航空发动机控制器降阶方法

研究了状态空间模型的降阶方法,介绍了平衡截取降阶方法,提出最小二乘降阶方法.根据降阶前后系统应具有相同的输出,采用最小二乘法计算出降阶后系统的模型参数.以状态空间形式的某航空发动机控制器为降阶示例,采用以上两种方法进行了降阶研究,结果表明所提出的最小二乘法具有更优的性能.     

基于主导能量最优逼近的模型降阶方法

本文从能量最优逼近的角度论述了一种新的模型降阶方法。首先根据系统输出的主导能量分布确定系统的主导极点,以此确定降阶模型的维数和分母系数;然后按照使系统主导能量与降阶模型主导能量之差为极小的最优准则,同时通过选择“能量因子”的数值来确定降阶模型的分子系数,从而获得连续系统和离散系统均可适用的统一降阶模式。本文提出的模型降阶方法,可以确保降阶模型的稳定性,具有良好的暂态和稳态拟合精度,并且简便实用。本中举倒说明了这一模型降阶方法的应用,并与其他模型降阶方法进行了对比,结果是令人满意的。     

经典模型降阶方法述评

大系统模型降阶是一个活跃的研究领域,比较成熟的经典降阶方法主要有;Pade逼近法,时间矩法,连分式法,Routh逼近法及混合法等。本文综述了这一领域的现有文献,介绍了每种降阶方法的基本思想、优缺点和适用范围,特别指出了一些新的经典模型降阶方法的进展。文中最后提出了模型降阶方法的可能研究方向。     

基于主导能量法和Pade逼近法的多变量系统的模型简化

本文在运用主导能量分布法初步确定多变量系统简化模型的阶的基础上,综合利用主导能量法和Pade逼近法对多变量系统进行联合降阶,从而获得具有较好的暂态和稳态拟合精度的降阶模型。文中的算例表明,本文提出的模型简化方法可得到较为满意的结果。 本文的方法适用于存在主导极点的复杂系统和大系统。     

继电型模型参考自适应控制系统的设计

本文对采用继电型自适应律的模型参考自适应控制系统提出了一种新的设计方法,并获得一种降阶自适应控制器。通过引入连续近似方法消除了不连续控制引起的颤抖现象。将本方法用于某飞行控制系统设计,其仿真结果表明效果良好。最后初步研究了本方法的微机实现问题。     

平衡降阶方法及其进展

大系统模型降阶作为一个理论课题,自60年代末至今日益受到国内外广大控制界人士的关注,提出了大量模型降阶方法。然而,1981年,Moore提出的内平衡实现理论给模型降阶方法带来了一次变革,许多经典方法一旦与平衡理论结合起来,便形成了更加简洁、有效的降阶方法。本文综述了这一领域的现有文献,并指出了若干进一步研究的可能方向,为便于应用,本文还给出了每种典型方法的数字实现过程。     

复合干扰下永磁球形电机的全阶滑模控制

针对受外部干扰和模型不确定性影响的永磁球形电机运动系统,提出一种基于有限时间干扰观测器的全阶滑模控制方法。首先,在复合干扰下建立永磁球形电机的动力学模型,其不确定性包括建模误差和外界干扰。其次,设计有限时间干扰观测器以快速、准确地估计出系统的复合干扰。然后,为永磁球形电机设计了全阶滑模面,理想滑模运动时反映其全阶动态特性,而不是传统滑模控制系统中的降阶动态特性。最后,通过李雅普诺夫定理证明了所提控制方法的闭环系统的稳定性。仿真和实验结果表明所提控制器在复合干扰情况下具有良好的动态特性和抗干扰能力。     

小型固定翼无人机绳钩回收过程动力学分析

绳钩回收作为小型固定翼无人机的一种精确定点拦阻无损回收技术,近年来在国内外得到迅速发展。本文以某型无人机的绳钩回收系统为研究对象,对绳钩回收系统进行了参数化处理并建立了两种动力学仿真模型。一是在考虑回收架柔性基础上建立了基于Lagrange方程的绳钩回收系统的动力学仿真模型,二是在考虑绳索变形和系统结构细节基础上建立了基于MSC.ADAMS的绳钩回收系统的多体动力学仿真模型。通过上述两种仿真模型的算例分析以及与某型无人机绳钩回收试验的测试数据作对比,验证了两种动力学仿真模型在绳钩回收系统不同设计阶段的适用性和有效性。     

一种带负载工业机器人动力学模型辨识方法

针对带负载工况下六自由度关节型工业机器人动力学模型的辨识问题，提出了一种带负载机器动力学模型的参数辨识方法。在获 得机器人本体动力学模型的前提下，用Newton Euler法建立负载动力学模型进行补偿，设计激励轨迹获取负载贡献的力矩，然后用加权最小二乘法辨识出负载模型中未知参数。最后对得到的带负载完整机器人动力学模型进行验证与分析，结果表明通过辨识得到的预测力矩与测量力矩有较好的跟随性，所提出的辨识方法具有一定的工程参考价值。     

直升机增稳系统的平衡降阶法

介绍了平衡化降阶理论的思想特点,并在此基础上研究了加权平衡化降阶法.最后,将这一方法用于某直升机的增稳系统降阶问题,取得了令人满意的结果.     

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Volterra级数的非定常气动力降阶模型

为了满足气动伺服弹性分析与综合的需要,优化了一种基于Volterra级数的非线性非定常气动力降阶模型。通过CFD技术计算出的广义非定常气动力阶跃响应辨识出Volterra核,应用特征系统实现算法建立非定常气动力的状态空间模型,并将该模型应用于气动弹性计算。用气动弹性标准模型AGARD 445.6机翼对该降阶模型做了验证,结果表明这种方法可以快速准确地求解气动弹性问题。     

板壳结构非线性动态随机响应的模态降阶分析

航空航天飞行器中的板壳结构在强噪声、高温和机械力载荷共同作用的环境中常会产生大振幅非线性随机振动响应,对非线性动态随机响应问题的模态降阶分析方法进行了综述。先介绍了模态降阶分析的基本原理,然后总结模态降阶技术的实现方法。分析每种方法的优缺点和适用范围,提出了目前研究存在的一些问题及今后的研究方向。     

结构动力模型一体化降阶技术

本文提出应用一体化降价技术实现结构动力模型的有效降阶，即首先在物理空间用动力缩聚（dy-namic condensation）法，然后在状态空间用平衡模型降阶（Balance Model Reduction）法，降低原始模型的阶数，这样就能结合有限元分析中物理模型降阶技术及控制理论中平衡降阶法的优点，所得降阶模型不仅阶数较低，而且所得状态空间方程具有可观且可控的优点。仿真表明，这种一体化降价技术算法稳定，计算精度高。     

空空导弹模型参考变结构飞控系统设计

应用模型参考变结构最终滑态控制方案设计了某型中距拦射空空导弹变结构自动驾驶仪。理论分析证明，该方案有效地改善了系统的动态品质，并且对系统的不确定性因素具有较强的鲁棒性，数字仿真结果表明，所设计的变结构自动驾驶仪具有良好的指令跟踪性能，对于系统参数的变化不敏感。     

飞机操纵系统与液压系统动态特性的综合分析研究

飞机操纵系统与液压系统是两个密切相关而又各自独立的系统，本文在探索两者内在联系和各自特性的基础上，提出一种以机液伺服控制为核心的、能表征和模拟它们共同特性并符合实际的系统综合模型。这里没有采用传统的建模技术，而藉以新颖的功率键合图为手段，通过数字仿真，可方便地预测和分析那些极有意义的系统参数变量的动态性能和相互关系，为飞机系统设计和参数的合理选择提供有价值的分析依据。     

结构动特性计算的广义模型物理化方法及应用

大型组合结构动特性计算往往采用子结构模态综合技术。子结构模态综合技术是将大型结构划分多个部件,将部件按照模态坐标展开为广义模型,再将广义模型进行综合,获得整体结构动特性。本文给出一种将部件的广义模型和物理模型直接综合的方法一广义模型物理化方法,并提供了方法在Nastran软件的实现途径。该方法不同于传统的子结构综合方法,能够将广义模型直接按照物理模型看待,从而将广义模型直接和物理模型进行综合,避免了繁琐的模态综合过程,使得对广义模型的理解和使用更加直观。文章晟后给出了广义模型物理化方法的验证算例以及工程应用实例。     

高超声速飞行器脉冲风洞测力系统研究

吸气式高超声速飞行器具有各系统高度耦合的特点，现阶段的主要研究手段是在脉冲燃烧风洞中开展一体化飞行器带动力试验。针对脉冲燃烧风洞的特点，发展了一体化飞行器风洞试验快速测力方法。对试验模型和天平组成的测力系统进行了建模，获得了测力系统结构设计准则；采用数值仿真和锤击法获得了测力系统的模态，对试验过程中模型振动信号进行分析研究。结果表明:测力系统的振动频率满足测力要求，且其振动形式与锤击法测定模态一致。在脉冲燃烧风洞中开展的飞行器带动力试验结果表明:测力系统满足脉冲燃烧风洞测力要求，能够获得大尺度高超声速一体化飞行器气动力载荷，且满足精度要求，证明了在脉冲燃烧风洞中开展大尺度高超声速一体化飞行器技术研究的可行性。     

2米旋翼模型试验系统研制

旋翼模型试验系统是开展直升机理论与技术研究、新机研制的最基本和最重要的试验设备。本文简介由南京航空学院研制的2米旋翼模型试验系统、它的设计思想和主要特点等。该系统主要用于开展直升机空气动力学、动力学和飞行力学等方面的试验研究,也可直接为直升机型号研制服务。其主要设计原则是满足试验要求、与现已有的风洞相匹配和满足可行性与灵活性要求等。 本文对旋翼模型、操纵与激振系统,动力、传动系统,测量系统,数据采集与处理系统,安全监控与报警系统,以及中央控制台与显示系统等的主要特点均作了简略叙述;还简要介绍了系统调试中的几个问题:温升、振动、天平标定及变距标定等。 系统调试完成之后,已成功地进行了几个典型的空气动力学与动力学试验。试验结果达到预定要求,表明该试验系统的研制是成功的。     

一种基于结构相似性的动特性预示方法

提出了一种基于结构相似性的全弹动特性预示方法。首先通过基于遗传算法的模型修正方法,获得了参考型号精度较高的有限元模型,进而得出了结构刚度参数的修正系数,然后根据结构相似性,将参考型号结构刚度参数的修正系数应用于相似型号结构动特性建模及仿真。试验验证结果表明,采用本方法预示的导弹全弹动特性与试验结果相比,前三阶频率最大偏差不超过11%,各阶振型与试验结果相近。