多点简谐振动响应控制下的频响矩阵测试

应用频响矩阵建立了多维振动系统输入输出之间的数学模型。探讨了一种多点简谐振动响应受到控制时的频响矩阵测试方法;分析试验中系统的实际响应和预先设定的响应参考值之间的误差,通过多次采集响应信号和激励力信号建立响应矩阵和力矩阵,根据振动运动方程求极小范数解来作为对频响矩阵的估计;给出简谐振动响应控制的算法流程,并用实测的响应信号对频响矩阵精度进行评价。试验研究表明该方法的有效性,而且响应的幅值和相位控制均满足试验的要求。     

基于内模控制的多输入多输出高阶振动系统

常规的比例-积分-微分(PID)控制器一般用于单输入单输出系统。对于具有多个输入和多个输出且相互之间具有较强耦合作用的高阶多变量系统,PID控制器的设计常难以实现。针对高阶柔性结构振动控制问题,提出如下PID控制策略：首先在某一频段内对频响函数进行拟合降阶,建立过程模型,然后采用内模控制方法和麦克劳林展开式设计多输入多输出振动系统PID控制器。以4层刚架进行建模仿真计算,结果表明,通过本文方法设计的PID控制器,可以在避免未控模态影响的前提下,使外部干扰得到有效抑制,得到比较理想的控制效果。     

基于逆系统方法的多输入多输出非高斯驱动信号生成

多输入多输出(MIMO)振动环境试验是振动试验的新方法,该方法比传统的单输入单输出(SISO)方法更真实地模拟了结构在实际工作下的振动环境。传统随机振动试验的频域方法所模拟的是平稳高斯信号,但是实际振动环境往往是超高斯的,且超高斯激励和高斯激励对结构的损害差异很大,因此对MIMO超高斯振动环境试验的研究十分重要。驱动信号的产生是振动环境试验的关键。提出一种基于逆系统的MIMO超高斯驱动信号生成方法。首先,根据给定的响应参考功率谱密度(PSD)和参考峭度值采用相位调节法生成参考响应超高斯伪随机信号;其次,利用逆系统方法生成超高斯伪随机驱动信号;最后,对伪随机驱动信号进行时域随机化处理得到超高斯真随机驱动信号。对一根两输入两输出的悬臂梁模型进行了仿真验证,结果表明,采用本文方法所得到的驱动信号加载在梁上后,其输出响应谱与给定参考谱之间的误差完全满足工程中常用的±3 dB的要求,而且峭度也与给定的参考值十分接近,证实了所提方法的有效性。     

直升机振动响应计算方法研究

在直升机研制阶段,预测全机振动响应是控制直升机振动水平的关键技术。本文建立了利用频响传递函数实测数据,对全机振动分析有限元模型进行修正的方法,机体的振动响应预测结果与实测结果具有很好的一致性,达到了较高的精度。通过研究,探索出了一套直升机结构振动响应模型修改和分析技术,为直升机振动响应预测提供了一种有效的分析手段,也为深入开展直升机振动响应预测研究奠定了基础。     

基于LQR的纵向多自由度变稳控制律设计

飞机进场着陆过程中,速度、迎角和俯仰角速度等多参数的跟踪模拟是一个复杂的多输入输出系统,采用传统的控制方法难以获得满意的控制效果.根据系统控制要求,提出一种利用最优二次型调节器(LQR)的控制方式.首先分析跟踪模拟的结构形式,把模型跟踪问题化为最优二次型状态调节器,确定控制律的基本结构;然后对某型飞机进场着陆阶段特性利用TIFS飞机进行模型跟踪控制律的设计,并结合经典控制理论对系统控制参数进行修正;最后利用舵机在回路的半物理试验台进行仿真.结果表明,所提出的LQR控制方法能够有效地解决多控制回路性能的自动协调,具有良好的动态响应,而且有很高的模型跟踪模拟精度.     

一种针对局部结构的有限元模型修正方法

针对实际结构有限元模型（FEM）的建模误差通常仅存在于局部区域,提出了一种对局部结构单独进行模型修正的方法。首先,根据频响函数（FRF）解耦理论得到由残余结构频响函数与包含待修正参数的局部结构动刚度所重构的整体结构频响函数的拟合值,然后通过迭代优化使其与测量值的残差最小化,从而得到参数的极大似然估计。在此基础上,将残差关于参数的灵敏度以局部结构动力学矩阵表示,建立了模型修正的基本方程,利用整体结构的测试数据即可直接对分离出来的局部结构进行模型修正。最后,对喷气式飞机和三角机翼飞机分别进行了数值模拟和实验研究,验证了所提方法的可行性和有效性。结果表明,所提方法可以成功地用于仅局部区域含有建模误差的实际结构有限元模型的修正,修正后的有限元模型的动态特性与实际结构有较好的一致性。     

检波器谐振频率数学模型及其频响误差的修正

峰值检波器的频响误差在高频段主要是由分布参数产生的高频谐振误差。本文利用实测数据建立了检波器谐振频率数学模型，根据模型的预测值对检波器和了频响误差修正。计量检定表明修正后的频响误差大大减小。     

多转子系统振动分析的子结构耦合矩阵法

提出了一种用于多转子耦合系统振动分析的建模方法.将耦合的多转子系统在耦合处分开,把耦合力作为单转子系统上的外力,利用集总参数法和节点的自由振动微分方程通式建立单转子系统的振动方程.通过分析耦合部件作用在耦合节点上的力,得到了多转子系统耦合部件的耦合矩阵;利用耦合矩阵将单转子系统振动微分方程耦合在一起,建立了整个多转子系统的振动方程.通过分析多转子系统的振动方程,解出了多转子系统的固有频率、临界转速、幅频响应曲线、涡动轨迹等.通过两个算例,证实了多转子系统振动分析的子结构耦合矩阵法是可行的,计算结果是可靠的.      

有理分式正交多项式频响函数模态参数识别

 讨论一种多输入的频域模态参数识别方法。该方法将频响函数表示为具有矩阵系数的有理分式,利用Forsythe 正交多项式减少方程的病态并解耦系统矩阵,随后运用特征值与奇异值分解求解系统的极点与留数。使用欧洲国家航空界广泛使用的GARTEUR 飞机模型进行仿真计算。结果表明:该方法在30 %噪声下仍具有对严重耦合模态的识别能力;振型识别较为准确;适当提高分母阶次能取得更好的识别结果。     

结构随机振动响应计算方法研究

根据自动控制原理，引用随机振动试验中的控制说概念，在输入、系统和输出三者之间建立起闭环反馈回路，在控制点的功率谱满足要求的情况下，对结构随机振动响应进行计算，从而得到结构上各点的振动响应值。     

模拟叶片气激及涂层阻尼减振有效性研究

针对航空发动机叶片高阶振动及阻尼涂层减振有效性的试验验证问题,通过构建旋笛式高频气激试验器,对单个非旋转叶片进行气体激振试验研究,同时完成有无涂层阻尼叶片在高频气激下的振动响应对比试验。结果表明：气动激振可以使叶片处于高应力工作状态,施加阻尼涂层是1种有效抑制振动响应的手段;气体激振测频结果与ANSYS计算、振动台测频结果基本吻合,说明气体激振不仅可以完成振动特性试验,而且可以通过调节气压和流量来控制激振力的大小,以此来控制振幅并完成振动疲劳试验     

基于飞行品质评估的无人直升机鲁棒控制器设计

提出了一种改进的无人直升机H_∞回路成形鲁棒控制器设计方法。首先将系统辨识技术引入到无人直升机高带宽控制器设计,根据飞行扫频数据,得到包含直升机动力学模型耦合特性的非参数频率响应,依据频率响应拟合待辨识模型得到无人直升机高精度的飞行动力学模型。然后根据该模型,采用改进的H_∞回路成形方法设计了无人直升机内回路控制器,针对H_∞回路成形方法中权值矩阵选取困难的问题,利用了最大右约数(GCRD)方法以实现实际系统和期望系统的传递函数矩阵之间的转换。与传统的对角型权值矩阵相比,使用此方法成形后的系统具有更宽的鲁棒稳定裕度,系统的解耦性和频带也显著提高,而且可以大大降低设计人员选取权值矩阵的复杂性和盲目性。通过仿真验证,所设计的无人直升机系统的飞行品质满足军用标准ADS-33E中一级区域的要求。     

采用压电叠层作动器的弹性梁振动主动控制实验研究简

 结构响应主动控制系统中常用的惯性作动器由于附加质量大、工作频带窄和响应速度慢等缺点,降低了控制系统的性能。压电作动器具有质量轻、工作频带宽和响应速度快等优点,作为高效执行元件能有效地提高控制系统的性能。本文采用压电叠层作动器驱动自由-自由弹性梁模型,以观测点的加速度响应为控制目标,采用频域谐波稳态控制策略进行了自由梁结构谐波振动响应主动控制实验研究。实验结果表明,本文建立的采用压电叠层作动器的结构响应主动控制系统能有效地控制弹性梁结构的振动水平,并具有快速跟踪外激励变化的自适应控制能力。     

采用压电叠层作动器的弹性梁振动主动控制实验研究

结构响应主动控制系统中常用的惯性作动器由于附加质量大、工作频带窄和响应速度慢等缺点,降低了控制系统的性能。压电作动器具有质量轻、工作频带宽和响应速度快等优点,作为高效执行元件能有效地提高控制系统的性能。本文采用压电叠层作动器驱动自由-自由弹性梁模型,以观测点的加速度响应为控制目标,采用频域谐波稳态控制策略进行了自由梁结构谐波振动响应主动控制实验研究。实验结果表明,本文建立的采用压电叠层作动器的结构响应主动控制系统能有效地控制弹性梁结构的振动水平,并具有快速跟踪外激励变化的自适应控制能力。     

转子振动主动控制中瞬态响应的抑制

在主动控制转子振动的过程中,支承刚性的改变必然伴随着转子两个稳定运动状态间过渡的瞬态过程。用时变系统理论研究了瞬态振动的特性及其影响因素,设计了时变控制器。结果表明,瞬态响应是转子主动控振中不可忽视的因素。时变控制器可大大减少瞬态响应的影响。     

航空发动机H∞/LTR控制试验验证

 用半物理模拟试验验证了多变量鲁棒控制在航空发动机中的应用,给出了航空发动机中H_∞/LTR控制模块的设计过程及注意事项。从半物理模拟试验结果可见:与LQG/LTR控制器不同,H_∞/LTR控制器能在半物理模拟试验环境下稳定控制航空发动机;H_∞/LTR控制器具有优良的噪声抑制功能;基于包线内一点设计的H_∞/LTR控制器可适用于包线内其他区域的加力与非加力状态下的爬升、加速等仿真试验,验证了H_∞/LTR方法的鲁棒性。推进了多变量鲁棒控制设计方法在航空发动机中的实际应用。     

基于神经网络的翼盒结构响应重构方法应用

翼盒结构复杂，航行中承载条件恶劣，利用有限测点信息重构其它位置响应对于实时健康监测具有很强的现实意义。通过误差反向传播神经网络训练得到响应之间的非线性关系，建立基于神经网络的响应重构方法，开展有限元分析对其进行数值仿真验证，并将该方法应用于实测随机激励环境下翼盒典型承力结构的响应重构及损伤定位与判断分析。结果表明：采用该方法重构出的预测响应功率谱密度的均方根相对误差不超过1.90 dB，主要频点误差小于10%；判断出翼盒关键测点e 的损伤或故障发生在所截取片段数据3 s 后，其故障特征频率为240 Hz 左右，该方法应用于响应重构预示及健康监测分析具有可行性。     

SUPPRESSION OF TRANSIENT RESPONSE OF A ROTOR IN ACTIVE VIBRATlON CONTROL

ＳＵＰＰＲＥＳＳＩＯＮＯＦＴＲＡＮＳＩＥＮＴＲＥＳＰＯＮＳＥＯＦＡＲＯＴＯＲＩＮＡＣＴＩＶＥＶＩＢＲＡＴｌＯＮＣＯＮＴＲＯＬＬｉｕＢａｏｊｉａｎｇ；ＹａｎＬｉｔａｎｇ（Ｇｒｏｕｐ４０５，ＢｅｉｊｉｎｇＵｎｉｖｅｒｓｉｔｙｏｆＡｅｒｏｎａｕｔｉｃｓａｎ...     

多目标遗传算法在H_∞鲁棒控制器设计中的应用

引入了基于频域理论的H∞回路成形鲁棒设计方法对某型航空发动机进行控制器设计,对设计过程中的关键技术进行了研究。在控制器设计过程中,引入多目标遗传算法对能使系统奇异值形状满足设计要求的权函数参数进行全局寻优,有效提高了控制器的设计效率和设计的准确性。同时对传统的控制回路结构进行了改形,改善了控制器性能。最后在设计的航空发动机数控系统快速原型化实时仿真平台上进行了硬件在回路仿真,证实了所设计的改型后的H∞回路成形控制器在航空发动机控制上所具有的良好的性能。     

配置压电自感作动器复合层板的振动主动控制

采用一阶剪应变理论,对具有自感作动器的复合层板进行有限元分析,为避免自由度数太大,采用按结构模态展开的方法,给出以模态坐标为变量的状态方程,和以电流为输出的观测方程。在此基础上,考虑振动系统的外激励干扰衰减 LQG,H_∞ 控制问题。对具有四对压电薄膜的层板结构进行了数值仿真,绘制出LQG控制下和 H_∞ 控制下闭环系统控制对象的奇异值曲线,还给出持续外力作用下速度响应曲线比较,仿真结果表明控制的方法是有效的。