本发明支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法属于振动主动控制领域，涉及一种应用于飞行器模型风洞试验的基于压电陶瓷作动器的支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法。该方法通过布置在飞行器模型质心上的俯仰和偏航加速度传感器测量飞行器模型主振动加速度的两个分量，求取飞行器模型主振动矢量并确定支杆实时振动平面。引入惯性力求解多维振动减振器主动截面上所受动态弯矩，进而获取主动截面上应力分布，并根据主动截面上压电陶瓷作动器所受应力实时解算振动控制力。该方法采用多维振动主动控制系统，提高了风洞模型振动主动控制系统稳定性和可靠性，延长了压电陶瓷作动器使用寿命，进而保证了风洞试验数据质量及风洞试验安全性。
1.一种支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法，其特征是，该方法采用振动主动控制方法，通过布置在飞行器模型质心上的俯仰和偏航加速度传感器测量飞行器模型主振动加速度的两个分量，求取飞行器模型主振动矢量并确定支杆实时振动平面，引入惯性力求解多维振动减振器主动截面上所受动态弯矩，进而获取主动截面上应力分布，通过实时振动平面空间位置关系确定多维振动减振器中参与工作的压电陶瓷作动器序号，并根据主动截面上压电陶瓷作动器所受应力实时解算振动控制力，进而产生反向弯矩抵抗飞行器模型振动过程中产生的动态弯矩，该方法采用基于压电陶瓷作动器的多维振动主动控制系统，最终达到对多维振动进行控制；多维振动控制方法的具体步骤如下：步骤1，建立飞行器模型支撑系统绝对坐标系
在飞行器尾撑支杆(4)上建立绝对坐标系OXYZ(E)，其原点建立在平衡位置时主动截面(F)与飞行器尾撑支杆(4)轴线的交点上，定义为O；X坐标轴的方向与平衡位置时飞行器尾撑支杆(4)轴线重合并指向飞行器模型(5)，Y坐标轴的方向为主动截面(F)与俯仰平面的交线指向上方；Z坐标轴由右手法则确定；在飞行器模型(5)上建立振动测量坐标系OAXAYAZA(A)，其原点建立在平衡位置时飞行器模型(5)的质心与X坐标轴的交点上，定义为OA；XA坐标轴的方向与OXYZ(E)坐标系X坐标轴方向重合，YA坐标轴与Y坐标轴平行指向上方；ZA坐标轴由右手法则确定；
步骤2，实时获取主振动加速度在俯仰平面和偏航平面内分量
利用飞行器模型(5)质心处的俯仰加速度传感器(6)和偏航加速度传感器(7)分别测量主振动在互相垂直的俯仰平面和偏航平面内的加速度反馈给由上位机(9)控制的实时控制器(8)，在每个振动控制循环中采集多个俯仰平面加速度采样值和偏航平面加速度采样值，通过公式(1)、(2)分别计算一个振动控制循环内主振动加速度在俯仰方向与偏航方向上的加速度分量：其中，apith(t)为主振动加速度在俯仰方向上的加速度分量，ayaw(t)为主振动加速度在偏航方向上的加速度分量，apithi(t),ayawi(t)分别为第i个采样时刻飞行器模型(5)在俯仰平面和偏航平面加速度采样值，其中，i＝1,2,…N；N为每一个振动控制循环内加速度采样值个数；
主振动加速度由俯仰方向与偏航方向上的加速度分量合成得到，主振动加速度包括大小和方向，通过公式(3)、(4)实时解算每个振动控制循环内主振动加速度矢量的大小和方向，构建主振动加速度矢量：其中，a(t)为主振动加速度矢量，|a(t)|为主振动加速度矢量a(t)的大小，∠a(t)为主振动加速度矢量a(t)方向；
步骤4，建立飞行器模型实时振动主动控制坐标系并确定支杆实时振动平面；
在主动截面(F)上建立实时振动主动控制坐标系OαXαYαZα(D)，其原点与绝对坐标系OXYZ(E)原点O重合，定义为Oα；Xα坐标轴的方向与绝对坐标系OXYZ(E)的X坐标轴方向重合，Yα坐标轴与主振动加速度矢量a(t)方向重合，Zα坐标轴由右手法则确定，平面XαOαYα为支杆实时振动平面XαOαYα(C)，由于飞行器模型(5)振动的随机性，实时振动主动控制坐标系OαXαYαZα(D)随时间实时变化，支杆实时振动平面XαOαYα(C)随时间实时变化；
步骤5，解算支撑系统实时惯性力和主动截面上应力分布
在支杆实时振动平面XαOαYα(C)上，通过公式(5)实时解算惯性力
其中，meq为支撑系统的等效质量，FI(t)为飞行器模型(5)所受实时惯性力，M(t)为飞行器模型(5)振动过程中主动截面(F)上所受动态弯矩，L为飞行器模型(5)质心到主动截面(F)距离，σ(ya,za,t)为主动截面(F)内距离Xα坐标轴ya长度处所受动态应力， 为主动截面(F)内对Zα坐标轴的实时惯性矩；
步骤6，实时确定参与工作压电陶瓷作动器序号，解算振动控制力
主动截面(F)处多维振动减振器(3)圆周方向上均匀布置多个压电陶瓷作动器(3-1)，均布圆周半径为R，与Z坐标轴重合的压电陶瓷设置为0号压电陶瓷作动器(3-1)，依次逆时针圆周阵列布置1号压电陶瓷作动器(3-1)，2号压电陶瓷作动器(3-1)，…，n号压电陶瓷作动器(3-1)；相邻两个压电陶瓷作动器(3-1)之间的阵列角为 在实时振动主动控制坐标系OαXαYαZα(D)下，Zα坐标轴上方的压电陶瓷作动器(3-1)参与振动控制，参与工作的压电陶瓷作动器(3-1)序号为其中， 和 分别表示 和 的计算值取
α(t)为主振动加速度矢量a(t)与Z轴之间的夹角，进而参与工作压电陶瓷作动器(3-1)中心在实时振动主动控制坐标系OαXαYαZα(D)下的实时坐标可确定为：其中， 为参与工作压电陶瓷作动器(3-1)与Z坐标轴方向的夹角，参与工作压电陶瓷作动器(3-1)在主动截面(F)上所受合力为：其中， 为第nc号参与工作压电陶瓷作动器(3-1)与主动截面(F)的接触面积，第nc号参与工作压电陶瓷作动器(3-1)需要输出的抵抗力为：最后，所有参与工作压电陶瓷作动器(3-1)产生反向弯矩MR(t)抵抗飞行器模型(5)振动过程中产生的动态弯矩M(t)。
2.如权利要求1所述的一种支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法，其特征是，该方法采用多维振动主动控制系统，系统由俯仰加速度传感器(6)、偏航加速度传感器(7)、实时控制器(8)、上位机(9)、压电陶瓷作动器功率放大器组(10)和后置内嵌式多维振动减振器(3)组成；俯仰加速度传感器(6)安装于俯仰平面内飞行器模型(5)质心上，用于测量飞行器模型(5)主振动在俯仰平面内的振动加速度分量，偏航加速度传感器(7)安装于偏航平面内飞行器模型(5)质心上，用于测量飞行器模型(5)主振动在偏航平面内的振动加速度分量，后置内嵌式多维振动减振器(3)包含多个均布的压电陶瓷作动器(3-1)，每个压电陶瓷作动器(3-1)分别通过预紧机构(3-2)预紧，保证压电陶瓷作动器(3-1)动态力可靠输出；后置内嵌式多维振动减振器(3)安装在飞行器尾撑支杆(4)支杆实时振动平面XαOαYα(C)中，实时控制器(8)与上位机(9)连接，上位机(9)用于控制实时控制器(8)和振动控制过程监控；实时控制器(8)与俯仰加速度传感器(6)和偏航加速度传感器(7)连接，实时获取飞行器模型(5)俯仰平面和偏航平面内的振动加速度分量；实时控制器(8)与压电陶瓷作动器功率放大器组(10)相连，压电陶瓷作动器功率放大器组(10)中的多个压电陶瓷作动器功率放大器(10-
1)分别与后置内嵌式多维振动减振器(3)中的多个压电陶瓷作动器(3-1)相连。
支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法
技术领域
[0001] 本发明属于振动主动控制领域，涉及到一种应用于飞行器模型风洞试验的基于压电陶瓷作动器的支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制新方法。
背景技术
[0002] 风洞试验是航空领域中的核心作业装备或部件研制与开发过程中的重要手段，作用不可替代。在全模测量、测压等试验中，飞行器模型通过测力天平与风洞尾撑支杆连接固定在攻角调整机构上，这种支杆尾撑式试验支撑系统是一个典型的悬臂梁系统。随着试验攻角增大，通过飞行器翼型上表面的气体将不再附着翼型表面流过，从翼型表面脱落，翼型前缘后方会产生涡流，对飞行器模型机翼产生随机激励，加之风洞气流本身脉动气压及模型尾迹气流等宽频不稳定气流的扰动，引起的模型支撑系统在俯仰平面、偏航平面及轴线方向上的低阶多维低频大幅振动，尤其是在跨声速情况下振动更为严重。这种振动会造成测量数据品质差、传感器过载、测试包线(攻角等)受限，如果试验不及时停止，甚至会对悬臂梁支撑系统、风洞设备造成破坏，威胁风洞试验的安全性。因此，须要研究切实有效的多维振动控制方法，提高风洞试验的数据质量、测试包线(攻角等)完整性，保证风洞试验的安全顺利进行。
[0003] 一般来说，风洞飞行器模型的振动控制分为被动振动控制方式和主动振动控制方式，被动振动控制方式限于特定大空间模型、特定工况，且相应速度慢，振动控制效果不理想。因此，普适性强、响应速度快、输出功率大的振动主动控制方法是目前最具有研究和实用意义的方法。
[0004] 近年来，在风洞飞行器模型振动主动控制系统研究集中于飞行器模型俯仰方向振动和振动控制尾撑支杆结构研究，南京航空航天大学的孙逸宇、沈星等人发明的专利“一种含柔性铰链可实现振动主动控制的风洞用尾支杆”，专利号为CN 207050948 U，发明了一种使用一个压电陶作动器的含柔性铰链结构的振动主动控制的风洞用尾支杆，该支杆可从结构上实现振动的控制，但振动控制效果有限，并且只能实现俯仰平面内振动控制。哈尔滨工程大学的杨铁军、李新辉等人发明的专利“一种应用于风洞模型振动抑制的主动抑振装置”，专利号为CN 108225714A，发明了一种通过在俯仰和偏航平面分别布置压电陶瓷的方式，控制俯仰和偏航压电陶瓷组件轴向位移，使试验模型分别产生俯仰振动和偏航振动或者二者的耦合振动，实现振动控制。虽然通过对试验模型的俯仰和偏航振动进行解耦控制可以达到一定的振动控制效果，但飞行器模型在风洞试验过程中主要在俯仰方向发生振动，偏航方向飞行器模型振动较小，在偏航方向布置与俯仰方向相同数量的压电陶瓷作动器用于控制相对小很多的偏航方向振动，造成振动控制能力的大量浪费，而且分别对分解在俯仰和偏航平面内振动进行控制，不是对飞行器模型产生的原本主振动进行控制，控制过程中，不同平面内压电陶瓷组件工作时会互相影响，控制系统稳定性和可靠性受到影响。
发明内容
[0005] 本发明要解决的技术难题是克服现有技术缺陷，针对现有单维振动主动控制系统无法有效解决飞行器模型风洞试验过程中产生的多维振动、严重影响试验数据质量、威胁风洞试验安全难题，发明了一种支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法。该方法采用振动主动控制方法，通过布置在飞行器模型质心上的俯仰和偏航加速度传感器测量的加速度分量求取飞行器模型主振动矢量，进而在空间内确定支杆实时振动平面，在支杆实时振动平面上通过引入惯性力求解多维振动减振器主动截面上所受动态弯矩和应力分布，结合支杆实时振动平面空间位置确定多维振动减振器中参与工作的压电陶瓷作动器序号并实时解算振动控制力，进而产生反向弯矩抵抗飞行器模型振动过程中产生的动态弯矩，达到振动控制的目的。该方法可实现飞行器模型在俯仰平面、偏航平面及轴线方向上的低阶多维低频大幅振动的有效控制，保证了压电陶瓷作动器控制力的合理高效输出。
[0006] 本发明采用的技术方案是支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法，其特征是，该方法采用振动主动控制方法，通过布置在飞行器模型质心上的俯仰和偏航加速度传感器测量飞行器模型主振动加速度的两个分量，求取飞行器模型主振动矢量并确定支杆实时振动平面，引入惯性力求解多维振动减振器主动截面上所受动态弯矩，进而获取主动截面上应力分布，通过实时振动平面空间位置关系确定多维振动减振器中参与工作的压电陶瓷作动器序号，并根据主动截面上压电陶瓷作动器所受应力实时解算振动控制力，进而产生反向弯矩抵抗飞行器模型振动过程中产生的动态弯矩，该方法采用基于压电陶瓷作动器的多维振动主动控制系统，最终达到对多维振动进行控制；多维振动控制方法的具体步骤如下：
[0007] 步骤1，建立飞行器模型支撑系统绝对坐标系
[0008] 在飞行器尾撑支杆4上建立绝对坐标系OXYZE，其原点建立在平衡位置时主动截面F与飞行器尾撑支杆4轴线的交点上，定义为O；X坐标轴的方向与平衡位置时飞行器尾撑支杆4轴线重合并指向飞行器模型5，Y坐标轴的方向为主动截面F与俯仰平面的交线指向上方；Z坐标轴由右手法则确定；在飞行器模型5上建立振动测量坐标系OAXAYAZAA，其原点建立在平衡位置时飞行器模型5的质心与X坐标轴的交点上，定义为OA；XA坐标轴的方向与OXYZE坐标系X坐标轴方向重合，YA坐标轴与Y坐标轴平行指向上方；ZA坐标轴由右手法则确定。
[0009] 步骤2，实时获取主振动加速度在俯仰平面和偏航平面内分量
[0010] 利用飞行器模型5质心处的俯仰加速度传感器6和偏航加速度传感器7分别测量主振动在互相垂直的俯仰平面和偏航平面内的加速度反馈给由上位机9控制的实时控制器8，在每个振动控制循环中采集多个俯仰平面加速度采样值和偏航平面加速度采样值，通过公式(1)、(2)分别计算一个振动控制循环内主振动加速度在俯仰方向与偏航方向上的加速度分量：
[0011]
[0012]
[0013] 其中，apith(t)为主振动加速度在俯仰方向上的加速度分量，ayaw(t)为主振动加速度在偏航方向上的加速度分量，apithi(t),ayawi(t)分别为第i(i＝1,2,…N)个采样时刻飞行器模型5在俯仰平面和偏航平面加速度采样值，N为每一个振动控制循环内加速度采样值个数；
[0014] 步骤3，实时解算主振动加速度矢量
[0015] 主振动加速度由俯仰方向与偏航方向上的加速度分量合成得到，主振动加速度包括大小和方向，通过公式(3)、(4)实时解算每个振动控制循环内主振动加速度矢量的大小和方向，构建主振动加速度矢量：
[0016]
[0017]
[0018] 其中，a(t)为主振动加速度矢量，|a(t)|为主振动加速度矢量a(t)的大小，∠a(t)为主振动加速度矢量a(t)方向。
[0019] 步骤4，建立飞行器模型实时振动主动控制坐标系并确定支杆实时振动平面[0020] 在主动截面F上建立实时振动主动控制坐标系OαXαYαZαD，其原点与绝对坐标系OXYZE原点O重合，定义为Oα；Xα坐标轴的方向与绝对坐标系OXYZE的X坐标轴方向重合，Yα坐标轴与主振动加速度矢量a(t)方向重合，Zα坐标轴由右手法则确定，平面XαOαYα为支杆实时振动平面XαOαYαC，由于飞行器模型5振动的随机性，实时振动主动控制坐标系OαXαYαZαD随时间实时变化，支杆实时振动平面XαOαYαC随时间实时变化。
[0021] 步骤5，解算支撑系统实时惯性力和主动截面上应力分布
[0022] 在支杆实时振动平面XαOαYαC上，通过公式(5)实时解算惯性力
[0023] FI(t)＝-meqa(t)(5)
[0024] 通过公式(6)实时解算主动截面上所受承受动态弯矩
[0025] M(t)＝FI(t)·L(6)
[0026] 通过公式(7)实时解算主动截面F上动态应力分布
[0027]
[0028] 其中，meq为支撑系统的等效质量，FI(t)为飞行器模型5所受实时惯性力，M(t)为飞行器模型5振动过程中主动截面F上所受动态弯矩，L为飞行器模型5质心到主动截面F距离，σ(ya,za,t)为主动截面F内距离Xα坐标轴ya长度处所受动态应力， 为主动截面F内对Zα坐标轴的实时惯性矩；
[0029] 步骤6，实时确定参与工作压电陶瓷作动器序号，解算振动控制力。
[0030] 主动截面F处多维振动减振器3圆周方向上均匀布置多个压电陶瓷作动器3-1，均布圆周半径为R，与Z坐标轴重合的压电陶瓷设置为0号压电陶瓷作动器3-1，依次逆时针圆周阵列布置1号压电陶瓷作动器3-1，2号压电陶瓷作动器3-1，…，n号压电陶瓷作动器3-1；相邻两个压电陶瓷作动器3-1之间的阵列角为 在实时振动主动控制坐标系OαXαYαZαD下，Zα坐标轴上方的压电陶瓷作动器3-1参与振动控制，参与工作的压电陶瓷作动器3-
1序号为
[0031]
[0032] 其中， 和 分别表示 和 的计算值取整。α(t)为主振动加速度矢量a(t)与Z轴之间的夹角，进而参与工作压电陶瓷作动器3-1中心在实时振动主动控制坐标系OαXαYαZαD下的实时坐标可确定为：
[0033]
[0034] 其中， 为参与工作压电陶瓷作动器3-1与Z坐标轴方向的夹角，参与工作压电陶瓷作动器3-1在主动截面F上所受合力为：
[0035]
[0036] 其中， 为第nc号参与工作压电陶瓷作动器3-1与主动截面F的接触面积，第nc号参与工作压电陶瓷作动器3-1需要输出的抵抗力为：
[0037]
[0038] 最后，所有参与工作压电陶瓷作动器3-1产生反向弯矩MR(t)抵抗飞行器模型5振动过程中产生的动态弯矩M(t)。
[0039] 支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法，该方法采用多维振动主动控制系统，该系统由俯仰加速度传感器6、偏航加速度传感器7、实时控制器8、上位机9、压电陶瓷作动器功率放大器组10和后置内嵌式多维振动减振器3组成；俯仰加速度传感器6安装于俯仰平面内飞行器模型5质心上，用于测量飞行器模型5主振动在俯仰平面内的振动加速度分量，偏航加速度传感器7安装于偏航平面内飞行器模型5质心上，用于测量飞行器模型5主振动在偏航平面内的振动加速度分量，后置内嵌式多维振动减振器3包含多个均布的压电陶瓷作动器3-1，每个压电陶瓷作动器3-1圆周均匀嵌入后置内嵌式多维振动减振器3，并分别通过预紧机构3-2预紧，保证压电陶瓷作动器3-1动态力可靠输出；后置内嵌式多维振动减振器3安装在飞行器尾撑支杆4支杆实时振动平面XαOαYαC中，实时控制器8与上位机9连接，上位机9用于控制实时控制器8和振动控制过程监控；实时控制器8与俯仰加速度传感器6和偏航加速度传感器7连接，实时获取飞行器模型5俯仰平面和偏航平面内的振动加速度分量，实时控制器8与压电陶瓷作动器功率放大器组10相连，压电陶瓷作动器功率放大器组10中的多个压电陶瓷作动器功率放大器10-1分别与后置内嵌式多维振动减振器3中的多个压电陶瓷作动器3-1相连。
[0040] 本发明的有益之处是与现有风洞飞行器模型振动主动控制系统与方法相比，可实现跨声速风洞试验中，飞行器模型在俯仰平面、偏航平面及轴线方向上的低阶多维低频大幅振动的有效控制，提出的振动控制力解算方法保证了在随机振动控制中作动器控制力的合理高效输出，避免了现有不同平面内压电陶瓷组件工作时的互相影响，延长了压电陶瓷作动器使用寿命，提高了风洞模型振动主动控制系统稳定性和可靠性，进而保证了风洞试验数据质量及风洞试验安全性。
附图说明
[0041] 图1为支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法流程图。
[0042] 图2为基于压电陶瓷作动器的多维振动主动控制系统图。其中，1-风洞试验段，2-攻角调整机构，3-多维振动减振器，3-1-压电陶瓷作动器，3-2-预紧机构，4-飞行器尾撑支杆，5-飞行器模型，6-俯仰加速度传感器，7-偏航加速度传感器，8-实时控制器，9-上位机，10-压电陶瓷作动器功率放大器组，10-1-压电陶瓷作动器功率放大器。
[0043] 图3为飞行器模型随机振动示意图及各坐标布置图。其中，A-飞行器模型振动测量坐标系OAXAYAZA，B-支杆实时振动挠曲线，C-支杆实时振动平面XαOαYα，D-实时振动主动控制坐标系OαXαYαZα，E-绝对坐标系OXYZ，F-主动截面。
[0044] 图4为减振器组成，图5为减振器工作原理图，其中，3-1-压电陶瓷作动器，3-2-预紧机构。
[0045] 图6为俯仰方向锤击时，使用支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法前后俯仰加速度对比图。横坐标为时间，单位s，纵坐标为加速，单位为g。
[0046] 图7为偏航方向锤击时，使用支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法前后偏航加速度对比图。横坐标为时间，单位s，纵坐标为加速，单位为g。
[0047] 图8为某任意方向锤击时，使用多维振动控制方法前后俯仰加速度对比图，图9为某任意方向锤击时，使用多维振动控制方法的偏航加速度对比图。其中，横坐标为时间，单位s，纵坐标为加速，单位为g。
具体实施方式
[0048] 以下结合技术方案和附图详细叙述本发明的具体实施方式。
[0049] 如图2和图4所示，多维振动主动控制系统由俯仰加速度传感器6、偏航加速度传感器7、实时控制器8、上位机9、压电陶瓷作动器功率放大器组10和后置内嵌式多维振动减振器3组成，俯仰加速度传感器6安装于俯仰平面内飞行器模型5质心上，用于测量飞行器模型5主振动在俯仰平面内的振动加速度分量。偏航加速度传感器7安装于偏航平面内飞行器模型5质心上，用于测量飞行器模型5主振动在偏航平面内的振动加速度分量。后置内嵌式多维振动减振器3包含多个压电陶瓷作动器3-1，本实例中采用12个压电陶瓷作动器3-1，每个压电陶瓷作动器3-1分别通过预紧机构3-2预紧，保证压电陶瓷作动器3-1动态力可靠输出。
后置内嵌式多维振动减振器3安装在飞行器尾撑支杆4固支端，实时控制器8与上位机9连接，上位机9用于控制实时控制器8和振动控制过程监控。实时控制器8与俯仰加速度传感器
6和偏航加速度传感器7连接，实时获取飞行器模型5俯仰平面和偏航平面内的振动加速度分量。实时控制器8与压电陶瓷作动器功率放大器组10相连，压电陶瓷作动器功率放大器组
10中的压电陶瓷作动器功率放大器10-1有12个，分别与后置内嵌式多维振动减振器3中的
12个压电陶瓷作动器3-1相连。
[0050] 图1为支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法流程图，该方法采用通过布置在飞行器模型5质心处的俯仰加速度传感器6和偏航加速度传感器7分别测量主振动在互相垂直的俯仰平面和偏航平面内的振动加速度分量apith(t)和ayaw(t)，并反馈给由上位机9控制的实时控制器8，实时控制器8实时解算主振动加速度矢量a(t)并确定支杆实时振动平面XαOαYαC，通过惯性力FI(t)求解多维振动减振器3主动截面F上所受动态弯矩M(t)，进而获取主动截面F上应力分布，通过支杆实时振动平面XαOαYαC空间位置关系确定多维振动减振器3中参与工作的压电陶瓷作动器3-1序号，并根据主动截面F上压电陶瓷作动器3-1所受应力实时解算振动控制力，进而产生反向弯矩MR(t)抵抗飞行器模型5振动过程中产生的动态弯矩M(t)，进而达到减振的效果。支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法的具体步骤如下：
[0051] 步骤1，建立飞行器模型支撑系统绝对坐标系
[0052] 如图3所示，在飞行器尾撑支杆4上建立绝对坐标系OXYZE，其原点建立在平衡位置时主动截面F与飞行器尾撑支杆4轴线的交点上，定义为O；X坐标轴的方向与平衡位置时飞行器尾撑支杆4轴线重合并指向飞行器模型5，Y坐标轴的方向为主动截面F与俯仰平面的交线指向上方；Z坐标轴由右手法则确定；在飞行器模型5上建立振动测量坐标系OAXAYAZAA，其原点建立在平衡位置时飞行器模型5的质心与X坐标轴的交点上，定义为OA；XA坐标轴的方向与OXYZ坐标系X坐标轴方向重合，YA坐标轴与Y坐标轴平行指向上方；ZA坐标轴由右手法则确定。
[0053] 步骤2，实时获取主振动加速度在俯仰平面和偏航平面内分量
[0054] 利用飞行器模型5质心处的俯仰加速度传感器6和偏航加速度传感器7分别测量主振动在互相垂直的俯仰平面和偏航平面内的加速度反馈给由上位机9控制的实时控制器8，在每个振动控制循环中采集多个俯仰平面加速度采样值和偏航平面加速度采样值，通过公式(1)、(2)分别计算一个振动控制循环内主振动加速度在俯仰方向与偏航方向上的加速度分量：
[0055]
[0056]
[0057] 其中，apith(t)为主振动加速度在俯仰方向上的加速度分量，ayaw(t)为主振动加速度在偏航方向上的加速度分量，apithi(t),ayawi(t)分别为第i(i＝1,2,…N)个采样时刻飞行器模型5在俯仰平面和偏航平面加速度采样值，N为每一个振动控制循环内加速度采样值个数；
[0058] 步骤3，实时解算主振动加速度矢量
[0059] 主振动加速度矢量a(t)由俯仰方向与偏航方向上的加速度分量apith(t)和ayaw(t)合成得到，主振动加速度a(t)包括大小和方向，通过公式(3)、(4)实时解算每个振动控制循环内主振动加速度矢量a(t)的大小和方向，构建主振动加速度矢量a(t)：
[0060]
[0061]
[0062] 其中，a(t)为主振动加速度矢量，|a(t)|为主振动加速度矢量a(t)的大小，∠a(t)为主振动加速度矢量a(t)方向。
[0063] 步骤4，建立飞行器模型实时振动主动控制坐标系并确定支杆实时振动平面[0064] 在主动截面F上建立实时振动主动控制坐标系OαXαYαZαD，其原点与绝对坐标系OXYZE原点O重合，定义为Oα；Xα坐标轴的方向与绝对坐标系OXYZE的X坐标轴方向重合，Yα坐标轴与主振动加速度矢量a(t)方向重合，Zα坐标轴由右手法则确定，平面XαOαYα为支杆实时振动平面XαOαYαC，由于飞行器模型5振动的随机性，实时振动主动控制坐标系OαXαYαZαD随时间实时变化，支杆实时振动平面XαOαYαC随时间实时变化。
[0065] 步骤5，解算支撑系统实时惯性力和主动截面上应力分布
[0066] 在支杆实时振动平面XαOαYαC上，通过公式(5)实时解算惯性力
[0067] FI(t)＝-meqa(t)(5)
[0068] 通过公式(6)实时解算主动截面上所受承受动态弯矩
[0069] M(t)＝FI(t)·L(6)
[0070] 通过公式(7)实时解算主动截面F上动态应力分布
[0071]
[0072] 其中，meq为支撑系统的等效质量，FI(t)为飞行器模型5所受实时惯性力，M(t)为飞行器模型5振动过程中主动截面F上所受动态弯矩，L为飞行器模型5质心到主动截面F距离，σ(ya,za,t)为主动截面F内距离Xα坐标轴ya长度处所受动态应力， 为主动截面F内对Zα坐标轴的实时惯性矩；
[0073] 步骤6，实时确定参与工作压电陶瓷作动器序号，解算振动控制力
[0074] 如图4所示，本实例中主动截面F处多维振动减振器3圆周方向上均匀布置12个压电陶瓷作动器3-1，均布圆周半径为R，与Z坐标轴重合的压电陶瓷设置为0号压电陶瓷作动器3-1，依次逆时针圆周阵列布置1号压电陶瓷作动器3-1，2号压电陶瓷作动器3-1，…，n号压电陶瓷作动器3-1；本实例中n＝11，相邻两个压电陶瓷作动器3-1之间的阵列角为第j个工作压电陶瓷作动器3-1与Z坐标轴方向的夹角在实时振动主动控制坐标系OαXαYαZαD下，Zα坐标轴上方的压电陶瓷作动器3-1参与振动控制，参与工作的压电陶瓷作动器3-1序号为
[0075]
[0076] 其中， 和 分别表示 和 的计算值取整。α(t)为主振动加速度矢量a(t)与Z轴之间的夹角，进而参与工作压电陶瓷作动器3-1中心在实时振动主动控制坐标系OαXαYαZαD下的实时坐标可确定为：
[0077]
[0078] 其中， 为参与工作压电陶瓷作动器3-1与Z坐标轴方向的夹角，参与工作压电陶瓷作动器3-1在主动截面F上所受合力为：
[0079]
[0080] 其中， 为第nc号参与工作压电陶瓷作动器3-1与主动截面F的接触面积，第nc号参与工作压电陶瓷作动器3-1需要输出的抵抗力为：
[0081]
[0082] 最后，所有参与工作压电陶瓷作动器3-1产生反向弯矩MR(t)抵抗飞行器模型5振动过程中产生的动态弯矩M(t)。
[0083] 通过俯仰加速度传感器6和偏航加速度传感器7测得的加速度数据对支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法进行评估，如图6所示，俯仰方向锤击时，未使用支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法，飞行器模型5俯仰方向振动衰减时间为21.49s，使用支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法后，飞行器模型5俯仰方向振动衰减时间为1.22s，俯仰方向振动可以得到有效控制。如图7所示，偏航方向锤击时，未使用支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法，飞行器模型5偏航方向振动衰减时间为10.45s，使用支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法后，飞行器模型5偏航方向振动衰减时间为1.23s，偏航方向振动可以得到有效控制。如图8和图9所示，在某任意方向锤击，未使用支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法，飞行器模型5俯仰方向振动衰减时间为18.85s，偏航方向振动衰减时间为11.35s，使用支杆尾撑式飞行器模型多维振动控制方法后，飞行器模型5俯仰方向振动衰减时间为1.03s，偏航方向振动衰减时间为0.98s，结果证明飞行器模型任意方向振动均可得到有效控制。
