多输入多输出随机振动试验交叉比例控制算法

针对多输入多输出随机振动控制试验中少量控制谱线始终超标的现象进行了深入研究.推导得到了参考谱的Cholesky分解矩阵和控制谱矩阵之间的关系表达式.指出控制点之间的耦合因素是影响控制效果的一个重要原因.据此提出了一种交叉比例修正算法,该算法能有效改善自谱的控制效果,使自谱的所有谱线都能保持在允许误差范围内,消除了超标谱线.最后通过与比例均方根修正算法的对比试验,验证了该算法的有效性.     

多维振动环境试验控制策略的分析基础

阐述了多维振动环境试验的控制原理和分析基础.提出了点激励和面激励的概念和多维面激励加速度谱矩阵与位移谱矩阵的转换关系.推导出振动台个数等于、多于和少于控制点数的三种情况的控制算法,问题的解分别是精确解、最小二乘解和最小摆动解.也介绍了总驱动功率达到最小的互谱相位控制方法.基于真实模拟使用环境的目标,讨论了工程应用中的应对策略.     

一种新的多维随机振动试验控制算法——矩阵微分法

介绍了多维随机振动试验的应用必要性和前景,就多维随机振动试验控制算法问题进行了讨论,提出了一种新的多维振动控制算法--矩阵微分法,在国内现有的公开发表的文献中该方法首次实现了对自功率谱密度、互谱密度、互谱相位和相干系数的同时控制,用双台振动试验模型进行了数值仿真,证明了该方法的有效性.     

振动试验中的多台并激技术

介绍了一种新的振动试验方法:多台并激随机振动试验的微机控制方法,叙述了谱密度矩阵模拟原理;讨论了互谱设置、频响函数估计、时域随机化和均衡算法;报道了试验验证结果。     

基于广义逆控制的飞控系统鲁棒性

本文基于广义逆控制的飞控系统,提出了基于广义逆控制的飞控系统框架,分析了控制系统的不确定性以及在控制效能矩阵存在不确定性时的飞控系统鲁棒性问题。为解决当前开环广义逆控制系统的控制误差和不稳定,建立了基于闭环反馈的广义逆控制系统,由此实现了飞控系统的鲁棒性设计。针对某型先进飞机的不确定性问题进行了开环和闭环控制的对比仿真验证,仿真结果表明基于闭环广义逆控制的设计方法能够有效解决控制效能矩阵存在不确定性时的系统鲁棒性问题,实现飞控系统的稳定性设计,对广义逆控制方法在实际工程中的应用起到了积极的推动作用。     

多维随机振动试验条件制定方法研究

提出了一种以产品遥测振动时域信号为基础的多维随机振动试验条件制定方法。应用此方法确定的多维随机振动参考谱矩阵满足正定性要求。实例自闭环多维随机振动试验控制结果表明,本文方法合理可行。     

一种在线神经网络在补偿飞机模型不确定性误差中的应用

讨论了一种基于神经网络动态逆的直接自适应控制方法，并应用于超机动飞机的飞行控制中。基本控制律采用非线性动态逆方法进行设计，对由于模型不准确导致的逆误差采用单隐层神经网络进行在线补偿。仿真结果表明，神经网络通过补偿由于模型不准确引起的逆误差，弥补了非线性动态逆要求精确数学模型的缺点，提高了整个控制系统的鲁棒性，而且可以大大简化动态逆控制律的设计。     

基于神经网络动态逆的歼击机自适应跟踪控制

基于神经网络动态逆方法，给出了一种非线性模型参考自适应跟踪控制方案。应用神经网络直接对非线性系统求逆方法解决了逆系统方法的两个“瓶颈”问题，并且克服了传统的控制设计中将过程模型线性化，从而将不可忽视的非线性关系用线性关系代替或者忽略的弊端。对由于建模误差、不确定因素等引起的非线性系统逆误差，通过自组织模糊小脑模型关节控制器(Self—organizing fuzzy cerebellar model articulation controller，SOFCMAC)神经网络在线进行修正。SOFCMAC神经网络扩大了寻优空间，使其能更好地重构系统逆误差，最终实现准确的鲁棒自适应跟踪控制。通过将这种方法用于某型歼击机姿态系统控制的仿真研究，表明了本文方法的有效性和可行性。     

一类变结构控制系统滑动模态的特征值条件

在单输入双线性常值变结构控制和比例变结构控制及一般双线性常值变结构控制系统的基础上，将系统推广到一般多输入双线性系统的比例变结构控制，引入排序截尾算子取变结构控制律与状态变量中ｍ个绝对值较大的分量成比例实现对ｎ个被控变量的控制，采用李亚普诺夫方法研究这类系统的滑动模态，得出此类系统产生稳定滑模运动的条件，并对该条件进行讨论和简化，将其表述成系统矩阵与双线性矩阵特征值之间的关系式。同时给出了一个三阶     

矩阵A的{1}逆、{2}逆的秩

本文就矩阵的两种广义逆{1}逆和{2}逆的秩进行了讨论，得到了一些有用的结果。     

一种基于白噪声的多点激励随机信号生成方法

为提高多输入多输出(Multiple input multiple output,MIMO)线性随机振动试验系统中具有相关特性的多路驱动信号生成精度,基于驱动谱非负定Hermite特性及矩阵分解理论提出了一种CD(Cholesky decomposition)白噪声滤波信号生成方法。构造具有特定"频响特性"的传递系统,将一系列独立白噪声通过该系统得到具有预期相干特性、相位差以及自谱的平稳随机信号。建立悬臂梁两输入两输出线性振动系统仿真模型,将传统傅里叶逆变换时频转换方法与CD滤波法生成的驱动信号进行对比分析。结果表明新方法精度与参考值误差不足1dB。两轴振动试验验证结果表明,应用CD法既满足工程实际标准需求,又为振动环境试验提供理论依据。     

动力学参数修改的耦合模态子空间摄动法

在结构动力学设计中，如果系统的质量矩阵和刚度矩阵有小修改，则矩阵摄动法是结构动态特性再分析的重要方法，当系统具有重频或近频耦合模态时，常规的矩阵摄动法失效。本文研究了多组耦合模态结构动力学参数修改的子空间摄动法，将系统振动模态分布为耦合模态与弧立模态，由数组相互耦合的模态张成耦合模态子空间，采用初始模态坐标变换后，在维数不大的耦合模态子空间内进行了特征分析，然后作第二次耦合模态子空间坐标交换，最扣     

基于频域法的随机振动载荷下飞机结构疲劳分析

针对飞机结构疲劳特性,提出了基于频率域信息的随机载荷历程——功率谱密度函数(Power speetraldensity,PSD)估算结构振动疲劳的一种新的计算方法。首先对结构进行频率响应计算,得到结构的传递函数;将此传递函数与输入的功率谱相乘,获得结构的应力功率谱密度;再结合材料参数,选择合适的疲劳损伤模型,利用频域方法计算结构的疲劳强度。对某型飞机机翼,采用本文方法,应用有限元分析(Finite element analysis,FEA)获得了应力响应功率谱密度函数,并对机翼在随机振动载荷下的强度特性进行了模拟与分析,给出了分析结果。     

基于功率谱密度法飞机地面变速滑跑动力学分析

提出了飞机地面变速滑跑的非稳态响应分析的新方法,该方法基于频域的功率谱密度法.建立了飞机地面滑跑的起落架分析模型;引入了概率平均意义上的当量线性化方法,用该方法处理了起落架缓冲器空气弹簧、油液阻尼和库仑摩擦力以及轮胎刚度和阻尼等非线性参数.利用变量代换和傅里叶变换导出了非稳态激励下的跑道不平度的功率谱密度函数.导出并分析了具有代表性的飞机重心过载的频率响应函数.工程算例表明,在达到相同的滑跑速度条件下,飞机加速滑跑引起的飞机重心过载响应比飞机地面匀速滑跑引起的飞机重心过载响应小;并且加速度越大,在达到相同的滑跑速度条件下所产生的飞机重心过载响应越小.     

可逆循环矩阵逆矩阵的同步求法

本文在循环矩阵性质的基础上,利用初等行变换和列变换给出了可逆循环矩阵逆矩阵的同步求法、算法及数值例子,同时提出了一种判定循环矩阵不可逆的方法。     

考虑功率约束的控制分配方法

根据飞机作动系统的工作原理,针对液压源能量有限的现状,提出作动系统的功率约束条件。同时考虑操纵面的物理约束,提出了功率受限的操纵面控制分配问题,并给出相应的解决方案。功率受限的操纵面控制分配方法将控制律设计与操纵面任务分配分割为两个模块独立运行,以动态逆控制律为基础,建立控制指令和操纵面间的动态映射关系,考虑操纵面的物理约束并以功率最小作为优化指标,将控制分配问题转化为一个二次规划问题,通过数值求解实现控制系统功率受限下的控制分配。仿真结果表明,考虑功率约束的控制分配方法,可以在系统满足一定稳定性及飞行品质要求的前提下,分配和管理多个冗余操纵面达到指令要求,同时实现系统消耗总功率最小,保证了作动系统的稳定性与安全性。     

基于MPP编程环境的一种并行子空间迭代法

子空间迭代法是科学与工程计算中求解广义特征值问题的有效方法 ,针对向量机和共享内存的多处理机 ,前人已成功地作了并行处理。文中给出了适合 MPP大规模并行计算机的并行子空间迭代法。该算法将广义特征值问题转换为一般特征值问题 ,其计算工作量主要体现在矩阵乘法 ,通过对该方法作并行处理 ,使矩阵求逆及一部分乘法运算转换为各结点机上三角形方程组的并行求解。在大规模并行计算机 PA R95上结合 J8- II机翼的动力特性问题对该算法作了数值试验 ,结果说明所给算法是非常有效的     

矩阵特征值反问题的若干进展

给出矩阵特征值反问题若干进展的一个概述。涉及的专题包括含参数的特征值反问题．Ｊａｃｏｂｉ矩阵和实对称带状矩阵特征值反问题和线性（谱）约束下矩阵（束）逼近问题。这些问题出现在各种应用领域，如粒子物理的核光谱光、结构设计、振动反问题、Ｓｔｕｒｍ－Ｌｉｏｕｖｉｌｌｅ反问题和 数学物理反问题的离菜化以及结构动力模型的校正。最近２０年，对这些问题的提法逐渐完善，解的慧生和数值方面已取得了许多重要进展。本文评