旋翼飞行器飞行动力学系统辨识建模算法研究

描述了旋翼飞行器飞行力学模型的系统辨识建模算法,从旋翼飞行器飞行动力学建模的共性问题入手,首先采用机理建模的方法分析了旋翼飞行嚣主要气动部件所受气动力.考虑旋翼挥舞运动对旋翼飞行器飞行动力学特性的影响,建立了旋翼飞行器的飞行力学系统辨识参数化模型集.其次以子空间方法辨识初始飞行动力学模型,采用加权频域预报误差法获得最优模型的两步辨识方法解决旋翼飞行器这一非线性不稳定,多输入-多输出系统辨识问题,且所辨识模型与机理模型具有相同的结构.最后对样例直升机的悬停飞行状态模型辨识进行了数值与试飞试验验证,表明了方法的有效性.     

基于子空间法的小型直升机飞行力学模型辨识

研究了直升机飞行力学模型辨识方法。首次将状态子空间系统辨识法应用于直升机飞行力学模型的辨识,并对其进行了改进。通过辨识成功地得到了悬停状态下小型直升机的高阶飞行力学模型,并进行了算例直升机仿真验证。结果表明,状态子空间法辨识具有良好的鲁棒性,不会出现经典辨识算法寻优过程中出现的局部极小现象,以及迭代带来的收敛性问题,对于辨识直升机飞行力学模型是非常适用和有效的。     

基于小波神经网络的多模型故障检测

提出了一种利用小波神经网络辨识非线性系统多模型故障的方法。证明了状态估计误差渐近收敛到零，同时证明了如果激活函数满足持续激励条件，辨识器参数将趋于理想辨识器参数。分析了多模型辨识结构，并将小波神经网络作为辨识器应用于多模型故障检测。给出了小波神经网络进行非线性系统逼近的实例，用小波神经网络辨识器对多故障模型检测进行了仿真，证明了此方法的正确性和可行性。     

一类MIMO状态可观测非线性系统的激励辨识

研究一类多输入多输出(MIMO)状态可观测非线性系统的激励辨识问题,输入激励信号采用高斯白噪声,均匀采样获得输出状态数据;根据Girsanov定理获得系统参数的渐近无偏估计;数值仿真试验说明了该方法的有效性并发现多变量耦合辨识中的噪噪比(NNR)现象;最后给出该系统的分步激励辨识算法。     

基于逆变器开关状态的无轴承异步电机悬浮系统独立控制

无轴承异步电机悬浮系统的独立控制是实现其高速运转的有效工作方式。无轴承异步电机实现悬浮工作客观要求准确控制转矩绕组气隙磁场信息，因此对转矩绕组气隙磁链的幅值和相位的辨识是实现独立控制的关键。本文提出了基于逆变器开关状态的转矩绕组气隙磁链幅值和相位的辨识方法，并应用这种方法实现了悬浮子系统的独立控制。文中对无轴承电机径向悬浮力控制、基于逆变器开关状态的转矩绕组气隙磁辨识进行了分析，实验结果表明此系统较好地满足了径向悬浮的稳、动态性能要求，验证了分析的正确性，系统在实现悬浮工作的前提下保持了电机旋转控制策略的灵活性。     

涡扇发动机的一类大包线系统建模

基于涡扇发动机部件级模型,研究了具有非线性和时变特性的涡扇发动机非线性变参数系统建模问题。通过系统辨识的方法,以高压转子转速为调度变量,得到典型工作点的多项式非线性系统。在此基础上,借鉴增益调度思想,将高度和马赫数拟合成系统的时变参数,利用回归算法,建立大包线慢车以上非线性变参数(Nonlinear parameter-varying,NPV)模型。仿真表明,采用该方法建立的非线性系统与部件模型在单个转速状态时误差小于0.05%,非线性变参数模型与部件模型在大包线范围内的误差小于1%,验证了本文方法的可行性和有效性。     

振动参数时域识别的理论与方法

本文研究了振动系统参数时域识别的理论基础和方法,其结果适用于一般线性非对称多变量系统。利用状态空间法导出了采样振动系统差分模型;建立了Z-变换域的模态分析理论,得到了各参数之间的解析关系,并提出了一个新的辨识方法。最后,给出了一个实例。     

基于MIF的正弦调谐模态试验频率误差分析与仿真

多点稳态正弦调谐模态试验是获取运载火箭/导弹的动力学特性参数的主要手段,但其辨识模态参数仍具有一定的误差.本文针对模态频率的误差,基于正弦调谐模态试验理论,建立了频率误差的分析原理,提出了频率误差的量化分析方法.运用状态空间法对八自由度系统进行了仿真,仿真结果表明了该频率误差分析方法的可行性.     

基于神经网络的空间桁架结构建模研究

空间桁架结构的振动主动控制目前已成为振动控制领域研究的热点，为了研究空间桁架的主动控制方法，首先必须建立其准确的模型。神经网络固有的学习能力使其在模型辨识中得到广泛应用，针对空间桁架结构的非线性动态特性，本文采用了修正的Elman递归网络进行了模型辨识，结果表明，带有自反馈增益修正的Elman网络能很好地反映桁架结构的真实情况，适用于非线性动态系统的模型辨识。     

适用于全包线的航空发动机BP网络模型的动态辨识

为克服传统的发动机动态模糊辨识中存在的辨识精度低，辨识模型应用范围窄等不足，把对非线性系统具有高度逼近能力的神经网络应用于航空发动机动态特性的辨识，从而为发动机动态辨识开辟更为广阔的道路，采用均方差归一法的处理方法和BP算法的改进算法－输出端动量BP地，以某型发动机在飞行包线内某一飞行条件下的数据作为学习样本，辨识了发同的神经网络模型，在全包线范围内对该模型进行检验，结果表明，所得的发动机动态模型在全包线内都有很高的逼近精度，而且对噪声有很强的抑制能力。     

SMART STRUCTURES USING PIEZOELEMENTS FOR ACTIVE VIBRATION AND NOISE SUPPRESSION IN AVIATION AND AEROSPACE

具有减振降噪功能的压电智能结构是智能材料与结构的一个重要分支。在航空航天领域存在一些典型结构，如飞机机舱、空间站、卫星太阳能帆板和通讯天线以及直升机旋翼等，其振动与辐射噪声造成很多不利影响。为了研究这些结构的振动与噪声控制方法，制作了几个实验模型如大型薄壁复合材料圆桶、柔性梁、钢架及旋翼系统模型，通过压电传感器、驱动器布置数量和位置的优化，采用不同的控制算法，在基于个人计算机的测控平台上进行了振动控制实验，取得了明显的减振降噪效果。     

基于混杂系统模型的航空器4D航迹推测

为实现对未来大流量、高密度、小间隔条件下空域实施管理,4D航迹推测是国内新一代空管自动化系统最为核心的一项技术。首先基于飞行剖面不同飞行阶段的航空器动力学模型,构造了在不同飞行阶段之间转移,而在同一阶段航空器重量、校正空速、高度和距离等状态连续变化的混杂系统模型。通过温度和风速风向修正航空器真空速及地速,利用混杂系统递推法求解航空器4D航迹。实际算例表明,本文提出的混杂系统模型推测得到的水平航迹和垂直剖面能够准确地反映航空器的飞行状态变化,单架航空器4D航迹推测计算时间可以控制在2 s以内。     

Nonlinear Modeling and Identification of Structural Joint by Response Control Vibration Test

Components of mechanical product are assembled by structural joints,such as bolting,riveting,welding,etc. Structural joints introduce nonlinearity to some engineering structures,and the nonlinearity need to be modeled precisely. To meet serious quality requirements,it is necessary to detect and identify nonlinearity of mechanical products for structural optimization. Modal test to acquire a dynamic response has been applied for decades,which provides reliable results for finite element(FE)model updating. Here response control vibration test for identification of nonlinearity is presented. A nonlinear system can be regarded as linearity for particular steady state response,and classical linear analysis tool is applicable to extract modal data for particular response. First,its applicability is illustrated by some numerical simulations. Subsequently,it is implemented on experimental setup with structural joints by shaking table. The stiffness and damping function dependent of relative displacement are fitted to describe its inherent nonlinearity. The spring and damping forces are identified by harmonic balance method(HBM)to predict output response. Based on the identified results,the procedure is recommended that it allows a reliable measurement of nonlinearity with a certain accuracy.     

飞机自动配电系统建模仿真研究

飞机配电系统的自动化是现代飞机供电系统发展的重要方向。针对目前对飞机自动配电系统建模仿真研究较少的现状,本文建立了完整的飞机自动配电系统仿真模型并进行了仿真研究。以中国国家军用标准(以下简称国军标)飞机供电特性为依据,建立了飞机配电系统中各主要部件以及故障产生模块的数字模型,推导了各部件控制信号的逻辑关系,提出了一种锁定关断控制信号的建模新方法。将所建模型应用于某新型飞机的配电系统中进行仿真,通过对过压、欠压两种故障情况下仿真与实验结果的对比,证明了所建模型能很好实现非正常状态下的保护功能。将所建立的模型略做修改,即可移植到其他飞机配电系统中,可见模型通用性强。     

基于主元空间动态模型的故障检测方法

建立了一种基于主成分分析的主元空间线性动态模型,将主成分分析的得分变量视为由高斯白噪声驱动的线性动态模型输出,可有效去除主元得分向量的动态相关性,动态模型参数可以通过期望最大化方法迭代辨识。分别在主元残差空间和主元空间线性动态模型上建立监控统计量,从而实现对动态过程的故障检测。通过数值仿真验证,该算法故障检测的检测率和误警率均表现良好。     

Remaining Useful Life Prediction for Aero-Engines Combining Sate Space Model and KF Algorithm

The key to failure prevention for aero-engine lies in performance prediction and the exhaust gas temperature margin(EGTM)is used as the most important degradation parameter to obtain the operating performance of the aero-engine.Because of the complex environment interference,EGTM always has strong randomness,and the state space based degradation model can identify the noisy observation from the true degradation state,which is more close to the actual situations.Therefore,a state space model based on EGTM is established to describe the degradation path and predict the remaining useful life(RUL).As one of the most effective methods for both linear state estimation and parameter estimation,Kalman filter(KF)is applied.Firstly,with EGTM degradation data,state space model approach is used to set up a state space model for aero-engine.Secondly,RUL of aero-engine is analyzed,and expected RUL and distribution of RUL are determined.Finally,the sate space model and KF algorithm are applied to an example of CFM-56aero-engine.The expected RUL is predicted,and corresponding probability density distribution(PDF)and cumulative distribution function(CDF)are given.The result indicates that the accuracy of RUL prediction reaches 7.76%ahead 580 flight cycles(FC),which is more accurate than linear regression,and therefore shows the validity and rationality of the proposed method.     

扭转式SARIB隔振系统的建模与仿真

建立主减扭转式SARIB隔振系统的理论模型，并进行动特性分析，以对主减速器系统进行隔振手段 的拓展和分析方法的完善。依据Lagrange方法，得到平面扭转式SARIB系统的动 力学方程并进行求解。引入多体动力学分析方法，对空间扭转式SARIB系统进行 仿真分析，验证该隔振形式的有效性。以扭簧动力吸振器的形式代替常规SARIB系统中的悬臂式动力吸振器，可以降低系统对空间的需求，同时结构简单，降低了常规SARIB系统的复杂性，具有较好的易用性。     

Whipple防护结构超高速撞击极限分析

空间碎片的超高速撞击可能导致航天器发生严重的损伤甚至灾难性的失效，由于近地轨道上空间碎片的增加导致航天器的安全受到严重威胁，必须设置防护结构予以防护。本文从动力学分析入手，初步建立超高速撞击时Whipple防护结构的撞击极限方程，得到了与撞击极限相关的参数以及参数之间的关系，为实验提供基础。本文方程得到的撞击极限曲线与已有方程的撞击极限曲线吻合较好。     

极大代数在柔性制造系统建模中的不适用性

正确地认识和描述一个问题,是解决问题的前提条件。一个良好的柔性制造系统(FMS)模型可以反映其结构特性和预测其动态运行状况,为分析评价FMS的技术经济效益提供必要的信息,并为FMS的规划设计和运行决策提供依据。极大代数理论是目前常用的FMS建模方法之一,通过对极大代数理论和相应的FMS模型的分析,作者认为基于极大代数理论的FMS模型与实际系统相距甚远,无法反映FMS的柔性和FMS的动态运行过程。因此,极大代数理论不适合FMS的建模分析。     

一维分布参数系统的数值传递函数方法

本文给出了一维复杂非均匀分布参数系统的数值传递函数方法，在这种方法中，一个复杂系统被分布若干非均匀分在数子系统，通过定义状态微量 ，可以把每个子系统的控制方程改写为状态空间的形式，利用数值方法可以得到了子系统的传递函数，从而得到系统的解，数值算例表明本文不在求解系统的静力、动力响应时有着明显的优势。