發(fā)布時(shí)間：2024-02-21 19:02

　　大飛機(jī)的研制對(duì)風(fēng)洞流場(chǎng)馬赫數(shù)精度提出了更高的要求,帶有姿態(tài)角補(bǔ)償?shù)哪Ｐ皖A(yù)測(cè)控制器有效地提高了馬赫數(shù)的精度。然而,由于很難準(zhǔn)確獲取所有吹風(fēng)工況的姿態(tài)角補(bǔ)償模型,導(dǎo)致部分新工況控制效果不佳,影響了馬赫數(shù)的精度。因此,提出一種基于迭代學(xué)習(xí)的獲取姿態(tài)角補(bǔ)償模型的方法。在已有的姿態(tài)角補(bǔ)償模型基礎(chǔ)上,根據(jù)實(shí)際的吹風(fēng)試驗(yàn)數(shù)據(jù),對(duì)姿態(tài)角補(bǔ)償模型進(jìn)行修正。經(jīng)過(guò)多次吹風(fēng)結(jié)果逐步提高補(bǔ)償模型的精度,提升變姿態(tài)角過(guò)程中流場(chǎng)控制器抵抗擾動(dòng)的能力,達(dá)到提高馬赫數(shù)精度的目的。

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【部分圖文】：

圖4對(duì)姿態(tài)角補(bǔ)償模型修正1次得到的控制效果Fig.4Thecontroleffectwithattackanglecompensationmodelcorrectedonce

表1中，工況一為已有姿態(tài)角補(bǔ)償模型，工況二的補(bǔ)償模型通過(guò)若干車(chē)次吹風(fēng)數(shù)據(jù)，對(duì)工況一的補(bǔ)償模型進(jìn)行迭代修正獲得。直接采用工況一的補(bǔ)償模型進(jìn)行工況二的吹風(fēng)試驗(yàn)。控制結(jié)果，如圖3所示。圖3未修正姿態(tài)角補(bǔ)償模型的控制效果Fig.3Controleffectwithuncorrecteda....

圖3未修正姿態(tài)角補(bǔ)償模型的控制效果Fig.3Controleffectwithuncorrectedattackanglecompensationmodel

ツＰ停?⒋嬡朧?菘庵校?員愫笮??邢嗤?た?吹風(fēng)試驗(yàn)時(shí)使用。4仿真實(shí)驗(yàn)為驗(yàn)證上述對(duì)姿態(tài)角補(bǔ)償模型進(jìn)行迭代修正方法的控制效果，對(duì)某型號(hào)的大飛機(jī)進(jìn)行了吹風(fēng)試驗(yàn)，試驗(yàn)工況見(jiàn)表1。表1試驗(yàn)工況Tab.1Thetestconditions總壓(kPa)馬赫數(shù)飛行器模型工況一1680.825....

圖1某風(fēng)洞輪廓圖Fig.1Theschematicofawindtunnel

·110·控制工程第27卷數(shù)的精確控制。2基于姿態(tài)角補(bǔ)償?shù)娘L(fēng)洞流場(chǎng)控制器2.1風(fēng)洞流場(chǎng)控制器結(jié)構(gòu)國(guó)內(nèi)某2.4m風(fēng)洞氣動(dòng)結(jié)構(gòu)，如圖1所示。圖1某風(fēng)洞輪廓圖Fig.1Theschematicofawindtunnel洞體由擴(kuò)散段、穩(wěn)定段、試驗(yàn)段、柵指段、主排氣段、主引射器段組成[3]....

圖2風(fēng)洞流場(chǎng)控制系統(tǒng)的簡(jiǎn)化結(jié)構(gòu)Fig.2windtunnelcontrolsystemstructure

行器模型的試驗(yàn)段。最后氣流分為兩路，一路經(jīng)主排氣閥排出洞體，另一路繼續(xù)在洞體中，被主引射器加速后，循環(huán)形成環(huán)流繼續(xù)在洞體中流動(dòng)。表示試驗(yàn)段風(fēng)速的馬赫數(shù)不能直接測(cè)量。在空氣動(dòng)力學(xué)中，根據(jù)穩(wěn)定段總壓和試驗(yàn)段靜壓，可計(jì)算得到馬赫數(shù)。在進(jìn)行風(fēng)洞試驗(yàn)時(shí)，可通過(guò)主調(diào)壓閥、主排氣閥和柵指來(lái)調(diào)節(jié)....

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