一种控制参数计算方法及装置与流程

本申请涉及实验空气动力学领域，具体而言，涉及一种控制参数计算方法及装置。

背景技术：

在现有技术中，高速风洞测力试验通常采用尾支撑方式。试验模型通过应变天平、支撑杆与弯刀机构相连，形成悬臂结构。为了减小支撑干扰，支撑杆一般设计得较为细长；同时，为了提高天平灵敏度，天平结构刚度也设计得较小，因此，模型支撑系统整体刚度较小。在风洞试验过程中，当受到气流激励时，容易发生模型剧烈振动现象。模型振动问题不仅影响试验数据精准度和试验包线，还可能导致支撑杆折断，进而危及模型和风洞安全。由于高速风洞非定常气动激励能量高、可用于安装减振作动器的空间严重受限等原因，普通被动减振方式的减振作用力往往难以产生明显的抑振效果。

目前，已探索了多种减振结构，包括基于调谐阻尼器的被动减振结构、基于粘弹性材料的被动减振结构、基于电磁作动器的主动减振结构、以及基于压电叠堆元件的主动减振结构等。其中，基于压电叠堆元件的主动减振系统由于执行元件能量密度高，是目前最有潜力的一种振动抑制方式。但是，目前基于压电叠堆元件的风洞模型主动减振方式因存在较多未解决的技术问题，故还没有大量投入工程中使用。其中，对于控制压电叠堆元件的控制参数的确定，是较为困难的一环。

有鉴于此，如何确定压电叠堆元件的控制参数，是目前需要解决的问题。

技术实现要素：

本申请的目的在于提供一种控制参数计算方法及装置。

第一方面，本申请提供一种控制参数计算方法，应用于风洞测试模型中的计算机设备，所述风洞测试模型还包括支撑杆、待测试飞机模型、压电叠堆元件及应变天平，所述支撑杆的一端与应变天平连接，所述压电叠堆元件设置在所述支撑杆内，所述应变天平设置在所述待测试飞机模型内，所述方法包括：

在校准模式下，获取所述风洞测试模型的开环传递函数；

在测试模式下，获得所述风洞测试模型的闭环传递函数；

根据所述闭环传递函数，计算所述风洞测试模型的闭环特征方程；

获取所述风洞测试模型的极点位置；

根据所述闭环特征方程、开环传递函数及极点位置，计算得到控制所述压电叠堆元件产生抑制所述支撑杆振动的控制参数。

可选地，所述获取所述风洞测试模型的开环传递函数的步骤，包括：

根据控制压电叠堆元件产生的作用力，作用于待测试飞机模型，并采集待测试飞机模型内的所述应变天平的第一动态信号的过程，得到所述风洞测试模型的开环信号流图；

根据所述开环信号流图得到对应的开环传递函数。

可选地，所述获得所述风洞测试模型的闭环传递函数的步骤，包括：

根据外部激励力作用于待测试飞机模型，并将采集待测试飞机模型内的所述应变天平的第二动态信号，根据第二动态信号控制压电叠堆元件产生的作用力，作用于待测试飞机模型的过程，得到所述风洞测试模型的闭环信号流图；

根据所述闭环信号流图得到对应的闭环传递函数。

可选地，所述获取所述风洞测试模型的极点位置，包括：

根据所述风洞测试模型的闭环信号流图，计算得到用于控制所述压电叠堆元件的控制输出能量函数；

计算该控制输出能量函数的极小值；

根据该控制输出能量函数的极小值得到所述风洞测试模型的极点位置。

可选地，所述根据所述闭环特征方程、开环传递函数及极点位置，计算得到控制所述压电叠堆元件产生抑制所述支撑杆振动的控制参数，包括：

根据开环传递函数及极点位置，计算得到运算矩阵；

根据所述闭环特征方程和运算矩阵得到控制所述压电叠堆元件产生抑制所述支撑杆振动的控制参数。

第二方面，本申请提供一种控制参数计算装置，应用于风洞测试模型中的计算机设备，所述风洞测试模型还包括支撑杆、待测试飞机模型、压电叠堆元件及应变天平，所述支撑杆的一端与应变天平连接，所述压电叠堆元件设置在所述支撑杆内，所述应变天平设置在所述待测试飞机模型内，所述装置包括：

校准模块，用于在校准模式下，获取所述风洞测试模型的开环传递函数；

测试模块，用于在测试模式下，获得所述风洞测试模型的闭环传递函数；

获取模块，用于获取所述风洞测试模型的极点位置；

计算模块，用于根据所述闭环传递函数，计算所述风洞测试模型的闭环特征方程；

还用于根据所述闭环特征方程、开环传递函数及极点位置，计算得到控制所述压电叠堆元件产生抑制所述支撑杆振动的控制参数。

可选地，所述校准模块具体用于：

根据控制压电叠堆元件产生的作用力，作用于待测试飞机模型，并采集待测试飞机模型内的所述应变天平的第一动态信号的过程，得到所述风洞测试模型的开环信号流图；

根据所述开环信号流图得到对应的开环传递函数。

可选地，所述测试模块具体用于：

根据外部激励力作用于待测试飞机模型，并将采集待测试飞机模型内的所述应变天平的第二动态信号，根据第二动态信号控制压电叠堆元件产生的作用力，作用于待测试飞机模型的过程，得到所述风洞测试模型的闭环信号流图；

根据所述闭环信号流图得到对应的闭环传递函数。

可选地，所述获取模块具体用于：

根据所述风洞测试模型的闭环信号流图，计算得到用于控制所述压电叠堆元件的控制输出能量函数；

计算该控制输出能量函数的极小值；

根据该控制输出能量函数的极小值得到所述风洞测试模型的极点位置。

可选地，所述计算模块具体用于：

根据开环传递函数及极点位置，计算得到运算矩阵；

根据所述闭环特征方程和运算矩阵得到控制所述压电叠堆元件产生抑制所述支撑杆振动的控制参数。

相比现有技术，本申请提供的有益效果包括：本申请提供一种控制参数计算方法及装置，应用于风洞测试模型中的计算机设备，所述风洞测试模型还包括支撑杆、待测试飞机模型、压电叠堆元件及应变天平，所述支撑杆的一端与应变天平连接，所述压电叠堆元件设置在所述支撑杆内，所述应变天平设置在所述待测试飞机模型内，所述方法包括：在校准模式下，获取所述风洞测试模型的开环传递函数；在测试模式下，获得所述风洞测试模型的闭环传递函数；根据所述闭环传递函数，计算所述风洞测试模型的闭环特征方程；获取所述风洞测试模型的极点位置；根据所述闭环特征方程、开环传递函数及极点位置，计算得到控制所述压电叠堆元件产生抑制所述支撑杆振动的控制参数。采用本申请提供的控制参数计算方法对风洞测试模型所需参数进行获取，整个流程基本不需要拥有专业知识的人员参与，适用于各类风洞测试模型，工程实用性较强。

附图说明

为了更清楚地说明本申请实施例的技术方案，下面将对实施例中所需要使用的附图作简单地介绍。应当理解，以下附图仅示出了本申请的某些实施例，因此不应被看作是对范围的限定。对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他相关的附图。

图1为本申请实施例提供的计算机设备的结构示意框图；

图2为本申请实施例提供的控制参数计算方法的步骤流程示意框图；

图3为图2中步骤s201的子步骤流程示意框图；

图4为本申请实施例提供的风洞测试模型的开环信号流图；

图5为图2中步骤s202的子步骤流程示意框图；

图6为本申请实施例提供的风洞测试模型的闭环信号流图；

图7为图2中步骤s204的子步骤流程示意框图；

图8为本申请实施例提供的风洞测试模型控制器站位下的闭环信号流图；

图9为图2中步骤s205的子步骤流程示意框图；

图10为本申请实施例提供的控制参数计算装置的结构示意框图。

图标：100-计算机设备；110-控制参数计算装置；111-存储器；112-处理器；113-通信单元；1101-校准模块；1102-测试模块；1103-获取模块；1104-计算模块。

具体实施方式

为使本申请实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本申请实施例中的附图，对本申请实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述。显然，所描述的实施例是本申请一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本申请实施例的组件可以以各种不同的配置来布置和设计。

因此，以下对在附图中提供的本申请的实施例的详细描述并非旨在限制要求保护的本申请的范围，而是仅仅表示本申请的选定实施例。基于本申请中的实施例，本领域普通技术人员在没有作出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本申请保护的范围。

应注意到：相似的标号和字母在下面的附图中表示类似项，因此，一旦某一项在一个附图中被定义，则在随后的附图中不需要对其进行进一步定义和解释。

在本申请的描述中，需要理解的是，术语“上”、“下”、“内”、“外”、“左”、“右”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，或者是该申请产品使用时惯常摆放的方位或位置关系，或者是本领域技术人员惯常理解的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的设备或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。

此外，术语“第一”、“第二”等仅用于区分描述，而不能理解为指示或暗示相对重要性。

在本申请的描述中，还需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，“设置”、“连接”等术语应做广义理解，例如，“连接”可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是机械连接，也可以是电连接；可以是直接连接，也可以通过中间媒介间接连接，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以根据具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。

下面结合附图，对本申请的具体实施方式进行详细说明。

请参照图1，图1为本申请实施例提供的计算机设备100的结构示意框图。所述计算机设备100包括控制参数计算装置110、存储器111、处理器112及通信单元113。

所述存储器111、处理器112以及通信单元113各元件相互之间直接或间接地电性连接，以实现数据的传输或交互。例如，这些元件相互之间可通过一条或多条通讯总线或信号线实现电性连接。所述三维资源管理装置110包括至少一个可以软件或固件(firmware)的形式存储于所述存储器111中或固化在所述计算机设备100的操作系统(operatingsystem，os)中的软件功能模块。所述处理器112用于执行所述存储器111中存储的可执行模块，例如所述控制参数计算装置110所包括的软件功能模块及计算机程序等。

其中，所述存储器111可以是，但不限于，随机存取存储器(randomaccessmemory，ram)，只读存储器(readonlymemory，rom)，可编程只读存储器(programmableread-onlymemory，prom)，可擦除只读存储器(erasableprogrammableread-onlymemory，eprom)，电可擦除只读存储器(electricerasableprogrammableread-onlymemory，eeprom)等。其中，存储器111用于存储程序或者数据。所述通信单元113用于建立所述计算机设备100与风洞测试模型中其他功能单元之间的通信连接。

请参照图2，图2为本申请实施例提供的控制参数计算方法的步骤流程示意框图。应用于风洞测试模型中的计算机设备100，所述风洞测试模型还包括支撑杆、待测试飞机模型、压电叠堆元件及应变天平，所述支撑杆的一端与应变天平连接，所述压电叠堆元件设置在所述支撑杆内，所述应变天平设置在所述待测试飞机模型内，所述方法包括：

步骤s201，在校准模式下，获取所述风洞测试模型的开环传递函数。

步骤s202，在测试模式下，获得所述风洞测试模型的闭环传递函数。

步骤s203，根据所述闭环传递函数，计算所述风洞测试模型的闭环特征方程。

步骤s204，获取所述风洞测试模型的极点位置。

步骤s205，根据所述闭环特征方程、开环传递函数及极点位置，计算得到控制所述压电叠堆元件产生抑制所述支撑杆振动的控制参数。

请参照图3，图3为图2中步骤s201的子步骤流程示意框图。在本实施例中，步骤s201可以包括子步骤s2011和子步骤s2012：

步骤s2011，根据控制压电叠堆元件产生的作用力，作用于待测试飞机模型，并采集待测试飞机模型内的所述应变天平的第一动态信号的过程，得到所述风洞测试模型的开环信号流图。

在本实施例中，风洞测试模型还可以包括控制器和信号采集器。在实验开始之前，可以对风洞测试模型进行校准，校准的过程可以是：

控制控制器发出控制信号到压电堆叠元件。

将压电堆叠元件响应所述控制信号产生的作用力作用至所述待测试飞机模型。

将应变天平根据所述动力产生的第一动态信号通过所述信号采集器发送给控制器。

根据控制器、压电叠堆元件、信号采集器、待测飞机试模型及设置在所述待测试飞机模型内部的应变天平之间的信号流向，得到所述风洞测试模型的开环信号流图，请参照图4，图4为本申请实施例提供的风洞测试模型的开环信号流图。

步骤s2012，根据所述开环信号流图得到对应的开环传递函数。在本实施例中，根据图4所示的风洞测试模型的开环信号流图，得到所述风洞测试模型的开环传递函数为：

xr(s)＝ga(s)ch(s)bgc(s)ur(s)

其中，ur(s)为控制信号，c为输出矩阵，h(s)为待测试飞机模型的动力学模型，b为控制矩阵，ga(s)控制器前端设备的传递特性，xr(s)为天平动态信号向量，为风洞测试模型的开环传递函数。

请参照图5，图5为图2中步骤s202的子步骤流程示意框图。在本实施例中，步骤s202可以包括子步骤s2021和子步骤s2022：

步骤s2021，根据外部激励力作用于待测试飞机模型，并将采集待测试飞机模型内的所述应变天平的第二动态信号，根据第二动态信号控制压电叠堆元件产生的作用力，作用于待测试飞机模型的过程，得到所述风洞测试模型的闭环信号流图。

在本实施例中，通过校准后的风洞测试模型可以进入测试模式，测试模式的过程可以是：

将应变天平根据测试气流的激励力产生的第二动态信号通过信号采集器发送给控制器；

控制所述控制器根据所述第二动态信号对应输出控制信号至压电叠堆元件；

将所述压电叠堆元件根据所述控制信号产生的作用力作用于待测试飞机模型，以使应变天平保持在预设位置。

根据所述控制器、压电叠堆元件、信号采集器及应变天平之间的信号流向，得到所述风洞测试模型的闭环信号流图，请参照图6，图6为本申请实施例提供的风洞测试模型的闭环信号流图。

值得说明的是，在本实施例中，对于待测试飞机模型的控制可以是针对模型的纵向振动的控制，应变天平根据振动产生的动态信号为其y元和mz元的动态信号(即相当于飞行器体轴系法向力和俯仰力矩)，应当理解的是，第一动态信号和第二动态信号可以分别表示在校准模式下和测试模式下应变天平产生的动态信号，二者的信号来源可以是相同的。在其他实施例中，第一动态信号和第二动态信号的信号来源也可以是不同的。

步骤s2022，根据所述闭环信号流图得到对应的闭环传递函数。

根据图6所示的风洞测试模型的闭环信号流图，可以分析得到风洞测试模型的闭环传递函数。

在本实施例中，可以根据闭环信号流图将压电叠堆广义驱动力表示为：

可以将闭环系统的动力学方程表达为：

ms²x(s)+esx(s)+kx(s)＝bu(s)+p(s)

可以将压电叠堆广义驱动力u(s)的表达形式代入上式，整理得出闭环传递函数为：

其中，m为待测试飞机模型的质量矩阵，e为待测试飞机模型的阻尼矩阵，k为待测试飞机模型的刚度矩阵，u(s)为压电叠堆广义驱动力，x(s)为广义状态向量，p(s)为广义气流激励力，ga(s)为控制器前端设备的传递特性，c为输出矩阵，cx(s)为风洞测试模型系统输出表达式，gc(s)为控制器后端设备的传递特性，g为比例环节增益向量，f为微分环节增益向量，s为拉氏变量，为所述风洞测试模型的闭环传递函数。

值得说明的是，在本实施例中，采用的控制律结构可以是pd控制结构，pd(proportiondifferential，比例微分)控制结构采用负反馈形式进行控制，主要使用应变天平动态信号的比例和微分环节进行控，其比例环节增益向量g和微分环节增益向量f，可以是本实施例中的控制参数。

在本实施例中，根据风洞测试模型的闭环传递函数与谢尔曼-莫里森(sherman-morrison)公式，可以得到闭环传递函数的另一种表达形式：

应当理解的是，获取以上表达形式的过程中，应用了待测试飞机模型的动力学表达式h(s)＝(ms²+es+k)^-1。

根据上式可以得到风洞测试模型的闭环特征方程为：

1-gc(s)(sf+g)^tga(s)ch(s)b＝0

其中gc(s)为标量。根据上述闭环特征方程与校准模式中获得的开环传递函数，则所述风洞测试模型的闭环特征方程可以表示为：

请参照图7，图7为图2中步骤s204的子步骤流程示意框图。在本实施例中，步骤s204可以包括子步骤s2041、子步骤s2042及子步骤s2043：

步骤s2041，根据所述风洞测试模型的闭环信号流图，计算得到用于控制所述压电叠堆元件的控制输出能量函数。

在本实施例中，可以以控制器端为站位点，可以将图6的闭环信号流图简化为图8的形式。可以假设闭环系统的第k阶目标控制模态固有频率为ωk，且气动激励也是一个频率ωk的等幅激励，整个系统就会以该频率等幅振动。此时图8中xa(s)可表达为：

可以根据图8中提供的控制器站位下的闭环信号流图得到控制输出为：

在本实施例中，uc的模代表控制器的能量，可以根据上式，得到控制输出能量函数：

pk＝(ωkf^tφk)²+(g^tφk)²

其中，uc为输出信号，ωk为固有频率，qa为广义振幅，φk为第k阶广义模态振型。

在本实施例中，可以根据图6的闭环信号流图，在控制器站位状态下简化为图8的形式，其中，t(s)是控制器为断点时的系统传递特性。

步骤s2042，计算该控制输出能量函数的极小值。

在本实施例中，计算控制输出能量函数的极小值可以是在以极点位置为变量下的极小值。

步骤s2043，根据该控制输出能量函数的极小值得到所述风洞测试模型的极点位置。

在本实施例中，风洞测试模型的极点位置可以根据一系列频率和用户指定的闭环目标模态阻尼比计算出一系列pk，挑选出pk为最小值时的频率，作为对应目标模态的固有频率ωk，再根据固有频率ωk及指定的模态阻尼比，计算得出极点位置μk。

应当理解的是，上述根据频率和模态阻尼比计算pk的过程，需要计算比例环节增益向量g及微分环节增益向量f，因此该过程可以与步骤s205迭代进行。

请参照图9，图9为图2中步骤s205的子步骤流程示意框图。在本实施例中，步骤s205可以包括子步骤s2051及子步骤s2052：

步骤s2051，根据开环传递函数及极点位置，计算得到运算矩阵。

在本实施例中，可以根据开环传递函数及极点位置，计算得到运算矩阵：

其中，μk为极点位置，k＝1，2，…2n，n为用户想要控制的目标模态数目。

步骤s2052，根据所述闭环特征方程和运算矩阵得到控制所述压电叠堆元件产生抑制所述支撑杆振动的控制参数。

在本实施例中，可以根据所述闭环特征方程和运算矩阵得到控制所述压电叠堆元件产生抑制所述支撑杆振动的控制参数，计算公式可以是：

其中，矩阵g为运算矩阵，所述比例环节增益向量g及微分环节增益向量f为控制参数。

请参照图10，图10为本申请实施例提供的控制参数计算装置110的结构示意框图。本申请实施例还提供一种控制参数计算装置110，应用于风洞测试模型中的计算机设备100，所述风洞测试模型还包括支撑杆、待测试飞机模型、压电叠堆元件及应变天平，所述支撑杆的一端与应变天平连接，所述压电叠堆元件设置在所述支撑杆内，所述应变天平设置在所述待测试飞机模型内，所述装置包括：

校准模块1101，用于在校准模式下，获取所述风洞测试模型的开环传递函数；

测试模块1102，用于在测试模式下，获得所述风洞测试模型的闭环传递函数；

获取模块1103，用于获取所述风洞测试模型的极点位置；

计算模块1104，用于根据所述闭环传递函数，计算所述风洞测试模型的闭环特征方程；

还用于根据所述闭环特征方程、开环传递函数及极点位置，计算得到控制所述压电叠堆元件产生抑制所述支撑杆振动的控制参数。

进一步地，所述校准模块1101具体用于：

根据控制压电叠堆元件产生的作用力，作用于待测试飞机模型，并采集待测试飞机模型内的所述应变天平的第一动态信号的过程，得到所述风洞测试模型的开环信号流图；

根据所述开环信号流图得到对应的开环传递函数。

进一步地，所述测试模块1102具体用于：

根据外部激励力作用于待测试飞机模型，并将采集待测试飞机模型内的所述应变天平的第二动态信号，根据第二动态信号控制压电叠堆元件产生的作用力，作用于待测试飞机模型的过程，得到所述风洞测试模型的闭环信号流图；

根据所述闭环信号流图得到对应的闭环传递函数。

进一步地，所述获取模块1103具体用于：

根据所述风洞测试模型的闭环信号流图，计算得到用于控制所述压电叠堆元件的控制输出能量函数；

计算该控制输出能量函数的极小值；

根据该控制输出能量函数的极小值得到所述风洞测试模型的极点位置。

进一步地，所述计算模块1104具体用于：

根据开环传递函数及极点位置，计算得到运算矩阵；

根据所述闭环特征方程和运算矩阵得到控制所述压电叠堆元件产生抑制所述支撑杆振动的控制参数。

综上所述，本申请提供一种控制参数计算方法及装置，应用于风洞测试模型中的计算机设备，所述风洞测试模型还包括支撑杆、待测试飞机模型、压电叠堆元件及应变天平，所述支撑杆的一端与应变天平连接，所述压电叠堆元件设置在所述支撑杆内，所述应变天平设置在所述待测试飞机模型内，所述方法包括：在校准模式下，获取所述风洞测试模型的开环传递函数；在测试模式下，获得所述风洞测试模型的闭环传递函数；根据所述闭环传递函数，计算所述风洞测试模型的闭环特征方程；获取所述风洞测试模型的极点位置；根据所述闭环特征方程、开环传递函数及极点位置，计算得到控制所述压电叠堆元件产生抑制所述支撑杆振动的控制参数。采用本申请提供的控制参数计算方法对风洞测试模型所需参数进行获取，整个流程基本不需要拥有专业知识的人员参与，适用于各类风洞测试模型，工程实用性较强。

以上所述仅为本申请的优选实施例而已，并不用于限制本申请，对于本领域的技术人员来说，本申请可以有各种更改和变化。凡在本申请的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本申请的保护范围之内。