(19)中华 人民共和国 国家知识产权局 (12)发明 专利 (10)授权公告 号 (45)授权公告日 (21)申请 号 202110254149.2 (22)申请日 2021.03.04 (65)同一申请的已公布的文献号 申请公布号 CN 112948973 A (43)申请公布日 2021.06.11 (73)专利权人 北京航空航天大 学 地址 100191 北京市海淀区学院路37号 (72)发明人 戴玉婷　吴优　杨超　李永昌　 (74)专利代理 机构 北京金恒联合知识产权代理 事务所 1 1324 代理人 李强 (51)Int.Cl. G06F 30/15(2020.01) G06F 30/17(2020.01) G06F 30/27(2020.01) G06F 30/28(2020.01) G06F 111/10(2020.01)G06F 113/08(2020.01) G06F 119/14(2020.01) (56)对比文件 CN 10489 9365 A,2015.09.09 CN 112196727 A,2021.01.08 CN 112231847 A,2021.01.15 CN 103116706 A,2013.0 5.22 CN 108182328 A,2018.0 6.19 US 9073623 B1,2015.07.07 US 201620985 0 A1,2016.07.21 吴优， 等.连续变弯度翼型动态气动特性数 值模拟. 《北京航空航天大 学学报》 .2020,第47 卷 (第6期),全 文. 戴玉婷， 等.基 于非线性气动力的失速 颤振 计算与试验研究. 《工程力学》 .2020,第37 卷(第8 期),全文. 审查员 吴雪 (54)发明名称 一种用于连续变弯度后缘的机翼失速颤振 闭环控制方法 (57)摘要 本发明公开了一种基于连续变弯度后缘的 三维机翼失速颤振闭环控制方法及其流程： 首先 借助高效高精度的C FD/CSD方法计算后缘弯度连 续改变对机翼失速颤振的特性的开环影 响。 然后 采用循环神经网络建立并训练同时考虑机翼振 动与三维展向后缘运动的非线性非定常降阶模 型。 应用上述降阶模型快速计算沿三维展向变化 的柔性后缘任意运动的气动力并用于设计柔性 后缘的运动形式， 减小失速颤振运动 幅值。 本发 明采用连续变弯度后缘抑制机翼失速颤振， 可以 实现传统刚性后缘偏转无法达到的控制方式， 有 效抑制失速 颤振。 权利要求书1页 说明书5页 附图2页 CN 112948973 B 2022.05.03 CN 112948973 B 1.一种用于具有沿弦向和展向连续变弯度后缘的机翼的失速颤振 闭环控制的构建方 法,包括下述 步骤： 步骤A： 建立后 缘沿弦向变形的数学模型， 包括利用形函数叠加的方法表征所述连续变 弯度后缘沿展向的变形， 将弦向与展向规律综合得到后缘 曲面三维变形 的表征， 在此基础 上确定多组后缘变形指令输入(8)， 步骤B： 利用CFD计算得到与多组后缘变形指令输入(8) 对应的多组气动力时域 开环响应(10)， 步骤C： 将多组后缘变形指令输入(8)作为训练输入， 将多组气动力时域开环响应(10) 作为训练样本， 训练循环神经网络， 从而得到针对连续变弯度后缘的变形 的非线性非定常 气动力降阶模型， 步骤D： 利用所述非线性非定常气动力降阶模型， 计算在多组后缘变形指令输入(8)中 的每一组的情况下使一个振动周期 内俯仰气动力矩所做正功减小的连续变弯度后缘的变 形方式， 步骤E:用所述非线性非定常气动力降阶模型作为气动力快速生成的工具， 并与基于 MATLAB编写的结构动力学模块和MATLAB  Simulink的控制模块相连， 以翼梢 传感器(1)的速 度、 加速度作为控制指标和闭环反馈信息， 通过迭代优化的方法确定闭环控制器(11)的参 数， 其特征在于所述 步骤A包括： 将连续的、 无穷维的后缘展向变形分解成有限的、 若干个正交归一的形函数叠加的形 式， 并将高阶余 量以残差项代替， 再由所述形函数叠加构成后缘沿展向和弦向的变形指令 输入。 2.根据权利要求1所述的失速 颤振闭环控制的构建方法,其特 征在于： 控制器(1 1)采用广义预测控制,其中： 利用广义预测控制的控制器驱动后缘产生沿展向和弦向的三维变形， 且广义预测控制 的输入与预测值不再是后缘偏转角度， 而是先通过循环神经网络得到最优的后缘变形形 式， 并定义该 形式的广义偏转角， 以此作为广义预测控制的历史输入和预测对象， 在得到广义偏转角的预测值后， 再通过传递函数将广义偏转角转化为机翼上每个舵机 具体的驱动指令， 实现对翼梢振动加速度的减小， 从而抑制失速 颤振极限环振动的幅值。 3.一种存储有计算机程序的存储介质， 该计算机程序能使处理器执行根据权利要求1 ‑ 2之一所述的方法。权　利　要　求　书 1/1 页 2 CN 112948973 B 2一种用于连续变弯度后缘的机翼失速颤振闭环控制方 法 技术领域 [0001]本发明涉及一种用于具有沿弦向和展向连续变弯度后缘的机翼的失速颤振闭环 控制的构建方法。 背景技术 [0002]气动伺服弹性综合是指针对给定的飞行器性能指 标设计主动控制律， 构成闭环 反 馈， 从而达到预期的指标， 以提高系统性能(杨超主编.飞行器气动弹性原理[M].北京航空 航天大学出版社,2011)。 失速颤振是一种动气动弹性稳定性 问题， 也是气动伺服弹性综合 所关注的重点问题之一。 [0003]传统飞行器设计中多采用以舵机驱动刚性后缘偏转， 结合闭环控制律实现对此类 问题的稳定性控制(宋晨,吴志 刚,杨超.基于PID控制器的颤振主动抑制控制律设计[C]// 第十一届全国空气弹性学术交流会会议论文集.2009.)。 然而传统刚性后缘偏转存在结构 间隙与表面 曲率突变， 使机翼诱导阻力增加、 气动噪声增大， 且其变形方式较为固定， 难以 适应各种飞行工况。 而采用连续变弯度后缘的机翼可以产生连续、 光滑的后缘变形， 在达到 操纵效果的同时可以有效减小诱导阻力和气动噪声， 这对于航空器提升续航能力、 提高经 济性与舒适性有重要的意义(张音旋,陈亮,吴江鹏,等.可变弯度机翼后缘的研究进展及其 关键技术[J].飞机设计,2017,0 37(006):34‑39.)。 [0004]现阶段基于连续变弯度后缘的机翼失速颤振主动抑制研究较少且不足较多。 失速 颤振和后缘大变形本身都属于非线性问题， 现有方法的主要问题在于处理非线性问题能力 较弱， 并且设计方法和思路没有充分考虑连续变弯度后缘的特性， 现有工作只考虑了变形 沿展向相同的情况， 即实现的仅是一种准三 维变形(赵仕伟.可变形机翼结构设计与气动弹 性研究[D].北京航空航天大学， 2020)。 并且由于连续变弯度后缘气动特性复杂， 需要借助 高精度的流场分析手段， 导 致设计周期长， 迭代优化难度高。 发明内容 [0005]本发明提出一种用于具有沿弦向和展向连续变弯度后缘的机翼的失速颤振闭环 控制的构建方法， 其通过计算分析、 降阶建模和控制律设计验证的环节， 实现以后缘连续变 形抑制机翼失速颤振。 该方法适用于分析处理流动复杂情况 的气动伺服弹性问题， 可以考 虑沿弦向和展向不均匀的复杂变形形式， 控制方案的选择更灵活， 同时也提高了控制律设 计验证的效率， 降低了设计成本 。 [0006]根据本发明的一个方面， 提供了一种用于具有沿弦向和展向连续变弯度后缘的机 翼的失速 颤振闭环控制的构建方法,其特 征在于包括下述 步骤： [0007]步骤A： 建立后缘沿弦向变形的数学模型， 包括利用形函数叠加的方法表征所述连 续变弯度后缘沿展向的变形， 将弦向与展向规律综合得到后缘 曲面三维变形 的表征， 在此 基础上确定多组后缘变形指令 输入， [0008]步骤B： 利用CFD计算得到与 多组后缘变形指令输入对应的多组气动力时域开环响说　明　书 1/5 页 3 CN 112948973 B 3