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基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制方法和采用该方法的飞行器与流程

2021-02-14 17:02:41|137|起点商标网
基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制方法和采用该方法的飞行器与流程

本发明涉及一种基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制方法和采用了该方法的飞行器。



背景技术:

随着能源需求的增加和能源供应的越发紧张,对飞行器的综合飞行效率和环保的要求越来越高。同时,飞行器的任务更加多样化,对提升单一飞行器多任务处理能力带来了挑战。多任务也使得飞行器所处外部环境更加复杂,要求飞行器对流场、结构位移场、声场、电磁场等多物理场的可控能力越来越高。综合而言,新的发展与形势要求未来飞行器相对于目前的飞行器的综合性能要有显著提升,主要表现为气动效率、结构效率、感知能力、控制能力四大方面。

目前,先进材料技术、变体机翼技术、先进传感器和传感网络以及先进控制手段和人工智能的发展,给未来飞行器的综合性能的提升带来了可行的技术支持。

现代飞行器设计,是建立在多学科综合优化设计的基础上的,主要表现为结构力学、空气动力学、控制系统的多学科优化。其中考虑了结构力学、空气动力学和复合材料的气动弹性剪裁,近些年快速发展,比如气动弹性剪裁在波音-787和空客-350飞机的设计与生产中的已经广泛应用。气动伺服弹性则考虑了结构动力学、非定常空气动力学和控制系统的相互作用与耦合关系,通过控制系统的作用,驱动操纵面的主动偏转,通过控制系统的负反馈,减缓飞行器的不必要的响应,以增强飞行器的可控性、安全性和舒适性。

但是,在设计阶段采用的多学科综合优化设计是基于单一、或特定的飞行工况与飞行条件进行的,是基于未来飞行器飞行任务的特定工作环境与工作状态假设。而飞行器在实际使用中,偏离设计飞行工况是非常常见的,而这会导致飞行器会处于非最优工作状态。同时,控制系统的控制率是出厂设定的,不能随着飞行任务的变化而进化。最后,主动驱动、靠自身能量克服不必要的响应的方法,不但会对控制能力带来额外的要求,也会增加飞行器自身的能量的额外消耗。



技术实现要素:

针对以上问题,本发明提出了一种基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制方法,属于航空飞行器空气动力学、航空飞行器结构动力学、航空飞行器系统工程和航空飞行器气动弹性力学领域,适用于小型、中型和大型航空飞行器的提高飞行性能、减阻、增升、隐身、任务自适应等用途,进一步发展可以用于机动载荷减缓、主动颤振抑制和降噪等;该方法包含了一系列的改进措施,包括:

采用综合传感网络,实现对多物理场的感知;

使用综合智能的控制,实现基于模型和数据的实时控制、自我学习、自我进化控制能力;

利用静气动弹性效应,利用正反馈从空气中获取能量,实现变形控制的杠杆效应。

所述的飞行器静气动弹性,涉及到对飞机升力面的弹性变形与定常气动力之间的相互作用的一个研究领域,属于气动弹性领域的一种,研究的是升力面(通常为机翼)的弹性变形和对结构变形的速率和加速度不敏感时的空气动力相互作用的现象。静气动弹性现象通常分为两种:

一种是气动载荷与结构之间的稳定性问题,静不稳定性可能会导致结构损坏,这种不稳定性通常称为“发散”,通常而言,在飞行包线内不能发生发散;

另一种是气动载荷与结构弹性变形之间“响应”,该现象会引起载荷的重新分布,进一步会对飞行性能、操作质量、飞行稳定性、结构载荷分布和控制产生影响。

根据本发明的基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制方法,利用了气动载荷与结构弹性变形之间的“响应”。

根据本发明的一个实施例的基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制方法,通过综合传感模块感知复杂物理场的变化,控制指令模块基于模型与数据实时解算生成控制指令,驱动位于气动面上的变形执行模块产生主动可控小变形,通过静气动弹性效应的正反馈放大作用,使气动面发生可控大变形,从而提升飞机的综合性能。

本发明的优点或有益效果包括:

·采用综合传感网络,实现对多物理场的感知;

·使用综合的、智能的控制,能够实现基于模型和数据的实时控制,并且该控制系统具有自我学习、自我进化的能力;

·利用静气动弹性效应,利用正反馈从空气中获取能量,实现变形控制的杠杆效应,减小变形所需的功率需求。

根据本发明的一个方面,提供了一种采用了基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术的飞行器,其特征在于包括:

机身,

机翼,

机翼内侧前缘变形执行模块,

机翼内侧后缘变形执行模块,

机翼外侧前缘变形执行模块,

机翼外侧后缘变形执行模块,

水平安定面,

水平安定面后缘变形执行模块,

机翼变形监测展向阵列,

位于机鼻的远前方物理场监测探头,用于对沿飞机飞行方向v的前方一定范围的大气进行观测,包括对速度场、温度场、密度场、压强场和噪声场的观测,

位于机翼整流罩前部的近物理场监测探头,

位于机身的综合监测探头阵列,

位于机翼整流罩后部的近物理场监测探头,

位于水平安定面的近物理场监测探头,

后物理场监测探头,

关键部位监测探头,

机翼翼盒,

位于翼盒上的多个关键部位监测探头阵列,用于对以上各自所在部位的机翼翼盒的变形和受力情况进行监测,包括对位移、支反力、应力、应变进行监测,

控制部分,

其中:

机翼外侧前缘变形执行模块包括:

安装在翼盒前梁上的变形前缘驱动器,用于提供驱动力和运动输入,

变形前缘结构,包括多个通过自身弯曲变形传递力和运动的梁部件,

变形前缘内部变形监测探头,用于监测机翼外侧前缘变形执行模块的内部结构变形,

变形前缘蒙皮,其中变形前缘结构将变形前缘驱动器生成的力和位移通过自身结构的弯曲变形传递给变形前缘蒙皮,

机翼外侧后缘变形执行模块包括:

安装在翼盒后梁上的变形后缘驱动器,

变形后缘结构,包括多个通过自身弯曲变形传递力和运动的梁部件,

变形后缘内部变形监测探头,用于监测变形后缘的内部结构变形,

变形后缘蒙皮,其中变形后缘结构将变形后缘驱动器生成的力和位移通过自身结构的弯曲变形传递给变形后缘蒙皮,以改变变形后缘蒙皮的形状,

控制部分包括:

目标输入模块,

综合传感模块,

控制指令模块,

变形执行模块

气动力模块,

其中:

目标输入模块得到预先设定,以描述飞行器需要达到的控制目标与相关约束,包括预定的最优控制目标与约束,

综合传感模块包括内部典型控制点监测部分、外场监测部分、数据综合部分、变形模块的形状监测部分和机翼形状监测部分,

控制指令模块包括:生成变形形状要求输入的最优可行变形形状求解部分、生成外环控制指令的外环反馈控制器、生成内环控制指令的内环反馈控制器,

变形执行模块包括:变形驱动器和变形部件的主动变形部分,其中:

在首先进行了人为输入最优控制目标与约束后,控制部分自动采集内部典型控制点监测部分和外部流场的外场监测部分得到的数据,并经过数据综合部分处理后,由最优可行变形形状求解部分进行最优可行变形形状求解,得到变形形状要求输入,后者被输入外环反馈控制器,

外环反馈控制器通过分析、比对变形形状要求输入和由机翼形状监测部分监测得到的外环形状反馈,生成外环控制指令,所生成的外环控制指令输入给内环反馈控制器,

内环反馈控制器,通过分析外环控制指令和内环形状反馈,生成内环控制指令,该内环控制指令用于直接驱动变形驱动器,

在变形驱动器的驱动下,变形执行模块实现变形部件主动变形,

变形模块的形状监测部分对变形部件主动变形部分进行监测,并将得到的变形模块的变形作为内环形状反馈输入内环反馈控制器,

变形部件主动变形部分产生的气动力,即作用在变形模块上的驱动力,作用在机翼上,使机翼产生机翼部件被动变形,

机翼部件被动变形,作为通过静气动弹性形状反馈,对变形执行模块产生由静气动弹性效应引起的气动力干扰,

机翼部件被动变形通过机翼形状监测实现外环形状反馈。

附图说明

图1为根据本发明的一个实施例的采用了基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术的飞行器轴测示意图。

图2为根据本发明的一个实施例的采用了基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术的飞行器的机翼部件内部结构俯视图。

图3为根据本发明的一个实施例的采用了基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术的飞行器的机翼的截面a-a示意图。

图4为根据本发明的一个实施例的采用了基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术的机翼的截面a-a的一个变形结构实现方式示意图。

图5为根据本发明的一个实施例的采用了基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术的探测器探测视野示意图。

图6为根据本发明的一个实施例的采用了基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术的机翼表面分布式测量探头阵列示意图。

图7为根据本发明的一个实施例的采用了基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术的系统控制流程图。

附图标记说明:

1.机身,2.机翼,3.机翼内侧前缘变形执行模块,4.机翼内侧后缘变形执行模块,5.机翼外侧前缘变形执行模块,6.机翼外侧后缘变形执行模块,7.水平安定面,8.水平安定面后缘变形执行模块,9.机翼变形监测展向阵列,10.位于机鼻的远前方物理场监测探头,11.位于机翼整流罩前部的近物理场监测探头,12.位于机身的综合监测探头阵列,13.位于机翼整流罩后部的近物理场监测探头,14.位于水平安定面的近物理场监测探头,15.后物理场监测探头,16.关键部位监测探头,17.机翼翼盒,18.位于翼盒的关键部位监测一号探头阵列,19.位于翼盒的关键部位监测二号探头阵列,20.位于翼盒的关键部位监测三号探头阵列,21.位于翼盒的关键部位监测四号探头阵列,22.机翼变形监测展向阵列(下表面),23.翼盒前梁,24.翼盒后梁,25.上表面变形蒙皮,26.上表面变形蒙皮驱动器,27.下表面变形蒙皮,28.下表面变形蒙皮驱动器,29.变形前缘驱动器,30.变形前缘机构/结构,31.变形前缘内部变形监测探头,32.变形前缘蒙皮,33.变形后缘驱动器,34.变形后缘机构/结构,35.变形后缘内部变形监测探头,36.变形后缘蒙皮,37.位于机鼻的远前方物理场监测探头的探测视野,38.位于机翼整流罩前部的近物理场监测探头的探测视野,39.位于机身的综合监测探头阵列的探测视野,40.位于机翼整流罩后部的近物理场监测探头的探测视野,41.位于水平安定面的近物理场监测探头的探测视野,42.后物理场监测探头的探测视野,43.机翼表面分布式监测探头阵列,44.目标输入,45.综合传感模块,46.控制指令模块,47.变形执行模块,48.气动力,49.内环控制指令,50.静气动弹性形状反馈,51.常规箭头,52.内部典型控制点监测,53.外场监测,54.数据综合,55.最优控制目标与约束,56.最优可行变型形状求解,57.外环反馈控制器,58.内环反馈控制器,59.变形驱动器,60.变形部件主动变形,61.变形模块的形状监测,62.作用在变形模块上产生的驱动力,63.机翼部件被动变形,64.静气动弹性效应引起的气动力干扰,65.机翼形状监测,66.变形形状要求输入,67.外环控制指令,68.内环控制指令,69.内环形状反馈,70.外环形状反馈,71.静气动弹性形状反馈。

具体实施方式

本发明涉及一种基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制方法和采用了该方法的飞行器,主要涉及气动弹性载荷与结构弹性变形之间的“响应”,利用静气动弹性响应实现升力面(主要指机翼)的可控变形。

本发明的基本构思是:采用飞行器变体技术与综合传感、智能控制技术的综合与集成,通过飞行器的静气动弹性效应的正反馈实现飞行器主要部件的可控变形。

根据本发明的基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制方法采用模块化设计,包括:变形执行模块,综合传感模块和控制指令模块。以下具体说明该变形执行模块,综合传感模块和控制指令模块。

变形执行模块包括一种独立的、可升级、可更换的部件,即一种基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术的变形执行部件。该变形执行部件包括可变形的机构、可变形的结构、以及相应的驱动部件组成。该变形执行模块通常安装在流场、声场、电磁场对几何变化较为敏感的位置,比如:前缘、后缘、机翼上下表面蒙皮位置、翼尖位置、发动机的尾喷管、发动机的整流罩、发动机的进气道、飞行器的机头鼻锥位置等。

根据本发明的一个实施例,可变形的机构和/或结构可以采用铰链式传统机械式传动,也可以采用先进柔性机构和/或柔顺机构传动,也可以采用智能材料直接驱动变形的方式。其中的智能材料直接驱动变形的方式,主要包括压电类驱动器类、形状记忆合金驱动器类、形状记忆聚合物驱动器类、人造肌肉驱动器类和其他智能材料驱动器。除此之外,也可以采用传统的机载电源供电的电动伺服电机驱动、机载液压系统供能的液压伺服舵机驱动等方式。在选择驱动方式时,应当考虑该形状主动控制技术应用对象的特性,选择与特定飞行器相匹配的,具有合适带宽和驱动能力的变形执行模块。

综合传感模块按照监测的对象可以分为两大类:内环的综合传感系统和外环的综合传感系统。内环的综合传感系统的监测对象为变形执行模块,外环的综合传感系统的监测对象为受到静气动弹性效应而被动产生变形的部件。

内环的综合传感系统的监测对象为变形执行模块,包括变形执行模块的形状监测、变形执行模块内的典型控制点状态监测和隶属于变形执行模块的驱动器典型参数监测。其中对变形执行模块的形状监测可以采用机载视频测量、变形干涉仪、激光雷达、光纤应变传感器等方式。典型控制点监测对象包括对典型控制点的位移、应力和应变的监测。驱动器的典型参数监测对象包括驱动器的功率、驱动器的位移、驱动器的力反馈等。

外环的综合传感系统的监测对象为受到静气动弹性效应而被动产生变形的部件。例如对于被动变形部件为机翼的情况,包括机翼形状的监测、机翼内部典型控制点的监测和外部物理场的监测。

其中,对机翼的形状监测方式与前述的对变形执行模块的形状监测类似,可以采用诸如机载视频测量、变形干涉仪、激光雷达和光纤应变传感器等方式。对机翼内部典型控制点状态的监测,包括对典型控制点处的位移、支反力、应力和应变等的监测。

所述的外部物理场监测,包括远前方流场监测、近场流场监测、后场流场监测、表面监测和典型部位载荷监测。其中对远前方流场监测,是指对飞行器在惯性空间运动时,下一时刻会经过的空间的、距离较远的流场的监测,具体监测内容为速度场、温度场和密度场等。近场流场监测,是指对距离若干特征尺度距离之内的空间的监测,包括速度场、温度场、密度场、压强场、噪声场和电磁场的监测。后场监测是对于受到飞行器扰动后的流场的监测,包括速度场、温度场和密度场等。表面监测是指对于部件表面参数的监测,包括表面压强监测、表面剪应力监测等。

控制指令模块分为实时控制解算和非实时控制解算。实时控制解算用于基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术的实时控制律生成,可以采用人工智能方法、经典模型解算等算法,通过机载高性能计算机、云通讯技术下的云计算和量子计算实现实时控制解算。其中人工智能方法可以采用如神经网络、深度学习、机器学习、进化计算、遗传算法、类神经网络、模糊控制、专家系统、贝叶斯控制器等人工智能决策与控制方式。非实时解算用于样本数据采集、生成、学习与控制律的校验。比如,可以采用包括结构有限元分析、计算流体力学仿真、计算声场仿真、计算电磁场仿真等数值仿真的方式生成样本数据,采用基于飞行测试等方式采集数据。控制指令非实时控制解算部分基于以上生成、采集的数据,非实时地生成控制律,用于实时控制解算模型的训练与校验。

以下结合附图说明本发明的实施例。

图1为根据本发明的一个实施例的采用了基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术的飞行器,其包括:机身1,机翼2,机翼内侧前缘变形执行模块3,机翼内侧后缘变形执行模块4,机翼外侧前缘变形执行模块5,机翼外侧后缘变形执行模块6,水平安定面7,水平安定面后缘变形执行模块8,机翼变形监测展向阵列9,位于机鼻的远前方物理场监测探头10,位于机翼整流罩前部的近物理场监测探头11,位于机身的综合监测探头阵列12,位于机翼整流罩后部的近物理场监测探头13,位于水平安定面的近物理场监测探头14,后物理场监测探头15,关键部位监测探头16。

箭头v所指方向为飞机飞行方向,机身1包括用于装载货物或者人员的舱体,机翼2是飞机升力的主要来源,其中机翼2的前缘和后缘对气动特性影响较大;水平安定面7也对气动特性有一定的影响。为了能够利用静气动弹性效应实现主动地控制作用在机翼上的气动力,机翼2的前缘和后缘上分别安装了变形执行模块,分别为:机翼内侧前缘执行模块3,机翼内侧后缘变形执行模块4,机翼外侧前缘变形执行模块5,机翼外侧后缘变形执行模块6。在该实施例中,水平安定面7的后缘也安装了水平安定面后缘变形执行模块8。

在飞行中,由于飞行高度变化引起的温度场的变化、密度场的变化,以及大气运动带来的气流扰动,会影响飞机的性能,飞机需要有能力主动地监测这些外界的变化。

位于机头的远前方物理场探头10可以用于对飞机飞行方向v一定范围的大气进行观测,监测范围包括速度场、温度场和密度场等。位于机翼整流罩前部的近物理场监测探头11、位于机翼整流罩后部的近物理场监测探头13、位于水平安定面的近物理场监测探头14和位于机身的综合监测探头阵列12实现对飞机近物理场的监测,监测范围包括但不仅限速度场、温度场、密度场、压强场和噪声场等。

物理场受到飞机的形状的扰动之后的演化过程包含着很多有用的信息,后物理场监测探头15位于机身1的尾部,用于对后物理场进行监测。监测内容包括但不限于速度场、温度场、密度场等。

基于飞行器静气动弹性效应的主动控制,是通过综合传感模块感知物理场的变化,位于气动面上变形执行模块产生主动可控小变形,通过静气动弹性效应的正反馈放大作用,使气动面发生可控大变形,从而提升飞机的综合性能。

上述的气动面,在如图1所示的实例中表现为在机翼2和水平安定面7。上述的变形执行模块,在该实例中表现为机翼内侧前缘变形执行模块3,机翼内侧后缘变形执行模块4,机翼外侧前缘变形执行模块5,机翼外侧后缘变形执行模块6,水平安定面后缘变形执行模块8。

在该实例中,机翼2的静气动弹性主动控制变形通过非接触式的位于机身的综合监测探头阵列12和接触式的机翼变形监测展向阵列9进行检测。其中,位于机身的综合监测探头阵列12采用机载视频监测头、变形干涉仪、激光雷达等各种非接触的方式对机翼变形进行监测;机翼变形监测展向阵列9采用如光纤应变变形传感器、应变阵列等方式对机翼变形进行监测。

图2为根据本发明的一个实施例的采用了基于飞行器静气动弹性形状效应的主动控制技术的飞行器的机翼部件,其包括:机翼翼盒17,位于翼盒的关键部位监测一号探头阵列18,位于翼盒的关键部位监测二号探头阵列19,位于翼盒的关键部位监测三号探头阵列20,位于翼盒的关键部位监测四号探头阵列21。机翼2是一个具有一定柔度的部件,在受到外部气动力的作用下,机翼2会发生显著变形。机翼2的主要传递和承受外力的部件为机翼翼盒17。为了能够监测作为主要承力部件的机翼翼盒17上的变形和受力情况,在机翼翼盒17上设置有若干探测点。例如在该实施例中,机翼翼盒17上安装有位于翼盒的关键部位监测一号探头阵列18,位于翼盒的关键部位监测二号探头阵列19,位于翼盒的关键部位监测三号探头阵列20,位于翼盒的关键部位监测四号探头阵列21,用于对以上各阵列的所处部位的位移、支反力、应力、应变进行监测。

图3为图2的采用了基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术的飞行器的一种机翼实施例的截面a-a的截面图,其中所示的机翼部件包括:下表面机翼变形监测展向阵列22,翼盒前梁23,翼盒后梁24,上表面变形蒙皮25,上表面变形蒙皮驱动器26,下表面变形蒙皮27,下表面变形蒙皮驱动器28。

图4为图3所示实施例的变形执行模块的一个实施例,其包括:变形前缘驱动器29,变形前缘机构/结构30,变形前缘内部变形监测探头,变形前缘蒙皮32,变形后缘驱动器33,变形后缘机构/结构34,变形后缘内部变形监测探头35,变形后缘蒙皮36。

如图3和图4所示,变形执行模块安装在流场、声场、和/或电磁场等物理场对几何变化较为敏感的位置。在本例中,安装有机翼外侧前缘变形执行模块5、机翼外侧后缘变形执行模块6、机翼的上表面变形蒙皮25和机翼的下表面变形蒙皮27。上表面变形蒙皮25通过上表面变形蒙皮驱动器26驱动,用于实现上表面蒙皮25的主动控制变形;下表面变形蒙皮27通过下表面变形蒙皮驱动器28驱动,用于实现下表面变形蒙皮27的主动控制变形。机翼外侧前缘变形执行模块5安装翼盒前梁23上,与机翼翼盒17连接;机翼外侧后缘变形执行模块6安装在翼盒后梁24上,与机翼翼盒17连接。

变形执行模块可以有多种实现方式,图4展现了一种基于柔顺机构的机翼外侧前缘变形执行模块5和机翼外侧后缘变形执行模块6。柔顺机构,也称之为柔性机构,是一种通过结构的弯曲柔性变形来传递力和运动的机构,具有结构轻、无间隙、免润滑、能量传递效率高等特点。例如,机翼外侧前缘变形执行模块5包括变形前缘驱动器29、变形前缘机构/结构30,变形前缘内部变形监测探头31,变形前缘蒙皮32。变形前缘驱动器29安装在翼盒前梁23上,提供驱动力和运动的输入。基于柔顺机构的变形前缘机构/结构30是一系列通过自身弯曲变形传递力和运动的梁部件组合而成的,为了克服柔顺机构精确变形的困难,每一个梁部件的组合点上安装有变形前缘内部变形监测探头31,用于监测机翼外侧前缘变形执行模块5的内部结构变形。变形前缘机构/结构30将变形前缘驱动器29生成的力和位移通过自身结构的弯曲变形的方式传递给变形前缘蒙皮32。类似的,机翼外侧后缘变形执行模块6可以在变形后缘驱动器33的驱动下,通过变形后缘机构/结构34驱动变形后缘蒙皮36的形状。

图5显示了根据本发明的一个实施例的采用了基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术的探测器探测视野,包括:位于机鼻的远前方物理场监测探头的探测视野37,位于机翼整流罩前部的近物理场监测探头的探测视野38,位于机身的综合监测探头阵列的探测视野39,位于机翼整流罩后部的近物理场监测探头的探测视野40,位于水平安定面的近物理场监测探头的探测视野41,后物理场监测探头的探测视野42。这些探测器是综合传感模块的重要组成部分,用于本系统对外部物理场的变化和自身变形的感知与监测。

图6为根据本发明的一个实施例的采用了基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术的飞机的机翼表面分布式测量探头阵列示意图,其特征在于包括:机翼表面分布式监测探头阵列43。相较于图5的非接触式探测,图6采用的是接触式探测。通过分布在机翼表面分布式监测探头阵列43,实现对机翼上下表面的温度、压强、剪应力分布进行探测。

图7为根据本发明的一个实施例的采用了基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术的系统控制流程图。

如图7所示,包括目标输入44,综合传感模块45,控制指令模块46,变形执行模块47和气动力48。其中,目标输入44是需要人为设定的,描述的是该采用了基于飞行器气动弹性形状的形状主动控制技术的实例需要达到的控制目标与相关约束。在该实例中,表现为人为定义的最优控制目标与约束55。综合传感模块45包括内部典型控制点监测52、外场监测53、数据综合54、变形模块的形状监测61和机翼形状监测65。控制指令模块46包括:生成变形形状要求输入66的最优可行变形形状求解56、生成外环控制指令67的外环反馈控制器57、生成内环控制指令68的内环反馈控制器58。变形执行模块47包括:变形驱动器59和变形部件的主动变形60。

如图7所示,采用了基于飞行器静气动弹性效应的形状主动控制技术的系统,在首先进行了人为输入最优控制目标与约束55后,系统会自动采集内部典型控制点监测52和外部流场的外场监测53得到的数据,并经过数据综合54处理后,输入给系统,系统自动进行最优可行变形形状求解56,并得到变形形状要求输入66,后者被输入外环反馈控制器57。在实现静气动弹性形状主动控制的过程中,存在内环形状反馈69和外环形状反馈70。外环反馈控制器57通过分析、比对变形形状要求输入66和外环形状反馈70,生成外环控制指令67。其中的外环形状反馈70是由机翼形状监测65监测得到。所生成的外环控制指令67输入给内环反馈控制器58,内环反馈控制器58在分析外环控制指令67和内环形状反馈69后,生成内环控制指令68,该内环控制指令68直接驱动变形驱动器59。在变形驱动器59的驱动下,变形执行模块47实现变形部件主动变形60。变形模块的形状监测61会对变形部件主动变形60进行监测,并将得到的变形模块的变形作为内环形状反馈69输入内环反馈控制器58。同时,变形部件主动变形60产生的气动力——也即图7中的作用在变形模块上产生的驱动力62——会作用在机翼2上,使机翼2产生机翼部件被动变形63,该机翼部件被动变形63会通过静气动弹性形状反馈71,对变形执行模块产生由静气动弹性效应引起的气动力干扰64。机翼部件被动变形63通过机翼形状监测65实现外环形状反馈70。

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