一種彈性飛翼布局飛機(jī)陣風(fēng)減緩控制器參數(shù)優(yōu)化方法
【專利摘要】本發(fā)明涉及一種彈性飛翼布局飛機(jī)陣風(fēng)減緩控制器參數(shù)優(yōu)化方法，屬于飛機(jī)氣動彈性設(shè)計領(lǐng)域。所述方法包括首先選擇作為陣風(fēng)減緩控制器輸入的若干個機(jī)體運(yùn)動量，以及確定陣風(fēng)減緩控制器的通道個數(shù)；之后構(gòu)建由濾波器阻尼系數(shù)構(gòu)成的濾波器表達(dá)式，并由所述濾波器表達(dá)式與所述機(jī)體運(yùn)動量輸入信號的控制增益參數(shù)建立所述陣風(fēng)減緩控制器的傳遞函數(shù)矩陣；最終通過多目標(biāo)優(yōu)化問題，設(shè)置若干個優(yōu)化目標(biāo)，優(yōu)化待求參數(shù)，所述待求參數(shù)包括所述濾波器阻尼系數(shù)及所述控制增益參數(shù)，通過該方法保留對飛機(jī)陣風(fēng)響應(yīng)貢獻(xiàn)較大的模態(tài)振動信息進(jìn)入控制回路，在確保陣風(fēng)減緩效果的同時，有效降低發(fā)生不利氣動伺服彈性耦合的概率。
【專利說明】
一種彈性飛翼布局飛機(jī)陣風(fēng)減緩控制器參數(shù)優(yōu)化方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明屬于飛機(jī)氣動彈性設(shè)計領(lǐng)域，屬飛機(jī)氣動彈性主動控制范疇，尤其涉及一 種彈性飛翼式布局飛機(jī)陣風(fēng)減緩設(shè)計方法。
【背景技術(shù)】
[0002] 飛翼布局飛機(jī)翼載小，對陣風(fēng)擾動非常敏感，特別當(dāng)飛機(jī)尺寸和重量增加，結(jié)構(gòu)固 有振動頻率降低后，陣風(fēng)擾動更易激勵起低頻彈性振動，致使結(jié)構(gòu)所承受的陣風(fēng)載荷進(jìn)一 步增大，因此對于大型飛翼布局飛機(jī)，在進(jìn)行陣風(fēng)減緩設(shè)計時，必須考慮結(jié)構(gòu)彈性的影響。
[0003] 飛翼布局飛機(jī)的升降副翼偏轉(zhuǎn)不僅改變翼面升力分布，同時還會產(chǎn)生較大的俯仰 力矩變化，如何確定各控制通道的反饋增益，確保飛機(jī)姿態(tài)穩(wěn)定的同時減緩陣風(fēng)擾動產(chǎn)生 的結(jié)構(gòu)附加載荷，對于飛翼布局實現(xiàn)陣風(fēng)減緩至關(guān)重要。此外，當(dāng)考慮結(jié)構(gòu)彈性影響后，還 必須確保飛機(jī)與陣風(fēng)減緩系統(tǒng)所組成的結(jié)構(gòu)-控制耦合回路擁有合理的氣動伺服彈性 (ASE)穩(wěn)定裕度。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0004] 為了解決上述問題，本發(fā)明提供了一種彈性飛翼布局飛機(jī)陣風(fēng)減緩控制器參數(shù)優(yōu) 化方法，將陣風(fēng)減緩設(shè)計轉(zhuǎn)化為多目標(biāo)優(yōu)化問題，基于氣動伺服彈性穩(wěn)定裕度修正個體適 應(yīng)度，建立改進(jìn)的多目標(biāo)非支配排序遺傳-陣風(fēng)減緩算法(NSGA_II_GLA算法)優(yōu)化控制器反 饋增益參，確保飛機(jī)氣動伺服彈性穩(wěn)定裕度滿足GJB67.7A-2008要求的同時，改善飛機(jī)的 陣風(fēng)響應(yīng)特性，實現(xiàn)陣風(fēng)載荷減緩，提高控制器參數(shù)設(shè)計效率，其主要包括以下步驟：
[0005] S1、選擇作為陣風(fēng)減緩控制器輸入的若干個機(jī)體運(yùn)動量；
[0006] S2、確定陣風(fēng)減緩控制器的通道個數(shù)；
[0007] S3、計算無控飛機(jī)的任一機(jī)體運(yùn)動量對連續(xù)陣風(fēng)輸入的功率譜密度函數(shù)，并在所 述功率譜密度函數(shù)對應(yīng)的功率譜密度曲線中自起始點(diǎn)開始選擇至少一個峰值；
[0008] S4、對所述陣風(fēng)減緩控制器的任一通道，構(gòu)建在前一步所選峰值的峰值頻率下由 濾波器阻尼系數(shù)構(gòu)成的濾波器表達(dá)式；
[0009] S5、由所述濾波器表達(dá)式與所述機(jī)體運(yùn)動量輸入信號的控制增益參數(shù)建立所述陣 風(fēng)控制減緩控制器的傳遞函數(shù)矩陣；
[0010] S6、根據(jù)所述傳遞函數(shù)矩陣設(shè)置若干個優(yōu)化目標(biāo)，優(yōu)化待求參數(shù)，所述待求參數(shù)包 括所述濾波器阻尼系數(shù)及所述控制增益參數(shù)。
[0011 ]優(yōu)選的是，所述機(jī)體運(yùn)動量包括飛機(jī)的俯仰角速率《 y、重心過載氣s以及翼尖過載 ft 0 wjip
[0012]在上述方案中優(yōu)選的是，對進(jìn)入任意第m個控制通道的任意第k個機(jī)體運(yùn)動量rk， 選擇nk個峰值頻率.，其中j = 1，…，nk，設(shè)計nk個濾波器，所述濾波器表達(dá)式為：
[0014] 其中，s為拉普拉斯算子，a為濾波器阻尼系數(shù)。
[0015] 在上述方案中優(yōu)選的是，在步驟S6中，所述優(yōu)化目標(biāo)包括使有控飛機(jī)翼根彎矩響 應(yīng)的均方根值最小、有控飛機(jī)俯仰角速率響應(yīng)的均方根值最小以及使最大舵偏角均方根值 最小情況下的優(yōu)化參數(shù)組合。
[0016] 在上述方案中優(yōu)選的是，在步驟S6中，所述優(yōu)化過程包括：
[0017] T1、隨機(jī)生成第一代染色體種群Po，染色體為優(yōu)化變量X;
[0018] T2、計算Po中個體的優(yōu)化目標(biāo)的函數(shù)值，并根據(jù)個體的幅值和相位裕度設(shè)計罰函 數(shù)，修正個體適應(yīng)度；
[0019] T3、將Po中個體按照其適應(yīng)度進(jìn)行非支配排序，計算同一非支配層級中個體擁擠 度；
[0020] T4、從Po中優(yōu)先選擇非支配層級編號小的個體生成新種群Pi，所述Pi種群內(nèi)個體數(shù) 目為P〇內(nèi)個體數(shù)目的一半；
[0021] T5、對種群丹中的個體進(jìn)行交叉、變異操作，生成個體規(guī)模與Po相同的新種群Qo;
[0022] T6、計算種群Qo中個體的目標(biāo)函數(shù)值，采用步驟T2的方法計算種群Qo中個體的適應(yīng) 度；
[0023] T7、種群Po和Qo合并組成新種群&，對&中的個體進(jìn)行非支配排序和并計算個體擁 擠度，并優(yōu)先選擇Q:中的個體的非支配層級編號小的個體生成新種群Q 2，所述Q2種群內(nèi)個體 數(shù)目與P〇內(nèi)的個體數(shù)目相同；
[0024] T8、重復(fù)步驟T3-T7，直至達(dá)到給定的最大進(jìn)化代數(shù)，優(yōu)化出待求參數(shù)。
[0025] 在上述方案中優(yōu)選的是，在步驟T2中，根據(jù)個體X△對幅值和相位裕度的滿足程度， 設(shè)計罰函數(shù)私胃和，公式包括：
[0028]其中，為若干個控制通道的幅值裕度的最小值，仏_為若干個控制通道的相位 裕度的最小值；
[0029] 之后，利用罰函數(shù)修正規(guī)范化處理后的優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)，得到個體X△的適應(yīng)度，修正 優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)0〃i的公式為
[0030] 〇-；=〇-； + + Rfai\i = 1,2, ? ? ?,?
[0031] 所述(/ i為經(jīng)規(guī)范化處理后的優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)，所述規(guī)范化處理包括將所述優(yōu)化目 標(biāo)函數(shù)取倒數(shù)。
[0032] 在上述方案中優(yōu)選的是，在步驟T5中，所述交叉包括二進(jìn)制交叉，概率為0.9,所述 變異包括多項式變異。
[0033]在上述方案中優(yōu)選的是，所述種群規(guī)模為80,迭代次數(shù)為100次。
[0034]本發(fā)明的有益效果在于：
[0035] a.在確定陣風(fēng)減緩控制器結(jié)構(gòu)時，根據(jù)無控飛機(jī)連續(xù)陣風(fēng)響應(yīng)功率譜密度曲線， 選擇功率譜密度曲線的峰值頻率作為濾波器設(shè)計參數(shù)，只保留對飛機(jī)陣風(fēng)響應(yīng)貢獻(xiàn)較大的 模態(tài)振動信息進(jìn)入控制回路，在確保陣風(fēng)減緩效果的同時，有效降低發(fā)生不利氣動伺服彈 性耦合的概率；
[0036] b .在進(jìn)行控制器參數(shù)優(yōu)化時，基氣動伺服彈性穩(wěn)定裕度對體的適應(yīng)度進(jìn)行修正， 能夠確保優(yōu)化結(jié)果實現(xiàn)陣風(fēng)減緩的同時，滿足氣動伺服彈性穩(wěn)定性設(shè)計要求，同時采用基 于隨機(jī)聯(lián)賽選擇的精英保留策略，能夠有效提升優(yōu)化運(yùn)行效率。
【附圖說明】
[0037] 圖1為本發(fā)明彈性飛翼布局飛機(jī)陣風(fēng)減緩控制器參數(shù)優(yōu)化方法的一優(yōu)選實施例的 流程圖。
[0038] 圖2為圖1所示實施例的通道控制指令解算示意圖。
[0039] 圖3為圖1所示實施例的功率譜密度曲線示意圖。
[0040] 圖4為圖1所示實施例的翼尖過載功率譜密度曲線示意圖。
[0041] 圖5為圖1所示實施例的重心過載功率譜密度曲線示意圖。
[0042] 圖6為圖1所示實施例的俯仰角過載功率譜密度曲線示意圖。
[0043] 圖7為圖1所示實施例的迭代優(yōu)化示意圖。
[0044] 圖8為圖1所示實施例的優(yōu)化結(jié)果示意圖。
【具體實施方式】
[0045] 為使本發(fā)明實施的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實施例中 的附圖，對本發(fā)明實施例中的技術(shù)方案進(jìn)行更加詳細(xì)的描述。在附圖中，自始至終相同或類 似的標(biāo)號表示相同或類似的元件或具有相同或類似功能的元件。所描述的實施例是本發(fā)明 一部分實施例，而不是全部的實施例。下面通過參考附圖描述的實施例是示例性的，旨在用 于解釋本發(fā)明，而不能理解為對本發(fā)明的限制?；诒景l(fā)明中的實施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人 員在沒有作出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。下 面結(jié)合附圖對本發(fā)明的實施例進(jìn)行詳細(xì)說明。
[0046] 在本發(fā)明的描述中，需要理解的是，術(shù)語"中心"、"縱向"、"橫向"、"前"、"后"、 "左"、"右"、"豎直"、"水平"、"頂"、"底" "內(nèi)"、"外"等指示的方位或位置關(guān)系為基于附圖所 示的方位或位置關(guān)系，僅是為了便于描述本發(fā)明和簡化描述，而不是指示或暗示所指的裝 置或元件必須具有特定的方位、以特定的方位構(gòu)造和操作，因此不能理解為對本發(fā)明保護(hù) 范圍的限制。
[0047] 下面通過實施例對本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)說明。
[0048] 如圖1所示，本發(fā)明彈性飛翼布局飛機(jī)陣風(fēng)減緩控制器參數(shù)優(yōu)化方法主要包括以 下步驟：
[0049] S1、選擇作為陣風(fēng)減緩控制器輸入的若干個機(jī)體運(yùn)動量；
[0050] S2、確定陣風(fēng)減緩控制器的通道個數(shù)；
[0051] S3、計算無控飛機(jī)的任一機(jī)體運(yùn)動量對連續(xù)陣風(fēng)輸入的功率譜密度函數(shù)，并在所 述功率譜密度函數(shù)對應(yīng)的功率譜密度曲線中自起始點(diǎn)開始選擇至少一個峰值；
[0052] S4、對所述陣風(fēng)減緩控制器的任一通道，構(gòu)建在前一步所選峰值的峰值頻率下由 濾波器阻尼系數(shù)構(gòu)成的濾波器表達(dá)式；
[0053] S5、由所述濾波器表達(dá)式與所述機(jī)體運(yùn)動量輸入信號的控制增益參數(shù)建立所述陣 風(fēng)控制減緩控制器的傳遞函數(shù)矩陣；
[0054] S6、根據(jù)所述傳遞函數(shù)矩陣設(shè)置若干個優(yōu)化目標(biāo)，優(yōu)化待求參數(shù)，所述待求參數(shù)包 括所述濾波器阻尼系數(shù)及所述控制增益參數(shù)。
[0055] 下面對上述步驟進(jìn)行詳細(xì)說明，在步驟1中，飛機(jī)的機(jī)體運(yùn)動量是指在飛機(jī)飛行或 停止?fàn)顟B(tài)中，對機(jī)體運(yùn)動特性產(chǎn)生影響的參數(shù)值。比如，用于陣風(fēng)減緩控制器輸入的機(jī)體運(yùn) 動量應(yīng)包含但不限于飛機(jī)的俯仰角速率《 y、重心過載氣s以及翼尖過載I# °
[0056] 需要說明的是，本實施例機(jī)體運(yùn)動量的選取按實際需要選取，對于任意選取的若 干個機(jī)體運(yùn)動量，通過本發(fā)明所述的步驟最終求得與這些機(jī)體運(yùn)動量相關(guān)聯(lián)的濾波器阻尼 系數(shù)及所述控制增益參數(shù)，以達(dá)到優(yōu)化陣風(fēng)減緩控制器參數(shù)的目的。
[0057]如圖2所示，本實施例在選取上述三個機(jī)體運(yùn)動量之后，用以進(jìn)行通道控制指令解 算，因此，這里首先需要確定陣風(fēng)減緩控制器的結(jié)構(gòu)，具體的是，確定所述陣風(fēng)減緩控制器 的通道個數(shù)，這是因為，對所述每一個陣風(fēng)減緩控制器的通道，都需要通過所選機(jī)體運(yùn)動量 來參與通道控制指令解算，假設(shè)通過對所述陣風(fēng)減緩控制器的結(jié)構(gòu)分析發(fā)現(xiàn)其包含m個通 道，那么針對k個機(jī)體運(yùn)動量，當(dāng)需要進(jìn)行通道控制指令解算時，比如進(jìn)行舵偏指令S m解算 之前，首先對這k個機(jī)體運(yùn)動量進(jìn)行多次濾波，該步驟稱作濾波器設(shè)置。本實施例中，m為3， Si、s2和s3分別為外、中和內(nèi)升降副翼偏角。
[0058] 需要說明的是，在進(jìn)行濾波器設(shè)置時，首先要計算機(jī)體運(yùn)動變量rk的功率譜密度 函數(shù)，從而繪制變量r k的功率譜密度曲線，如圖3所示，從所述曲線中，選擇前nk個峰值碎對 應(yīng)的峰值頻率?f，其中j = 1，…，nk，用于濾波器設(shè)計，可以理解的是，通過該步驟，將設(shè)計 有nk個濾波器，需要說明的是，所述峰值至少選擇一個，也就是說對任一個機(jī)體運(yùn)動變量r k 至少設(shè)計一個濾波器，即nk彡1。
[0059] 本實施例以前述三個機(jī)體運(yùn)動量:俯仰角速率coy、重心過載以及翼尖過載 給出其功率譜密度曲線示意圖，分別如圖4、圖5及圖6所示，其中，圖4為翼尖過載的功率譜 密度曲線，圖5為重心過載的功率譜密度曲線，圖6為俯仰角過載的功率譜密度曲線，圖4中， 對翼尖過載設(shè)計一個濾波器，即其功率譜密度曲線中，選擇第一響應(yīng)峰值(縱坐標(biāo))及對應(yīng) 的峰值頻率(橫坐標(biāo)），圖4中，對于翼尖過載，選取n 3 = 1，其功率譜密度曲線峰值頻率為 < =9,4/W/'.v潮5中，對重心過載設(shè)計兩個濾波器，即其功率譜密度曲線中，選擇第一響應(yīng) 峰值與第二響應(yīng)峰值(縱坐標(biāo))及對應(yīng)的峰值頻率(橫坐標(biāo)），圖6中，對俯仰角過載設(shè)計兩個 濾波器，即其功率譜密度曲線中，選擇第一響應(yīng)峰值與第二響應(yīng)峰值(縱坐標(biāo))及對應(yīng)的峰 值頻率(橫坐標(biāo)），圖5及圖6中，對于俯仰角速率《 y和重心過載，選取m=n2 = 2，其功率 譜密度曲線峰值頻率分別為叫' =4: =9.4/m〃. s'。
[0060]進(jìn)一步需要說明的是，計算無控飛機(jī)的陣風(fēng)響應(yīng)分析模型中，除了剛體俯仰和剛 體沉浮模態(tài)之外，應(yīng)至少包含飛機(jī)的前10支對稱彈性振動模態(tài)，本實施例中，選取飛機(jī)的剛 體俯仰、沉浮和前20支彈性模態(tài)，計算無控飛機(jī)的俯仰角速率《 y、重心過載\和翼尖過載 對馮卡門連續(xù)陣風(fēng)輸入的功率譜密度函數(shù)，該計算過程為現(xiàn)有技術(shù)，其計算公式可參閱 《飛機(jī)設(shè)計手冊》北京:航空工業(yè)出版社，2001:1243-1248。
[0061 ] 本實施例對進(jìn)入任意第m個控制通道的任意第k個機(jī)體運(yùn)動量rk，選擇nk個峰值頻 率<??_，.其中i = l,…，nk，設(shè)計nk個濾波器，其公式如下。
[0063]上式中，s為拉普拉斯算子，^為濾波器阻尼系數(shù)。
[0064] 再次參考圖2,將上述三個機(jī)體運(yùn)動量代入以上求濾波器的公式中，確定出以下3 個控制通道5個峰值(可再次參考圖4-圖6中的共計5個峰值)的共計15個濾波器表達(dá)式：

[0074] 之后，根據(jù)上一步所設(shè)計的濾波器，建立陣風(fēng)減緩控制器傳遞函數(shù)矩陣Gv的計算 表達(dá)式： ??? GnG'n---G\niKk
[0075] (7(^)= G2)G22'--G2nj/cll …啤與… G：Ltk2k G^l2-Gl,kml G；^2-G2Jm2 - Gl^2-Glkmh_
[0076] 如前所述，這里的m為通道數(shù)量，kmk為進(jìn)入第m個控制通道中的第k個機(jī)體運(yùn)動量輸 入信號的控制增益。
[0077] 對本實施例給出的15個濾波器，代入上述公式，即 'G；1C?1Uu G^G^kn G；]ku
[0078] (?(s)= G'lk2i
[g;,g;^31 g^u32 0ik2i_
[0079] 之后，建立有控飛機(jī)連續(xù)陣風(fēng)響應(yīng)分析模型，將陣風(fēng)減緩轉(zhuǎn)換為多目標(biāo)優(yōu)化問題。
[0080] 計算有控飛機(jī)的陣風(fēng)響應(yīng)分析模型中，除了剛體俯仰和剛體沉浮模態(tài)之外，應(yīng)至 少包含飛機(jī)的前10支對稱彈性振動模態(tài)，優(yōu)化目標(biāo)如下。
[0082]其中：
[0087] %〕:為第j個控制通道的舵偏角均方根值、Gm/為第j個控制通道的幅值裕度、為 第j個控制通道的相位裕度，其中，j = l，2,…，m，即m個通道內(nèi)的某一通道，其中優(yōu)化目標(biāo) 〇i，i = 1，2，…，n為有控飛機(jī)第i個響應(yīng)量的均方根值;優(yōu)化目標(biāo)為m個舵面偏角均方根值 中的最大值;優(yōu)化目標(biāo)應(yīng)包含但不限于翼根彎矩均方根值和最大舵偏角均方根值；代表 第m個控制通道，對第k個機(jī)體運(yùn)動量rk輸入信號所設(shè)置的第nk個濾波器的阻尼參數(shù);為 /-I 選取的峰值個數(shù)。
[0088] 本實施例中仍以上述3個通道15個濾波器為例，即m為3,^]?/為5,其優(yōu)化目標(biāo)函數(shù) 1=1 如下： min =/,(X) min crc. = (X)
[0089] ^ min = maxiV(f (X),af (A'),rr(! (A )] > 6c/7i
[0090] 其中：
[0091] =mm(6；, (X),G,tl： (X),CrH< (X))
[0092] ^ =mm(\Pmi (X)|,|^ (X)|,|^ (X)|)
[0093] X=[Xo Xi X2 Xs]T
[0094] Xo= [kii ki2 ki3 k2i k22 k23 k3i k32 k33]T
[0095]
[0096]
[0097] x3=[aaciCiC0r
[0098] Xo(p,l)G[-3,3],p=l,2,---,9
[0099] Xi(qi,l)G[0.01,l],qi = l,2,---,5
[0100] X2(q2,l)G[0.01,l],q2 = l,2,---,5
[0101] X3(q3,l)G[0.01,l],q3 = l,2,---,5
[0102] 其中優(yōu)化目標(biāo)為有控飛機(jī)翼根彎矩響應(yīng)的均方根值；
[0103] 其中優(yōu)化目標(biāo)〇q為有控飛機(jī)俯仰角速率響應(yīng)的均方根值；
[0104] 其中優(yōu)化目標(biāo)os為3個舵偏角均方根值中的最大值。
[0105] 另外，對于閉環(huán)飛機(jī)連續(xù)陣風(fēng)響應(yīng)量均方根值、幅值和相位穩(wěn)定裕度的計算，可參 閱《飛機(jī)設(shè)計手冊》總編委會編.飛機(jī)設(shè)計手冊第9冊載荷、強(qiáng)度和剛度[M].北京:航空工業(yè) 出版社，2001。
[0106] 再之后，進(jìn)行迭代優(yōu)化，設(shè)定優(yōu)化迭代代數(shù)、初始種群規(guī)模，改進(jìn)多目標(biāo)遺傳優(yōu)化 算法NSGA-II，從而求解上述步驟所建立的多目標(biāo)優(yōu)化問題。
[0107] 基氣動伺服彈性穩(wěn)定裕度建立罰函數(shù)，對個體適應(yīng)度進(jìn)行修正，采用規(guī)模為2的隨 機(jī)聯(lián)賽選擇策略，有效加快了算法的收斂性。
[0108] 優(yōu)化過程如圖7所示，主要包括以下步驟：
[0109] Stepl:隨機(jī)生成第一代染色體種群Po，染色體為優(yōu)化變量X。本實施例中，設(shè)定優(yōu) 化迭代代數(shù)gen = 100、初始種群規(guī)模為80。
[0110] Step2:計算P〇中個體目標(biāo)函數(shù)值〇i，i = 1，2，…，n，并根據(jù)個體的幅值和相位裕度 設(shè)計罰函數(shù)，修正個體適應(yīng)度；即在具體實施例中，計算上述Po中個體目標(biāo)函數(shù)值^^~^ 和，并根據(jù)個體的幅值和相位裕度設(shè)計罰函數(shù)，修正個體適應(yīng)度，具體的：
[0111] a.對個體Xa(下標(biāo)A代表第A條染色體)所對應(yīng)的每一個目標(biāo)函數(shù)進(jìn)行規(guī)范化處 理
[0115] b.根據(jù)個體Xa對幅值和相位裕度的滿足程度，設(shè)計罰函數(shù)iC'和私'W
[0118] c.利用罰函數(shù)修正規(guī)范化處理后的目標(biāo)函數(shù)，得到個體X△的適應(yīng)度
[0119] erf = crj + if"1? + , i ~ 1,2, ? ?, n
[0120] S" = S' + R2l,g +RfttSL'
[0121] step3:將Po中個體按照其適應(yīng)度進(jìn)行非支配排序，計算同一非支配層級中個體擁 擠度；
[0122] Step4:采用規(guī)模為2的隨機(jī)聯(lián)賽選擇方法，從Po中優(yōu)先選擇非支配層級編號小(第 1層最?。┑膫€體，當(dāng)個體的非支配層級相同時，再選擇擁擠度較大的個體填充至種群Pi，直 至種群Pi中染色體數(shù)目等于Po中染色體數(shù)目的一半，本實施例中為40;
[0123] Step5 :對種群Pi中的個體進(jìn)行交叉、變異操作，生成個體規(guī)模與Po相同的新種群 Q〇，需要說明的是，在本實施例中，模擬二進(jìn)制交叉，概率為〇. 9，變異方式為多項式變異，概 率為1 /nchorm，nchorm = 24為單個染色體中的優(yōu)化變量個數(shù)，Qo為80;
[0124] Step6:計算種群Qo中個體的目標(biāo)函數(shù)值，采用Step2方法計算種群Qo中個體的適應(yīng) 度；
[0125] Step7 :種群Po和Qo合并組成新種群&，對&中的個體進(jìn)行非支配排序和并計算個 體擁擠度，并優(yōu)先選擇&中的個體的非支配層級編號小(第1層最?。┑膫€體，對非支配層級 相同的個體，對同一非支配層級中的個體，優(yōu)先選擇擁擠度大的個體填充至種群Q2,直至種 群Q2中染色體數(shù)目與Po中染色體數(shù)目相同，本實施例中均為80;
[012 6 ] S t e p 8 :判斷是否達(dá)給定的最大進(jìn)化代數(shù)，達(dá)到則算法結(jié)束，否則令P 〇 = Q 2，轉(zhuǎn)到 step3〇
[0127] 最終得到Pareto最優(yōu)解集，參見附圖8,選擇Pareto前沿的下端面點(diǎn)所對應(yīng)的優(yōu)化 變量值作為陣風(fēng)減緩控制器結(jié)構(gòu)參數(shù)。
[0128] 本實施例中，陣風(fēng)減緩控制器結(jié)構(gòu)參數(shù)如圖8所示，按給定的優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)優(yōu)化出 待求參數(shù)，結(jié)果如下所示。
[0129] X=[X。Xi X2 X3]t
[0130] X〇=[_0.5 -1.5 -0.7 0.9 -1.0 -0.1 -0.4 -0.1 0.6]t
[0131] Xi=[0.62 0.79 0.75 0.65 0.51] T
[0132] X2=[0.83 0.58 0.63 0.52 0.98] T
[0133] X3=[0.82 0.66 0.85 0.88 0.64] T
[0134] 本發(fā)明具有的優(yōu)點(diǎn)和有益效果是：
[0135] a.在確定陣風(fēng)減緩控制器結(jié)構(gòu)時，根據(jù)無控飛機(jī)連續(xù)陣風(fēng)響應(yīng)功率譜密度曲線， 選擇功率譜密度曲線的峰值頻率作為濾波器設(shè)計參數(shù)，只保留對飛機(jī)陣風(fēng)響應(yīng)貢獻(xiàn)較大的 模態(tài)振動信息進(jìn)入控制回路，在確保陣風(fēng)減緩效果的同時，有效降低發(fā)生不利氣動伺服彈 性耦合的概率；
[0136] b.在進(jìn)行控制器參數(shù)優(yōu)化時，基于氣動伺服彈性穩(wěn)定裕度對體的適應(yīng)度進(jìn)行修 正，能夠確保優(yōu)化結(jié)果實現(xiàn)陣風(fēng)減緩的同時，滿足氣動伺服彈性穩(wěn)定性設(shè)計要求，同時采用 基于隨機(jī)聯(lián)賽選擇的精英保留策略，能夠有效提升優(yōu)化運(yùn)行效率。
[0137] 最后需要指出的是：以上實施例僅用以說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對其限制。盡 管參照前述實施例對本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解:其依然 可以對前述各實施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替 換;而這些修改或者替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實施例技術(shù)方案的精 神和范圍。
【主權(quán)項】
1. 一種彈性飛翼布局飛機(jī)陣風(fēng)減緩控制器參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于，包括： 51、 選擇作為陣風(fēng)減緩控制器輸入的若干個機(jī)體運(yùn)動量； 52、 確定陣風(fēng)減緩控制器的通道個數(shù)； 53、 計算無控飛機(jī)的任一機(jī)體運(yùn)動量對連續(xù)陣風(fēng)輸入的功率譜密度函數(shù)，并在所述功 率譜密度函數(shù)對應(yīng)的功率譜密度曲線中自起始點(diǎn)開始選擇至少一個峰值； 54、 對所述陣風(fēng)減緩控制器的任一通道，構(gòu)建在前一步所選峰值的峰值頻率下由濾波 器阻尼系數(shù)構(gòu)成的濾波器表達(dá)式； 55、 由所述濾波器表達(dá)式與所述機(jī)體運(yùn)動量輸入信號的控制增益參數(shù)建立所述陣風(fēng)控 制減緩控制器的傳遞函數(shù)矩陣； 56、 根據(jù)所述傳遞函數(shù)矩陣設(shè)置若干個優(yōu)化目標(biāo)，優(yōu)化待求參數(shù)，所述待求參數(shù)包括所 述濾波器阻尼系數(shù)及所述控制增益參數(shù)。2. 如權(quán)利要求1所述的彈性飛翼布局飛機(jī)陣風(fēng)減緩控制器參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于， 所述機(jī)體運(yùn)動量包括飛機(jī)的俯仰角速率《y、重心過載〃％以及翼尖過載氣3. 如權(quán)利要求1所述的彈性飛翼布局飛機(jī)陣風(fēng)減緩控制器參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于， 對進(jìn)入任意第m個控制通道的任意第k個機(jī)體運(yùn)動量rk，選擇nk個峰值頻率，其中j = 1，…，nk，設(shè)計nk個濾波器，所述濾波器表達(dá)式為：其中，s為拉普拉斯算子，為濾波器阻尼系數(shù)。4. 如權(quán)利要求1所述的彈性飛翼布局飛機(jī)陣風(fēng)減緩控制器參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于， 在步驟S6中，所述優(yōu)化目標(biāo)包括使有控飛機(jī)翼根彎矩響應(yīng)的均方根值最小、有控飛機(jī)俯仰 角速率響應(yīng)的均方根值最小以及使最大舵偏角均方根值最小情況下的優(yōu)化參數(shù)組合。5. 如權(quán)利要求1所述的彈性飛翼布局飛機(jī)陣風(fēng)減緩控制器參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于， 在步驟S6中，所述優(yōu)化過程包括： T1、隨機(jī)生成第一代染色體種群Po，染色體為優(yōu)化變量X; T2、計算P〇中個體的優(yōu)化目標(biāo)的函數(shù)值，并根據(jù)個體的幅值和相位裕度設(shè)計罰函數(shù)，修 正個體適應(yīng)度； T3、將P〇中個體按照其適應(yīng)度進(jìn)行非支配排序，計算同一非支配層級中個體擁擠度； T4、從P〇中優(yōu)先選擇非支配層級編號小的個體生成新種群Pi，所述Pi種群內(nèi)個體數(shù)目為 P〇內(nèi)個體數(shù)目的一半； T5、對種群丹中的個體進(jìn)行交叉、變異操作，生成個體規(guī)模與Po相同的新種群Qo; T6、計算種群Qo中個體的目標(biāo)函數(shù)值，采用步驟T2的方法計算種群Qo中個體的適應(yīng)度； T7、種群Po和Qo合并組成新種群&，對&中的個體進(jìn)行非支配排序和并計算個體擁擠度， 并優(yōu)先選擇Q:中的個體的非支配層級編號小的個體生成新種群Q2,所述出種群內(nèi)個體數(shù)目 與Ρο內(nèi)的個體數(shù)目相同； T8、重復(fù)步驟T3-T7，直至達(dá)到給定的最大進(jìn)化代數(shù)，優(yōu)化出待求參數(shù)。6. 如權(quán)利要求5所述的彈性飛翼布局飛機(jī)陣風(fēng)減緩控制器參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于， 在步驟Τ2中，根據(jù)個體Χλ對幅值和相位裕度的滿足程度，設(shè)計罰函數(shù)$1胃和衣，公式包 括：其中，為若干個控制通道的幅值裕度的最小值，，.為若干個控制通道的相位裕度 的最小值； 之后，利用罰函數(shù)修正規(guī)范化處理后的優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)，得到個體X△的適應(yīng)度，修正優(yōu)化 目標(biāo)函數(shù)0〃i的公式為所述σ' i為經(jīng)規(guī)范化處理后的優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)，所述規(guī)范化處理包括將所述優(yōu)化目標(biāo)函數(shù) 取倒數(shù)。7. 如權(quán)利要求5所述的彈性飛翼布局飛機(jī)陣風(fēng)減緩控制器參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于， 在步驟T5中，所述交叉包括二進(jìn)制交叉，概率為0.9，所述變異包括多項式變異。8. 如權(quán)利要求5所述的彈性飛翼布局飛機(jī)陣風(fēng)減緩控制器參數(shù)優(yōu)化方法，其特征在于， 所述種群規(guī)模為80，迭代次數(shù)為100次。
【文檔編號】G05B13/04GK105929692SQ201610321700
【公開日】2016年9月7日
【申請日】2016年5月16日
【發(fā)明人】蒲利東, 張紅波, 高怡寧, 程芳, 張庚庚
【申請人】中國航空工業(yè)集團(tuán)公司西安飛機(jī)設(shè)計研究所