本发明涉及航空航天，具体涉及一种适用于大柔性飞机的阵风载荷减缓方法。
背景技术：
1、随着复合材料和飞机设计技术的发展，大展弦比大柔性飞机逐渐得到广泛应用。大柔性飞机刚度低，弹性效应显著。通常情况下大柔性飞机具有较低的结构重量和较高的升阻比，在飞行过程中受到扰动后会影响飞机的刚体运动并引起结构的弹性振动，影响飞机的飞行性能和飞行安全。强烈的阵风和湍流会给大柔性飞机带来不可忽视的附加气动力和气动力矩，缩短飞机结构的疲劳寿命。因此对大柔性飞机进行阵风减缓分析对保障飞行性能和飞行安全具有重要意义。
2、以往的飞机阵风减缓方案大多是基于小变形假设的线性方法，并不适用于具有几何非线性大变形特征的大柔性飞机的阵风载荷减缓。公开号为cn107765698a的中国发明专利申请公开了一种大型飞机垂直阵风载荷的减缓控制方法，但是没有考虑大变形引起的非线性效应，仅为线性的阵风减缓方法。
技术实现思路
1、鉴于上述问题，本发明提供了一种适用于大柔性飞机的阵风载荷减缓方法，解决了现有技术中难以考虑大展弦比柔性飞行器机翼较大的变形导致的气动外形改变及结构刚度变化的技术问题。
2、本发明提供了一种适用于大柔性飞机的阵风载荷减缓方法，包括以下步骤：
3、步骤s1、在大柔性飞机上设置飞行参数传感器；在大柔性飞机的机翼上设置光纤应变传感器；由光纤应变传感器测量得到局部结构应变获取机翼的局部曲率；
4、步骤s2、建立内环控制回路，所述内环控制回路基于所述机翼的局部曲率进行反馈调整，确定内环舵面控制调整量；通过对最小化性能指标进行优化，确定所述反馈调整的参数；
5、步骤s3、建立外环控制回路，所述外环控制回路基于所述飞行参数传感器的测量值进行跟踪补偿，确定外环舵面控制调整量；
6、步骤s4、将所述内环控制回路和外环控制回路结合，建立对大柔性飞机的阵风减缓控制模型，确定最终的阵风减缓舵面控制调整量；
7、步骤s5、基于所述阵风减缓舵面控制调整量对大柔性飞机舵面进行控制，完成阵风载荷减缓。
8、优选地，所述步骤s1中：所述飞行参数传感器包括角度、高度和速度传感器；所述光纤应变传感器设置在机翼的上表面或下表面，以网格或线性方式布置，所述光纤应变传感器的数量由检测区域的大小确定。
9、优选地，所述步骤s1中，由光纤应变传感器测量得到局部结构应变获取机翼的局部曲率的计算表达式为：
10、e11＝-x2(k3-k3)+x3(k2-k2)
11、
12、e22＝e33＝e23＝e32＝0
13、其中，eij为green应变张量，i和j分别为坐标轴的索引，i和j的取值范围均为{1，2，3}，x2、x3分别为各应变传感器在梁截面局部坐标系中的y轴和z轴的坐标，k1,k2,k3为传感器测点处的曲率，k1,k2,k3为传感器测点处的初始曲率，若梁的初始状态均保持直梁，则k1＝k2＝k3＝0。
14、优选地，步骤s2具体包括：
15、步骤s2-1、建立描述状态向量、内环控制信号和测量输出之间关系的线性模型，所述测量输出为所述机翼的局部曲率；
16、步骤s2-2、通过线性二次稳压器方法对所述线性模型进行优化，获取反馈增益参数；
17、步骤s2-3、基于所述反馈增益参数，确定内环控制信号，作为内环舵面控制调整量。
18、优选地，步骤s2-1具体包括：
19、建立如下的线性化模型：
20、
21、y＝cx
22、其中，为状态向量的导数，x为状态向量，ui为内环控制信号，y为测量输出，a为状态矩阵，b为输入矩阵，c为输出矩阵；
23、内环控制信号表达式为：
24、ui＝-ky
25、其中k为反馈增益矩阵，最终的内环闭环系统表示为：
26、
27、其中，ac＝a-bkc表示闭环状态矩阵。
28、优选地，步骤s2-2具体包括：
29、通过迭代求解以下lyapunov方程，得到lqr问题中p的值：
30、
31、其中，r是正定控制权重矩阵，q是正半定态权重矩阵，x＝x(0)tx(0)，x(0)为状态向量x的初值，p为表示状态反馈权重的正定矩阵，s为拉格朗日乘子；反馈增益矩阵为k＝r-1btpsct(csct)-1；
32、由p的值计算性能指数j：
33、
34、其中，tr(·)表示矩阵的迹；
35、最终通过最小化性能指数j来计算反馈增益矩阵k。
36、优选地，步骤s3具体包括：
37、步骤s3-1、建立描述跟踪误差和外环控制信号之间关系的补偿器模型；
38、步骤s3-2、利用所述补偿器模型，由所述跟踪误差确定外环控制信号；所述跟踪误差由所述飞行参数传感器的测量值确定。
39、优选地，步骤s3-1具体包括：
40、外环控制回路的参考输入表达式为：
41、zt＝hax
42、其中zt是包含要跟踪的变量的向量，ha表示反馈变量的选择器；外环控制回路的补偿器表达式为：
43、
44、uv＝dwc+jce
45、其中，wc是补偿器的状态，f、g、d和jc是补偿器结构矩阵，e为跟踪误差，uv为外环控制回路输出的控制信号，跟踪误差e的计算方式为：
46、e＝r-zt
47、其中r是包含要跟踪的引用的向量。
48、优选地，将外环控制回路和内环控制回路的控制信号相叠加，得到最终的阵风减缓控制信号u，并将最终的阵风减缓控制模型表示为增广形式表达式：
49、
50、阵风减缓控制信号u的表达式为：
51、
52、其中，i为单位阵。
53、与现有技术相比，本发明至少具有如下有益效果：
54、(1)本发明充分考虑了大柔性飞机的机翼大变形，通过变形识别和控制将机翼控制在小变形范围内，再进行线性的阵风减缓；与常规阵风减缓方法相比，本发明具有更广泛的应用范围，对于大展弦比大柔性飞机的阵风载荷减缓有重要意义。
55、(2)本发明提供的方法不仅在设计阶段能用于大柔性飞行器的阵风载荷减缓分析，试验测试和在控制律设计中也能发挥重要作用。
1.一种适用于大柔性飞机的阵风载荷减缓方法，其特征在于，包括以下步骤：
2.根据权利要求1所述的适用于大柔性飞机的阵风载荷减缓方法，其特征在于，所述步骤s1中：
3.根据权利要求2所述的适用于大柔性飞机的阵风载荷减缓方法，其特征在于，所述步骤s1中，由光纤应变传感器测量得到局部结构应变获取机翼的局部曲率的计算表达式为：
4.根据权利要求3所述的适用于大柔性飞机的阵风载荷减缓方法，其特征在于，步骤s2具体包括：
5.根据权利要求4所述的适用于大柔性飞机的阵风载荷减缓方法，其特征在于，步骤s2-1具体包括：
6.根据权利要求5所述的适用于大柔性飞机的阵风载荷减缓方法，其特征在于，步骤s2-2具体包括：
7.根据权利要求1-6中任一项所述的适用于大柔性飞机的阵风载荷减缓方法，其特征在于，步骤s3具体包括：
8.根据权利要求7所述的适用于大柔性飞机的阵风载荷减缓方法，其特征在于，步骤s3-1具体包括：
9.根据权利要求8所述的适用于大柔性飞机的阵风载荷减缓方法，其特征在于，步骤s4具体包括：
