基于系统辨识的自适应变形机翼控制系统设计

针对固定翼飞行器无法在复杂多变飞行环境中始终处于最优气动构型的缺陷,提出能够根据飞行环境参数自适应变形的机翼设计理念。设计了一款通过刚性翼盒偏转实现变形功能的机翼,通过面元法耦合XFOIL黏性修正器进行气动模型仿真计算,对该机翼的气动特性进行分析;并在此基础上设计变形机翼舵机风洞试验平台,搭建测试采集系统,对航模舵机驱动变形的气动伺服系统进行低速风洞试验,通过子空间辨识法获得了气动伺服系统的数学模型,并通过比例积分微分(PID)控制结合Smith预估控制算法的方式进行舵机补偿控制。最后根据得到的变形机翼气动数据和舵机频响特性,以优化气动性能为目标设计了一款基于舵机补偿的自适应变形机翼反馈控制系统,可以实现在复杂环境中的舵机补偿和自适应变形,对后续变形机翼的设计提供了参考。

刚性变弯度机翼设计及低速风洞试验研究

飞行器机翼变弯度技术可以实时调整机翼弯度来提高飞行效率,以适应复杂多变的任务环境,被认为是未来航空技术研究方向之一。考虑到当前技术成熟度和可靠性,设计了一款由四段刚性翼盒构成的变弯度机翼。变弯度机翼具有结构复杂,难以精确建模的特点,在初步设计阶段需要结合仿真计算和风洞试验开展研究。首先通过气动力计算软件XFOIL对刚性变弯度机翼进行仿真计算。然后设计变弯度机翼风洞试验平台,搭建测试采集系统,对刚性变弯度机翼进行低速风洞试验。仿真计算结果和风洞试验结果表明提出的刚性变弯度机翼作为变弯度机翼的一种设计方案,结构简单可靠且变形效果显著,在增升减阻,保证高升阻比和提供机翼配平力矩等方面具有优势。该方法设计的变形机翼风洞试验平台结构可靠,容易操作,其试验值和仿真计算值平均相对误差小于15%,能正确反映转角变化对刚性变弯度机翼气动力的影响,为设计方法的发展和未来实际飞行器的设计提供验证手段。