞机舵面极限环振荡抑制方法，其特征在于：步骤s1具体包括：

3.根据权利要求2所述的一种基于实时逆间隙补偿的飞机舵面极限环振荡抑制方法，其特征在于：步骤s12具体包括：

4.根据权利要求3所述的一种基于实时逆间隙补偿的飞机舵面极限环振荡抑制方法，其特征在于：步骤s2具体包括：

5.根据权利要求4所述的一种基于实时逆间隙补偿的飞机舵面极限环振荡抑制方法，其特征在于：步骤s21具体包括：

6.根据权利要求5所述的一种基于实时逆间隙补偿的飞机舵面极限环振荡抑制方法，其特征在于：步骤s22具体包括：

7.根据权利要求6所述的一种基于实时逆间隙补偿的飞机舵面极限环振荡抑制方法，其特征在于：步骤s3具体包括：

技术总结
本发明涉及航空航天控制科学与工程技术领域，具体为一种基于实时逆间隙补偿的飞机舵面极限环振荡抑制方法，包括以下步骤：步骤S1、数据收集与预处理；步骤S2、间隙检测器求解实时等效间隙；步骤S3、搭建实时逆间隙模块。本发明能够直接对作动器输出点位移进行检测，不需要对舵面位置的详细数据和舵面实时的位置误差；本发明明能够在无误差出现时不会对舵面系统进行干扰，进而可以保证舵面系统的理想控制状态；本发明成本较低，可以快速推广使用。

技术研发人员：吴安新,刘媛媛,郭莹,于连通,郭海利,胡伟,邵书义,王玮,周章勇
受保护的技术使用者：国营芜湖机械厂
技术研发日：
技术公布日：2024/3/31