一种基于分岔理论和自由度释放实验的失稳运动分析方法

摘要

本发明公开了一种基于分岔理论和自由度释放实验的失稳运动分析方法，首先在风洞中搭建一套自由度释放实验系统；然后，通过在自由度释放实验中引入分岔理论，建立一种基于控制的连续算法，对分支平衡点和周期闭轨进行搜寻；采用非侵入性控制，将分支搜寻过程转变为反馈控制量趋于零的寻优过程，使反馈控制在改变平衡分支稳定性的同时还保持其平衡分支位置，从而在实验中连续跟踪稳定和不稳定平衡解，获得飞行器的全局稳定特性，为飞行器的动态特性研究提供一种全新的实验方法，可以实现对飞行器失速偏离特性的准确预测。

说明书

技术领域

本发明涉及航空飞行器地面试验技术领域，尤其涉及一种基于分岔理论和自由度释放实验的失稳运动分析方法。

背景技术

现代战斗机为追求高机动性，往往会进入大迎角区域，其运动在大迎角下可能呈现严重的非线性，极易出现失速偏离，甚至有进入尾旋的危险。而对这类失稳问题的研究，不仅关系到飞行安全，也关系到现代高性能飞机的作战能力。由于在失速偏离区域气动力和力矩的严重非线性，纵横向气动力交叉耦合，非定常特性影响以及明显的气动迟滞现象等因素，给飞行器失速偏离预测和试飞带来了极大的困难和风险。

目前的失速偏离研究手段以及失速偏离判据大多基于常规风洞实验数据，在反映非线性气动特性时具有局限性，并且在非线性系统处于失速偏离这种临界状态时，其分析结果将与实际系统响应之间产生不可忽略的误差。所以，针对飞行器失速偏离问题发展新的研究方法具有重要的意义。

发明内容

本发明的目的在于解决现有技术中存在的技术问题，提供一种基于分岔理论和自由度释放实验的失稳运动分析方法。

为实现上述目的，本发明提供的技术方案是：一种基于分岔理论和自由度释放实验的失稳运动分析方法，包括在风洞中搭建一套自由度释放实验系统；首先通过在自由度释放实验系统中引入分岔理论，建立一种基于控制的连续算法，对分支平衡点和周期闭轨进行搜寻；采用非侵入性控制的方法将分支搜寻过程转变为反馈控制量趋于零的寻优过程，使反馈控制在改变平衡分支稳定性的同时还保持其平衡分支位置，从而在实验中连续跟踪平衡解，并穿越分支上的“拐点”，对不稳定的平衡解进行实验跟踪，获得飞行器的全局稳定特性。

进一步地，该方法具体包括以下步骤：

(1)通过自由度释放实验系统，研究实验模型的非线性动力学现象；

(2)通过升降舵的斜坡输入，获得无反馈控制下实验模型在不同稳定运动分支上的特性及突变特性；

(3)引入实验模型舵面对姿态的简单反馈控制。研究反馈控制对实验模型增稳的有效性；

(4)在上一步获得的简单控制律基础上构造跟踪指令控制律，通过基于控制的连续算法跟踪稳定及不稳定的分支，以获得完整的分岔特性。

进一步地所述的自由度释放实验系统包括包括实验模型、自由度释放机构和地面控制中心，所述自由度释放机构将所述实验模型固定在风洞中，所述实验模型上内嵌有飞行控制系统，所述地面控制中心通过无线通讯与所述飞行控制系统进行连接。

进一步地，所述一种基于控制的连续算法，包括：通过物理实验直接跟踪系统随参数变化的稳态响应，基于控制的连续算法依赖于控制来达到指定状态点；采用基于PI反馈的非线性动态逆方法作为控制律，用以跟踪角速率指令Ω

其中，Ω

进一步地，所述非侵入性控制的方法的控制信号表示为：

u(t)＝g(x

式中u(t)为控制信号，x(t)为实际响应，x

本发明有益效果：

本发明通过在风洞中搭建一套自由度释放实验系统；然后，通过在自由度释放实验中引入分岔理论，建立一种基于控制的连续算法，对分支平衡点和周期闭轨进行搜寻；采用非侵入性控制，将分支搜寻过程转变为反馈控制量趋于零的寻优过程，使反馈控制在改变平衡分支稳定性的同时还保持其平衡分支位置，从而在实验中连续跟踪稳定和不稳定平衡解，获得飞行器的全局稳定特性，为飞行器的动态特性研究提供一种全新的实验方法，可以实现对飞行器失速偏离特性的准确预测。

附图说明

此处所说明的附图用来提供对本发明的进一步理解，构成本发明的一部分，本发明的示意性实施例及其说明用于解释本发明，并不构成对本发明的不当限定。

图1为本发明的自由度释放实验系统示意图；

图2为基于控制的连续算法中指令跟踪控制器示意图；

图3为基于控制的连续算法过程示意图；

图4为非侵入性控制的迭代过程示意图；

图5为本发明实验过程的总流程图；

图6为本发明实施例提供的开环下升降舵-迎角平衡分岔图；

图7为本发明实施例提供的开环下升降舵-侧滑角平衡分岔图；

图8为本发明实施例提供的闭环下升降舵-迎角平衡分岔图；

图9为本发明实施例提供的闭环下升降舵-侧滑角平衡分岔图。

附图标注：

1-实验模型，2-自由度释放机构，3-飞行控制系统，4-地面控制中心。

具体实施方式

本部分将详细描述本发明的具体实施例，本发明之较佳实施例在附图中示出，附图的作用在于用图形补充说明书文字部分的描述，使人能够直观地、形象地理解本发明的每个技术特征和整体技术方案，但其不能理解为对本发明保护范围的限制。

参照图1-图9，本发明的优选实施例，一种基于分岔理论和自由度释放实验的失稳运动分析方法，包括在风洞中搭建一套自由度释放实验系统；首先通过在自由度释放实验系统中引入分岔理论，建立一种基于控制的连续算法，对分支平衡点和周期闭轨进行搜寻；采用非侵入性控制的方法将分支搜寻过程转变为反馈控制量趋于零的寻优过程，使反馈控制在改变平衡分支稳定性的同时还保持其平衡分支位置，从而在实验中连续跟踪平衡解，并穿越分支上的“拐点”，对不稳定的平衡解进行实验跟踪，获得飞行器的全局稳定特性。

作为本发明的优选实施例，其还可具有以下附加技术特征：

本实施例中，该方法具体包括以下步骤：

(1)通过自由度释放实验系统，研究实验模型1的非线性动力学现象；

(2)通过升降舵的斜坡输入，获得无反馈控制下实验模型1在不同稳定运动分支上的特性及突变特性；

(3)引入实验模型1舵面对姿态的简单反馈控制；研究反馈控制对实验模型1增稳的有效性；

(4)在上一步获得的简单控制律基础上构造跟踪指令控制律，通过基于控制的连续算法跟踪稳定及不稳定的分支，以获得完整的分岔特性。

本实施例中，所述的自由度释放实验系统包括包括实验模型1、自由度释放机构2和地面控制中心4，所述自由度释放机构2将所述实验模型1固定在风洞中，所述实验模型1上内嵌有飞行控制系统3，所述地面控制中心4通过无线通讯与所述飞行控制系统3进行连接。

本实施例中，所述一种基于控制的连续算法，包括：通过物理实验直接跟踪系统随参数变化的稳态响应，基于控制的连续算法依赖于控制来达到指定状态点；采用基于PI反馈的非线性动态逆方法作为控制律，用以跟踪角速率指令Ω

其中，Ω

本实施例中，所述非侵入性控制的方法的控制信号表示为：

u(t)＝g(x

式中u(t)为控制信号，x(t)为实际响应，x

具体的

如图1，自由度释放系统包括：实验模型1、自由度释放机构2、飞行控制系统3和地面控制中心4，实验模型1为可控模型，具有完全可操纵的舵面；自由度释放机构2将实验模型1固定在风洞中，并为实验模型1提供滚转、俯仰和偏航三个自由度的转动运动；飞行控制系统3内嵌于实验模型1中，可以实现实验模型1的舵机控制、舵偏角测量、模型姿态角和角速度的测量、执行控制率和数据记录等功能；地面控制中心4作为系统配置、系统测试、运行状态检测、数据记录和数据传输的中心，通过无线通讯和飞行控制系统3进行连接。

如图2，基于控制的连续算法中指令跟踪控制器，其闭环传递函数为

由标准二阶动态系统可知

K

K

其中，q(s)为俯仰角速率实际响应的拉式变换，q

如图3，基于控制的连续算法过程，包括：

u(t)＝g(x

式中u(t)为控制信号，x(t)为实际响应，x

式中，A

同样控制信号也可以写成如下形式

式中，

控制信号的主体部分将使模型做谐波运动，而信号的高频部分则表示使模型维持准确的运动所需的额外反馈；所以其关键是要使控制信号的高频部分小于δ，从而提供非侵入性的反馈控制，使模型在基本控制

如图4，非侵入性控制的迭代过程，包括：

首先从初始零值开始，增加指令跟踪信号值，控制器根据指令信号作出相应的参数更新，这时实验模型做出响应，等模型响应收敛至稳态时，对反馈控制量进行判定；

如果反馈量小于误差值δ(一般不为零，而是某个很小的值)，则记录下当前实验点，在该点即认为施加的控制为非侵入性的，飞行器的响应在平衡拓扑结构中的位置与非受控实验中的位置相同；

如果反馈量不满足条件，则对指令跟踪信号进行修正，以此来减小误差，使满足u(t)≤δ；

重复上述过程，直到跟踪指令遍历飞行器能够达到的最大迎角，从而绘制出飞行器完整的平衡分支曲线。

如图5，展示了基于分岔理论和自由度释放实验的失稳运动分析方法的实验总流程图，包括：

(1)通过自由度释放实验系统，研究实验模型1的非线性动力学现象；

(2)通过升降舵的斜坡输入，获得无反馈控制下实验模型1在不同稳定运动分支上的特性及突变特性；

(3)引入实验模型1舵面对姿态的简单反馈控制，研究反馈控制对实验模型1增稳的有效性；

(4)在上一步获得的简单控制律基础上构造跟踪指令控制律；通过基于控制的连续算法跟踪稳定及不稳定的分支，以获得完整的分岔特性。

为了更详细的介绍本发明实施例提供的一种基于分岔理论和自由度释放实验的失稳运动分析方法，下面对某翼身融合飞行器在纵向和横航向耦合效应下失速偏离特性进行研究，首先对三自由度开环特性进行分析，通过升降舵连续变化，确定迎角的响应，并根据滚转角、滚转角速率等参数变化，绘制三自由度开环平衡分岔图；然后采用闭环实验方法，通过基于控制的连续算法捕捉三自由度运动平衡点，并与开环结果进行对比分析，确定完整的平衡分岔图，从而对翼身融合飞行器的失速偏离特性进行预测。

实验一：三自由度开环实验分析，开环实验中模型的副翼和方向舵保持中立状态(副翼δa＝0°，方向舵δr＝0°)，然后通过地面控制中心4向实验模型1发送升降舵斜坡输入信号，使模型做缓慢的抬头运动，同时记录下实验模型1的姿态角和角速度信息，由于在运动过程中出现了周期振荡，所以在进行平衡分岔图的绘制时需对周期振荡数据进行处理。通过选取每个振荡周期中的最大值和最小值，由此获得振荡运动的最大和最小振幅，并与每个振荡周期相对应的升降舵偏结合构成散点图，然后通过拟合这些数据点得到平衡分岔曲线。图6和图7分别为开环下升降舵-迎角平衡分岔图、开环下升降舵-侧滑角平衡分岔图。

由图6和图7可知，对于三自由度开环实验平衡分岔图，存在一个Hopf分岔点H3(-6.2°，7.4°)，在迎角小于7.4°时，飞行器运动是稳定的平衡分支；当迎角超过7.4°后，飞行器在H3处发生Hopf分岔，原来稳定的平衡状态失稳，分岔出一个周期运动，对应着迎角和侧滑角的周期振荡。

实验二：三自由度闭环实验分析，闭环实验分析通过向实验模型1发送迎角斜坡指令信号，同时进行横航向的增稳控制，使迎角缓慢增大，记录各参数随时间历程变化曲线。以升降舵偏作为变化参数，得到闭环平衡分岔曲线。图7和图8分别为闭环下升降舵-迎角平衡分岔图、闭环下升降舵-侧滑角平衡分岔图。

图8中存在一个极限点，一个BP分岔点和一段不稳定平衡分支；其中极限点LP9(-9°，13.3°)，BP分岔点BP(-8.5°，16°)；在迎角范围0°～13.3°之间，迎角随着升降舵偏的减小而增大，而在LP9和BP对应的迎角范围13.3°～16°之间，迎角随着升降舵偏的增大而增大，飞行器在16°迎角范围内都是稳定的平衡分支；而在BP点，迎角开始急剧增大，飞行器由稳定分支变为不稳定分支。

综上对图8和图9分析可知，闭环实验分析中飞行器稳定性主要在BP分岔点发生突变，突变的类型表现为以滚转角和滚转角速率急剧发散的滚转失稳，此时对应的迎角即为滚转发散的临界失稳迎角，该角度为16°，同时，对比三自由度开环实验分析结果，开环实验中的Hopf分岔点H3被改造成了平衡点，相应的迎角、侧滑角的周期振荡运动也被改造成了平衡分支。

本发明在风洞中搭建一套自由度释放实验系统；然后，通过在自由度释放实验中引入分岔理论，建立一种基于控制的连续算法，对分支平衡点和周期闭轨进行搜寻；采用非侵入性控制，将分支搜寻过程转变为反馈控制量趋于零的寻优过程，使反馈控制在改变平衡分支稳定性的同时还保持其平衡分支位置，从而在实验中连续跟踪稳定和不稳定平衡解，获得飞行器的全局稳定特性，为飞行器的动态特性研究提供一种全新的实验方法，可以实现对飞行器失速偏离特性的准确预测。

在不出现冲突的前提下，本领域技术人员可以将上述附加技术特征自由组合以及叠加使用。

以上所述仅为本发明的优先实施方式，只要以基本相同手段实现本发明目的的技术方案都属于本发明的保护范围之内。