本發(fā)明屬于飛行器氣動彈性設計領域，涉及一種基于試驗頻域響應數(shù)據的氣動彈性模型修正方法。

背景技術：

1、近年來隨著飛行器設計朝著輕質量的方向發(fā)展，導致了飛行器的氣動彈性效應更為明顯，給設計帶來了一系列問題，其中以氣動彈性動穩(wěn)定性的顫振及伺服穩(wěn)定性問題和氣動彈性動響應的陣風響應問題尤為突出。為了分析氣動彈性給飛行帶來的影響，在工程設計階段通常以飛行器的結構有限元模型和非定常氣動力模型為基礎，構建氣動彈性模型進行仿真分析。但由于理論結構及氣動模型和實際存在一定偏差，在工程試驗階段，需要進一步根據試驗結果對氣動彈性模型進行修正。

2、傳統(tǒng)修正主要以地面測量及地面振動(ground?vibration?test，gvt)試驗數(shù)據為基礎，進行人工修正飛行器氣動彈性模型的結構質量和剛度，使得理論模型與試驗測得的結構特性匹配。這種處理主要基于經驗，操作繁瑣，且未涉及氣動模型修正。為了克服這個問題，也發(fā)展出了基于試驗響應數(shù)據辨識氣動彈性模型的方法，該方法不依賴飛行器的結構及氣動模型，僅通過試驗確定氣動彈性模型，但辨識得到的模型物理意義不清晰，受試驗結果的影響較大?；谝陨锨闆r，在飛行器氣動彈性設計中，亟需一種效率高、效果好且物理意義明確的氣動彈性模型修正方法。

技術實現(xiàn)思路

1、針對工程設計中對氣動彈性模型修正的需求，解決傳統(tǒng)人工修正繁瑣費時且氣動修正較困難的問題，本發(fā)明提出了一種基于頻域響應數(shù)據的氣動彈性模型修正方法，利用最優(yōu)化的方法求解修正系數(shù)，通過地面飛控結構耦合試驗的頻響數(shù)據修正飛行器的結構剛度、質量、阻尼和舵面耦合慣性質量，并在此基礎上采用飛行氣動伺服穩(wěn)定性試驗的頻響數(shù)據修正飛行器的非定常氣動力，使得理論分析和試驗的氣動彈性頻響特性一致。

2、本發(fā)明提出的一種基于頻域響應數(shù)據的氣動彈性模型修正方法，包括如下步驟：

3、步驟1：根據飛行器結構有限元模型和非定常氣動力模型，構建飛行器氣動彈性模型；其中構成氣動彈性模型的廣義質量mξ、廣義阻尼cξ、廣義剛度陣kξ、舵面耦合慣性質量陣mξδ、機體模態(tài)非定常氣動力系數(shù)陣aξ和舵面偏轉模態(tài)的非定常氣動力系數(shù)陣aδ與實際飛行器存在偏差，需要進行修正，將通過下面步驟計算修正系數(shù)。

4、步驟2：進行地面飛控結構耦合試驗，采用地面試驗的頻響數(shù)據修正氣動彈性模型的結構參數(shù)，即廣義質量mξ、廣義阻尼cξ、廣義剛度陣kξ和舵面耦合慣性質量陣mξδ。其中，采用最優(yōu)化方法求解結構修正系數(shù)，包括：設計優(yōu)化目標函數(shù)jg為飛行器理論和試驗頻域響應的偏差和，將所述結構參數(shù)矩陣的修正系數(shù)組成優(yōu)化變量μ，并根據所關注的飛行器關鍵模態(tài)對應的結構項對優(yōu)化變量進行減縮，然后采用最優(yōu)化方法求解最優(yōu)的一組優(yōu)化變量μ*使得目標函數(shù)jg最小。將對應的結構參數(shù)與修正系數(shù)相乘，得到修正后的結構參數(shù)。

5、步驟3：基于飛行氣動伺服穩(wěn)定性試驗的氣動彈性模型修正，在結構修正的基礎上，采用飛行試驗的頻響數(shù)據修正模型的氣動部分，即機體模態(tài)非定常氣動力系數(shù)陣aξ和舵面偏轉模態(tài)的非定常氣動力系數(shù)陣aδ。采用最優(yōu)化方法求解氣動修正系數(shù)，包括：設計氣動修正系數(shù)優(yōu)化的目標函數(shù)ja為飛行器的理論和試驗頻域響應的偏差和，將所述的氣動參數(shù)矩陣的修正系數(shù)組成優(yōu)化變量μa，并根據所關注的飛行器關鍵模態(tài)對應的氣動項對優(yōu)化變量進行減縮，然后采用最優(yōu)化方法求解最優(yōu)的一組優(yōu)化變量使得目標函數(shù)ja最小。將對應的氣動參數(shù)與修正系數(shù)相乘，得到修正后的氣動參數(shù)。

6、步驟4，利用修正后的結構參數(shù)與氣動參數(shù)更新飛行器氣動彈性模型。

7、所述步驟2采用最優(yōu)化方法求解結構修正系數(shù)，包含以下步驟：

8、步驟2-1：選取地面試驗數(shù)據并設計修正系數(shù)優(yōu)化的目標函數(shù)如下：

9、

10、其中，ωi為第i個頻率點，i＝1,...,n，ω1和ωn分別代表舵面掃頻信號的起始頻率和終止頻率；為第j次地面試驗得到的頻域響應結果(頻響函數(shù)或功率譜密度)，hj為采用第j次地面試驗輸入信號仿真得到的頻響結果，l為實驗次數(shù)；λij為權重向量，代表了第j次地面試驗中第i個頻率點的響應權重值。||·||2代表2范數(shù)。

11、步驟2-2：選取結構修正系數(shù)組成優(yōu)化變量，修正系數(shù)包括飛行器廣義質量mξ、廣義剛度kξ、廣義阻尼cξ及舵面耦合慣性質量mξδ的修正系數(shù)μmξ、μk、μc和μmδ，修正后的氣動彈性模型中結構參數(shù)和為：

12、

13、式中，diag{·}為向量的對角矩陣變換，⊙為矩陣點乘。對修正系數(shù)進行組合，得到總優(yōu)化變量μ＝[μmξ,μk,μc,vec(μmδ)t]，其中，vec(·)將矩陣按列組合為列向量；當關注飛行器某些關鍵模態(tài)對應的結構項，可對優(yōu)化變量進行減縮，其中第i階模態(tài)對應的優(yōu)化變量為：μ＝[μmξ(i),μk(i),μc(i),vec(μmδ(i,:))t]。

14、步驟2-3：結構修正系數(shù)的優(yōu)化求解目的是找到最優(yōu)的一組優(yōu)化變量μ*使得目標函數(shù)jg最小，給定優(yōu)化變量的限定范圍μmin～μmax，將該約束優(yōu)化問題描述為如下數(shù)學形式：

15、

16、采用優(yōu)化算法求解該優(yōu)化問題。

17、所述的步驟3采用最優(yōu)化方法求解氣動修正系數(shù)，在結構修正的基礎上進行氣動修正系數(shù)的優(yōu)化求解，即將步驟2修正后的和替換氣動彈性模型中的mξ、kξ、cξ和mξδ，然后修正氣動系數(shù)，包括如下步驟：

18、步驟3-1：選取飛行試驗數(shù)據并設計修正系數(shù)優(yōu)化的目標函數(shù)如下：

19、

20、其中，ωi為第i個頻率點；為第j次飛行試驗得到的頻域響應結果，gj為采用第j次飛行試驗輸入信號仿真得到的頻響結果；αij為權重向量，代表第j次飛行試驗中第i個頻率點的響應權重值。

21、步驟3-2：選取氣動修正系數(shù)組成優(yōu)化變量，修正系數(shù)包括機體模態(tài)非定常氣動力系數(shù)陣aξ和舵面偏轉模態(tài)的非定常氣動力系數(shù)陣aδ的修正系數(shù)μaξ和μaδ，修正后的氣動彈性模型中氣動參數(shù)和為：

22、

23、對修正系數(shù)進行組合，得到總優(yōu)化變量μa＝[μaξ,vec(μaδ)t]；

24、當關注飛行器某些關鍵模態(tài)對應的氣動項，可對優(yōu)化變量進行減縮，其中第i階模態(tài)對應的優(yōu)化變量μa＝[μaξ(i),vec(μaδ(i,:))t]。

25、步驟3-3：并尋找最優(yōu)的一組優(yōu)化變量μa*使得目標函數(shù)ja最小。給定優(yōu)化變量的限定范圍μmin～μmax，將該約束優(yōu)化問題描述為數(shù)學形式：采用優(yōu)化算法求解該優(yōu)化問題得到μa*。

26、相比現(xiàn)有技術，本發(fā)明的基于頻域響應數(shù)據的氣動彈性模型修正方法的優(yōu)點在于：

27、(1)本發(fā)明方法采用地面飛控結構耦合試驗的頻響數(shù)據，結合最優(yōu)化方法修正飛行器氣動彈性模型中的結構剛度、質量、阻尼和舵面耦合慣性質量，擺脫了傳統(tǒng)人工修正的費時耗力，修正能考慮多試驗響應的同時進行多變量的修正。

28、(2)本發(fā)明方法在結構修正的基礎上，利用飛行氣動伺服穩(wěn)定性試驗的頻響數(shù)據修正飛行器氣動彈性模型中的非定常氣動力，解決了傳統(tǒng)修正中氣動修正較為困難的問題，且最終修正結果為結構和氣動的修正系數(shù)，使得修正具備物理意義，存在可解釋性。

29、(3)本發(fā)明方法相比傳統(tǒng)人工調整修正系數(shù)的修正方法，能同時對多個修正系數(shù)進行調整并且考慮多響應之間的偏差，修正飛行器結構的同時兼顧氣動，得到準確的氣動彈性模型。