基于多智能体系统的飞机舵面故障诊断方法

采用了多智能体系统方法对飞机系统的舵面故障诊断问题进行分析.首先从飞机系统的复杂性角度分析了该方法对其进行故障诊断的适应性,然后提出了对组成飞机舵面故障诊断系统的各智能体进行分类、建模和编码的方法,并在此基础上提出了故障诊断智能体的交互模型.在仿真实例中,采用Simulink建立了F-16飞机的仿真模型,用JADE平台构造了故障识别智能体以通过数据融合来对具体的舵面故障进行诊断,并利用MAC-Sim建立了Simulink与JADE平台之间的信息互通.仿真结果说明,该方法能够通过智能体的交互与协作来实现飞机舵面单故障和组合故障的在线协同诊断.     

基于ANFIS的蒸汽发生器水位实时控制系统的设计

从蒸汽发生器的水位特性出发，对其水位高度控制原理进行了深入细致的研究。鉴于控制对象的模糊性、不确定性和非线性，采用自适应神经元模糊推理(Adaptive neuron fuzzy inference system，ANFIS)技术，建立了模糊控制规则库，实现了对蒸汽发生器水位的智能控制。本文详细阐述了ANFIS技术的结构、控制方式和系统的主要功能，完成了软、硬件的综合设计，并进行了仿真研究。控制系统的硬件采用了DSP芯片，以保证系统的实时性；软件采用了模糊一神经网络算法，以克服系统模型的不确定性。仿真结果表明，该控制系统工作稳定可靠，具有较高的控制精度和较强的鲁棒性。     

共轴式直升机地面共振非线性仿真

建立了共轴式直升机旋翼/机体耦合的非线性动力学模型。在不考虑桨叶减摆器和起落架非线性因素的前提下，通过求解某模型直升机不同转速时桨叶摆振和机体运动的时域响应，确定了该直升机发生地面共振的转速范围，并与特征值分析确定的共振转速范围进行了对比验证。最后，分别采用非线性动力学模型和线性化模型对不同转速时的上、下旋翼桨叶摆振和机体运动响应进行了动态仿真计算，发现：在稳定区内，系统 非线性因素的影响不大；在不稳定区，非线性系统与线性化系统的响应特性呈现显著差异，且非线性系统将出现极限环现象。     

变推力轴线无人机的建模与机敏性分析

建立了与普通无人机相区别的变推力轴线无人机的全量教学模型.通过理论分析可知,变推力轴线技术的引入可以改善无人机的机动性和敏捷性.设计了气动舵面控制和推力变向控制相结合的无人机纵向姿态混合控制器,并对非线性模型描述的无人机进行了控制仿真,结果验证了混合控制策略的优越性,也体现了变推力轴线无人机具有比普通无人机更好的机敏性.     

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。     

偏最小二乘和ANFIS在飞机燃油油量测量中的应用

分析了飞机燃油箱剩余油量测量系统具有变量多、非线性及变量间存在多重相关性的特点,指出单独采用自适应神经模糊推理系统(Adaptive network-based fuzzy inference system．ANFIS)和偏最小二乘(Partial least- squares,PLS)解决飞机燃油箱剩余油量软测量问题均有各自的局限性。结合上述两种方法的优点,提出了一种基于PLS回归与减法聚类的ANFIS软测量模型。将其应用于预测飞机油箱燃油剩余的建模过程中,得到了比采用PLS回归方法更好的精度,从而证明了该建模方法的有效性。     

一种直升机粘弹减摆器时域模型参数识别方法

在时域内建立了直升机粘弹减摆器的非线性模型。该模型基于不可逆热力学原理，在线性滞弹性位移场(Anelastic displacement fields，ADFs)模型的基础上，通过一组材料状态变量函数引入了粘弹性材料的非线性特性；文中以硅橡胶为研究对象，在粘弹减摆器实际工作中比较典型的幅值和频率范围内，进行了简谐实验，并通过两位移幅值(0．1cm，0．6cm)的应变／应力滞迟回线直接进行模型参数识别。最后，通过与线化复模量、不同幅值的应变／应力的滞迟回线等实验数据比较，证实了本文模型具有较好的可靠性，为进一步研究直升机粘弹减摆器的性能和带减摆器的旋翼气弹分析奠定了基础。     

在主减速器斜撑杆上安装压电叠层作动器的直升机主动隔振

采用安装在主减斜撑杆上的压电叠层作动器建立了直升机主动隔振系统。基于压电材料本构关系推导了压电叠层作动器的驱动方程,建立了压电叠层作动器驱动的主减主动隔振系统动力学模型。采用了自适应滤波控制方法,通过最小均方算法实现了自适应控制。直升机主动隔振仿真实验表明了该系统具有高效的隔振效果。     

电磁式双凸极电机的非线性电感建模

电磁式双凸极电机是一种新型交流调速电机。目前对其研究主要是在基于分段线性电感函数建立的模型基础上进行的。为了能更加准确地反映电机电磁特性，本文提出了另一种建模方法：非线性电感建模。该方法首先通过数值方法得到不同相电流及励磁电流下的非线性电感函数和曲线，在此基础上构建电机模型。并就这种非线性建模方法和分段线性电感建模方法对系统性能的影响进行了比较，最后进行了仿真验证。理论和仿真结果表明：非线性电感模型和分段线性电感模型反映的电流特性基本一致，电流闭环控制时两种模型反映的平均转矩相同。但转矩脉动特性有所不同。非线性电感模型较分段线性电感模型准确。因此非线性电感模型适用于分析电机的转矩脉动特性。     

无人机L1自适应俯仰控制性能仿真

面向无人机全包线飞行时动态的非线性、战损/故障导致的舵面效能变化以及外部环境的时变干扰问题，以俯仰角控制为例，设计了L1自适应控制器，同时设计PI控制器以便对比分析控制性能。通过开展一系列仿真试验，可以发现，对于存在模型不确定性、舵面效能变化和外部时变干扰情况，L1自适应控制器的稳定性和鲁棒性明显优于PI控制器，满足无人机的控制需求，为工程应用奠定基础。     

细长翼摇滚的气动特性

对细长翼摇滚的一组典型的滚转角随时间变化的实验数据进行参数辨识，并用改进的单自由度数学模型，计算其非线性滚转阻尼特性后表明，当机翼摇滚由小振幅逐渐发展为大振幅的平衡状态时，其阻尼导数始于某一正值，且随振幅的增加而减小，最后便趋于零。而非线性阻尼力矩的变化幅值，则是正比于角振幅的变化率，其峰值便出现在振幅变化最陡的位置。     

重复使用运载器返回段横侧向控制系统

分析了偏航角速率和滚转角速率反馈的开环二次零点和荷兰滚极点在根轨迹上的分布情况,以及零极点 相对位置关系对控制的影响.提出用滚转角速率改善荷兰滚稳定性.针对RLV返回段的飞行任务和横航向耦舍 特性,设计了方向舵控制滚转的方案.避免副翼操纵的不利偏航.仿真结果表明,方向舵控制滚转能有效降低侧 滑并能减小控制舵面.     

风洞自由飞模型俯仰阻尼导数的提取方法

本文介绍了提取风洞自由飞模型俯仰阻尼导数的一种方法。使用非线性微分方程对模型姿态角进行参数辩识而得到以瞬时角位移表示的俯仰阻尼导数。假定在每个振动周期内模型阻尼变化小,且阻尼导数对称。使用 Kryloff-Bogoliuboff 方法对瞬时阻尼进行平均化处理便给出以角振幅表示的模型俯仰阻尼导数。这种角振幅表示法使模型非线性阻尼导数具有良好的重复性。因此,风洞自由飞模型非线性俯仰阻尼导数表示为角振幅的函数更为合理。而且在实验数据的角振幅变化范围内提供较为可靠的结果。     

高超声速风洞连续变动压舵面颤振试验

为了研究舵、翼面高超声速颤振特性，中国航天空气动力技术研究院建立了高超声速风洞连续变动压颤振试验技术。对具有相同结构动力学和气动特性的舵面模型进行颤振试验，试验马赫数为4.95和5.95。试验中缓慢连续增加试验动压直至颤振发生，并由此获得颤振临界参数；采用短时傅里叶变换时频域分析法研究了试验中模型频率随动压变化的耦合特性，分析表明该模型在试验条件下发生了经典弯扭耦合颤振。试验中还采用亚临界试验数据对颤振余度法和阻尼外推法2种颤振边界预测技术进行了研究，2种方法在高超声速颤振试验中都显示了良好的预测精度。研究还表明，动压增加的速率对颤振边界的预测精度影响较小。采用红外热成像技术对模型的气动加热进行了研究，温度场测量显示舵面最高温度出现在舵根部前缘位置，舵前缘和舵面斜面中后部温度也较高；舵轴裸露在流场中的部分由于反射板附面层的影响其气动加热问题并不严重。     

飞行器滚转阻尼导数测量试验技术研究

介绍了中国航天空气动力技术研究院针对滚转阻尼导数试验中不同试验要求，为航空航天飞行器开展的多项滚转阻尼导数风洞试验技术研究。针对不同模型，分别采用一体式弹性铰自由振动试验技术、组合式弹性铰自由振动试验技术和基于气浮轴承的自由滚转试验技术进行了多项试验，对机械阻尼特性、试验频率和抗载荷能力等关键性能进行了综合分析和研究。风洞试验结果表明:合理利用各项试验技术进行试验，试验数据大小合理、规律性好；各试验技术能够满足不同的试验振动频率范围，并且体现出了机械阻尼量级的规律性变化。针对不同飞行器外形进行风洞试验时，应结合试验要求和多方面因素选取合适的试验技术和试验方案。     

液体晃动非线性阻尼的描述方法

采用等效线性化手段研究了液体晃动非线性阻尼特性的描述方法，给出了自由衰减响应的对数衰减率与非线性阻尼比之间的关系，提出了通过自由衰减响应确定非线性阻尼特性参数的两种方法。计算表明，两种方法所得到的结果可以满足工程应用所要求的精度。     

陆上弹射安全准则仿真分析

基于MATLAB仿真技术,对某型飞机建立起陆上弹射起飞模型,借助该仿真模型分析不同弹射参数(弹射末速度、弹射起飞重量和预置舵偏量等)对飞机弹射起飞安全性的影响。综合考虑各种陆上弹射起飞安全影响因素,提出陆上弹射基本安全准则,构建陆上弹射安全区域。研究分析表明:选取合适的弹射参数,满足弹射条件处于弹射安全区域内,则可确保飞机陆上弹射起飞安全,同时验证了陆上弹射基本安全准则的正确性。     

小阻尼动态系统的时域自适应反馈主动阻尼设计

针对在前馈／反馈混合控制中提高控制通道阻尼的问题,基于自适应滤波理论,提出适用于单输入单输出(SISO)和多输入多输出(MIMO)控制通道的时域自适应反馈主动阻尼设计方法。研究了自适应过程的理想期望信号的构造、SISO情况下闭环控制通道与反馈控制器同时进行自适应设计以及MIMO控制通道阻尼问题的简化与设计方法的拓展等问题;同时,基于某主动隔振试验平台的实测结果,对所有研究内容进行SIMULINK模型仿真。时域自适应反馈主动阻尼设计是高效的主动阻尼设计方法,并且为小阻尼动态系统的增阻设计提供了统一的方法框架。     

速度型切削颤振的非线性分析

本文应用微分方程稳定性理论与极限环理论分析受非线性因素影响的速度型切削颤振问题,着重研究动态切削力中的非线性阻尼与机床结构特性中的非线性刚度对切削过程稳定性与颤振振幅稳定性的影响。结果表明,切削过程的稳定性取决于切削阻尼与机床结构阻尼,而与机床结构的刚度特性(线性或非线性)无关;非稳态的切削过程是否存在极限环,亦与机床结构的刚度特性无关,只取决于切削过程的阻尼特性,也就是说,满足一定条件的切削过程的非线性阻尼,亦是导致切削颤振振幅稳定性的原因。     

连接面刚度对于升力面动力学特性影响研究

折叠空气舵折叠机构以及舵轴处连接的设计对于折叠空气舵动力学特性有很大影响,基于折叠空气舵模态试验测得模态参数,对折叠空气舵进行动力学有限元建模以及校准,以此为基础,调整折叠机构以及舵轴与舵机的连接等多处连接刚度对应有限元模型参数,研究舵系统模态频率随各连接面刚度对应有限元模型参数调整的变化趋势,并得出具有参考意义的结论,用以指导折叠机构以及舵轴处连接等的结构优化设计。