民用飞机弹性结构水上迫降试验载荷研究

刚体模型和弹性体模型的载荷传递方式不同,为了研究刚体模型和弹性结构模型对飞机水上迫降载荷的影响,根据动力相似性原理设计制造了刚体模型,并根据强度相似性原理设计制造了弹性结构部件,通过气囊加载试验系统验证了弹性结构部件满足强度相似设计要求。通过水上迫降模型试验测得加速度-时间历程曲线,使用傅里叶变换处理试验数据得到加速度峰值。根据刚体模型的试验数据分析,飞机以初始俯仰角12°、襟翼为着陆构型、较小的下沉速度和中重心状态入水时,飞机在水上迫降过程中受到的载荷较小。研究表明：带弹性结构模型和刚体模型所得到的飞机载荷有明显的不同,带弹性结构模型得到的垂向加速度峰值明显低于刚体模型。这种现象主要是由于机体着水底部弹性结构变形吸收了大量的能量。     

滑转条件下月球车轮沉陷模型研究

 月球车在月面行驶时,为保证月球车的通过性能,应尽量避免沉陷。然而传统车辆沉陷量数学模型不适用于动态滑转条件下的月球车,为此对月球车行驶时车轮沉陷量的计算模型进行了研究。基于车辆地面力学理论,从模拟月壤力学参数和滑转率两个方面,在适合于刚性轮静态沉陷计算模型基础上建立了适用于滑转条件下月球车轮的沉陷计算模型。通过轮壤土槽试验,将试验测得的月球车轮沉陷量与模型计算得到的沉陷量进行比较,验证了修正模型的正确性。所研究的模型能够为滑转条件下月球车沉陷量的预测提供理论技术基础。     

一种设计型专家系统模型及其实现

针对工程设计的复杂性、规模,提出了一种通用的设计型专家系统模型,讨论了该模型的特点;并结合飞机结构中压延零件成型方案的确定及其模具设计,论述了该模型专家系统的实现方法。     

基于量纲分析和最优设计的毁伤响应函数获取

毁伤响应函数的获取是毁伤效能评估中至关重要的研究内容,其主要研究方法是试验归纳。为在原型试验样本极少的条件下,获取高效的毁伤响应函数,本文一方面应用量纲分析开发物理模型信息,并应用缩比试验拓展试验技术;另一方面构建了缩比试验与原型试验之间差异的参数化模型和融合评估模型。在这些工作的基础上提出两种试验的联合一体化最优设计方法,科学地设计试验,提高试验的效费比。给出了相互差异建模和一体化最优设计的例子,说明了本文方法的优势。     

自旋式飞行器三维SAR成像及测高新模型

 自旋式飞行器由于运动轨迹复杂,不仅不能精确测量飞行高度,而且从未被用做SAR成像平台。通过研究自旋式飞行器的三维SAR成像新模型,将测高与三维SAR成像相结合,提出了一种基于三维SAR成像的测高新模型。首先分析了自旋式飞行器天线相位中心运动轨迹的特点,将具有三维空间分布的半螺旋线天线运动轨迹等效为面阵天线;然后基于等效面阵,利用模糊函数理论,推导了相应的三维成像模型,从理论上证明了模型的成像可行性并分析其成像性能;最后在成像模型基础上,提出基于三维SAR成像的自旋式飞行器测高新模型,并从成像角度分析影响测高精度的因素。针对等效面阵非均匀分布的特点,采用后向投影(BP)算法仿真验证自旋式飞行器模型下三维成像的可行性和测高模型的有效性。     

基于遗传算法和ARMA模型的航空发电机寿命预测

针对航空发电机剩余使用寿命难以准确预测的问题,提出一种基于遗传算法(GA)优化的自回归与移动平均(ARMA)模型.运用航空发电机寿命专用试验平台,对某型航空发电机寿命进行长期试验,获取该航空发电机寿命相关数据.深入分析寿命试验数据,并对其建立ARMA模型.在此基础上,采用遗传算法对ARMA模型的阶数进行优化,分别采用A...     

结构动力学模型修正的三步策略及其实践

首先构建了由模型结构调整、模型参数修正以及模型确认组成的三步模型修正策略。该方法优于传统模型修正方法的是:在模型修正之初基于误差定位、灵敏度分析以及工程经验进行的模型结构调整可以给出一个适于参数修正的初始有限元模型,从而保证了模型修正的成功。然后,采用三步法针对国际上模型修正的标准考题——GARTEUR19结构动力学模型进行修正,详尽论述了模型结构调整、参数修正以及模型确认的过程,并将修正结果与国外同行的研究结果进行了对比,综合精度与国际先进水平相当,从而验证了三步模型修正策略的有效性。     

机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响简

 为了研究机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响,针对某复合式自转旋翼机,建立了基于状态空间法描述的非线性全量方程数学模型。该模型包含自转旋翼、机身、螺旋桨、机翼和尾翼的气动模型、动态入流模型和稳定性分析模型。运用该模型对比研究了样例自转旋翼机和样例复合式自转旋翼机的纵向稳定性。研究结果表明：机翼的增加对于浮沉模态和短周期模态稳定性是有利的;对于旋翼转速模态稳定性是不利的,在设计复合式自转旋翼机时可以考虑增加旋翼桨尖配重来提高此模态的稳定性。机翼的纵向位置对自转旋翼机的纵向稳定性有显著影响。在机翼纵向位置能满足配平约束条件下,机翼纵向位置越靠后,迎角稳定性越好,但旋翼转速稳定性越差。在设计复合式自转旋翼机时,机翼纵向位置的选择要综合考虑这两个因素进行折中。     

驾驶员结构模型参数辨识

给出一种驾驶员结构模型的参数辨识方法：根据人—机实时仿真试验测量的驾驶员描述函数,按最小二乘准则辨识驾驶员模型参数。推导出驾驶员结构模型的灵敏度公式,用于参数辨识过程,使计算方便、收敛性改善。针对驾驶员完成俯仰跟踪任务的人—机仿真试验结果,进行了实例计算,表明该方法是一种确定驾驶员结构模型参数的简单实用的方法     

二维紊流场对飞艇水平面内运动影响研究

大气紊流是影响高空飞艇水平面内巡航的重要原因,传统Dryden模型采用谱分解定理,只能生成一维大气紊流模型,对于高空飞艇复杂的飞行运动来说,生成二维紊流风场模型是必要的.基于紊流场的空间相关特性,采用离散自递归方法构建风场模型,然后结合风速矢量三角形关系式,建立扰动下的飞艇动力学模型,再对该模型进行水平竖直解耦.仿真结果表明,大气紊流作用在飞艇上的力会使飞艇较大程度地偏离其运动航迹,呈不稳定的随机波动状态.因此,构建高空飞艇动力学模型时,要充分考虑大气紊流的影响.     

机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响

为了研究机翼对自转旋翼机纵向稳定性的影响,针对某复合式自转旋翼机,建立了基于状态空间法描述的非线性全量方程数学模型。该模型包含自转旋翼、机身、螺旋桨、机翼和尾翼的气动模型、动态入流模型和稳定性分析模型。运用该模型对比研究了样例自转旋翼机和样例复合式自转旋翼机的纵向稳定性。研究结果表明：机翼的增加对于浮沉模态和短周期模态稳定性是有利的;对于旋翼转速模态稳定性是不利的,在设计复合式自转旋翼机时可以考虑增加旋翼桨尖配重来提高此模态的稳定性。机翼的纵向位置对自转旋翼机的纵向稳定性有显著影响。在机翼纵向位置能满足配平约束条件下,机翼纵向位置越靠后,迎角稳定性越好,但旋翼转速稳定性越差。在设计复合式自转旋翼机时,机翼纵向位置的选择要综合考虑这两个因素进行折中。     

线振动下惯导平台参数辨识的实现

研究了软性连接条件下线振动试验辨识惯导平台陀螺参数的方法。由于在此条件下原始模型不便用于辨识参数,为此提出了平台漂移的平均模型。对比静态模型指出了线振动对模型参数辨识的实质作用。由于利用平均模型来辨识平台参数存在参数冗余的局限性,因此利用两组不同幅值的线振动试验数据来进行辨识。最后验证了这种辨识方案不仅避免了静态条件下高阶陀螺参数难以收敛的问题,同时也解决了平均模型中参数冗余的局限性问题。     

湿滑道面飞机轮胎临界滑水速度计算方法比较

以美国国家航空航天局(NASA)临界滑水速度计算公式为基础,基于耦合欧拉-拉格朗日(CEL)算法建立动流场冲击原地转动轮胎分析模型,并由NASA公式及试验数据验证了模型的正确性及NASA公式在重轴载高胎压范围的适用性。进而考虑实际道面积水状态,建立滚动轮胎冲击静流场模型,探讨实际积水状态对临界滑水速度的影响。通过两类模型对比分析得出:两类模型的轮胎-水膜相互作用机理不同,相同速度和胎压下,后者在轮胎前缘形成的动水压强峰值明显高于前者,表明滚动轮胎冲击静流场模型中轮胎受到动水压强抬升作用更为显著,且相同速度条件下,滚动轮胎冲击静流场分析模型计算的竖向支撑力和临界滑水速度始终低于动流场冲击滚动轮胎的结果,表明该模型计算结果偏于安全,更适用于飞机高速滑行中轮胎-水膜相互作用分析。据此,提出了基于道面积水状态的临界滑水速度计算公式。     

建立航空发动机状态空间模型的修正方法

以阶跃输入响应进行模型的检验，提出了状态空间模型的修正方法：基于动态响应较好的状态空间模型，进行其矩阵B，D，F，G的修正，获得基于稳态修正的模型，解决了航空发动机状态空间模型检验与修正的问题。仿真表明，使用该方法修正的状态空间模型具有与原非线性数学模型完全一致的稳态响应和基本一致的动态过程响应。这种方法为航空发动机多变量数字电子控制器的设计奠定了强有力的基础。     

基于升力面自由尾迹的直升机旋翼悬停性能参数影响研究

 最大悬停效率(FM_max)作为衡量旋翼悬停性能的常用指标,反映了旋翼能达到的最大悬停效率,但不能反映旋翼在一定桨叶载荷范围内保持高悬停效率的能力,本文给出了旋翼悬停保持能力的定义.为更准确地反映桨叶涡量分布,建立了基于升力面理论的桨叶气动模型;考虑有弯度翼型的影响,将涡量布置于翼型中弧线,随后基于自由尾迹模型、耦合刚性桨叶挥舞运动方程、翼型动态失速模型以及二阶精度时间步进格式建立了升力面自由尾迹方法.通过计算模型旋翼在不同桨尖马赫数下的悬停效率,并与试验数据对比,验证了方法的准确性.相比于升力线自由尾迹方法,建立的升力面自由尾迹分析方法能显著提高旋翼悬停效率计算精度.最后分析旋翼关键设计参数对悬停性能的影响,得到设计参数影响旋翼悬停保持能力的新规律.     

基于支持向量机方法的发动机性能趋势预测

为了提高对航空发动机性能趋势预测的精度，提出利用支持向量机方法来预测表征发动机整体性能的参数一性能综合指数。建立了基于支持向量回归的一步及多步预测模型，利用该模型对性能正常衰退及性能异常发动机的综合指数分别进行预测，并与自回归(AR)模型的预测值进行比较。结果表明，基于支持向量机的预测模型比AR模型的预测精度更高，其四步预测精度由80．56％提高到88．51％。因此该模型尤其适合中、长期预测。     

基于多入多出平衡流形展开模型的涡扇发动机反馈线性化滑模控制

针对涡扇发动机内部状态大范围变化条件下,单点线性控制器控制效果不佳而线性变参数控制器求解困难的问题,提出了一种基于多入多出平衡流形展开模型的涡扇发动机反馈线性化滑模变结构控制。首先,采用多入多出平衡流形展开模型辨识技术,获得仿射型的涡扇发动机数学模型。随后,利用反馈线性化将平衡流形展开模型解耦,经过坐标变换获得可用于控制系统设计的线性结果,考虑了具有误差项和饱和函数的指数趋近滑模控制律来提高控制系统的鲁棒性,完成了基于平衡流形展开模型的多变量涡扇发动机反馈线性化滑模控制器设计。最后,在非线性部件级模型上开展了控制器验证。在平衡流形展开模型设计工况,增益控制和滑模控制的控制效果表明,基于平衡流形展开模型的反馈线性化方法能够获得涡扇发动机良好的控制效果。同时,在平衡流形展开模型稳定但精度无法保证的非设计飞行工况,反馈线性化滑模控制器能够进一步抑制不确定性的影响,保证转子转速和发动机压比的跟踪控制效果。     

基于平衡流形模型的航空发动机线性建模方法

研究了利用平衡流形模型建立航空发动机线性模型的方法。详细讨论了平衡流形模型的构造过程,给出从对象的平衡流形模型获取线性模型的理论依据。比较了线性化模型和平衡流形模型的有效范围,分析了两步法建立平衡流形模型允许采用更大的扰动量的原因。通过仿真验证了利用较大的扰动信号辨识平衡流形模型,进而获取线性模型的有效性。     

基于鲁棒模型的航空交流感应电机预测转矩控制

航空领域对驱动电机的动态、稳态及鲁棒性能提出了更为苛刻的要求。近年来,有限集模型预测控制（FCS-MPC）以其动态响应快、稳态性能好（同开关频率下）等诸多优点成为电机驱动领域的国际研究前沿。然而,预测模型依赖于电机参数,鲁棒性差。特别地,在感应电机的FCS-MPC中,模型失配引起电磁转矩预测误差,进而降低系统性能甚至导致系统失稳。针对此问题,提出了一种基于鲁棒模型的感应电机预测转矩控制。在定子电流预测方面,在传统开环模式的基础上,建立了闭环模式的定子电流预测方程,研究了其稳定性及参数设计方法。在定子磁链矢量预测方面,在传统电压模型预测法的基础上,建立了融合电压模型及电流模型的离散混合预测模型,基于比例积分调节器调节电压模型到电流模型的平滑切换。感应电机的电磁转矩则由闭环模式预测的定子电流和定子磁链计算得到。在一台2.2 kW感应电机实验平台上对本文提出的算法进行验证,实验结果证明了该方法的有效性。     

飞行器纵向非线性动力学建模对稳定性的影响

飞行器的稳定性分析与建立的动力学分析模型密切相关.传统的稳定性分析方法是基于小扰动假设建立线性化模型,当飞行状态中非线性特征明显时,其结果误差会带来多大的影响是人们关心的问题.通过建立飞行动力学非线性模型和气动力非线性模型,采用时间推进方法对两类非线性问题进行了比较系统的研究.数值计算结果表明,飞行动力学非线性模型与线性模型相比,周期增大、幅值减小、衰减率增大;而菲线性气动力模型对周期几乎没有影响,但对幅值有一定的影响.