驾驶员模型建模精度分析方法研究

针对频域内驾驶员描述函数和辨识方法和最小二乘的驾驶员模型参数的估计方法，按照严谨公式的规范条件建立了驾驶员模型建模精度评介公式，并对驾驶员完成俯仰跟踪任务时的仿真结果和驾驶员模型辨识结果进行了精度检验计算，同时还探讨了提高建模精度的有关技术问题。     

俯仰跟踪任务中的驾驶员神经网络模型辨识

 在飞机设计中,应用驾驶员数学模型预测飞机飞行品质是避免人机系统出现不良耦合的重要途径之一。为了提高飞行品质的预测精度,采用人工神经网络(NN)方法进行驾驶员模型辨识,着重研究该模型对不同飞机被控对象的适应能力。首先,详细分析了驾驶员完成俯仰跟踪任务的操纵行为特点,提出适用于该驾驶员行为描述的神经网络模型结构形式。然后,根据对不同被控对象进行俯仰跟踪实时仿真实验的结果,对神经网络模型参数进行识别。最后,对模型辨识结果进行了精度评价。研究结果表明,该辨识方法适用于研究具有不同增益、不同短周期振荡频率飞机被控对象的驾驶员操纵行为特性。     

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     

副翼卡死故障下的时变驾驶员模型研究

为了研究故障情况下的驾驶员-飞机耦合特性,有必要研究驾驶员时变控制行为的建模方法。基于Hess简化的结构驾驶员模型,引入了自适应逻辑,通过控制回路中两个增益参数的变化体现了驾驶员控制的时变性,并根据某型机副翼卡死故障情况,加入了配平修正模块和驾驶员适应时间,得到适合副翼卡死故障的驾驶员时变控制模型。对比分析人在环仿真试验和人机闭环仿真计算结果,在副翼卡死情况下驾驶员时变控制模型与实际驾驶员的控制结果一致,说明时变驾驶员模型能够描述真实的人类驾驶员控制行为特性。     

驾驶员神经网络模型与频域拟线性模型的比较研究

 针对在双通道人—机控制系统中,由于驾驶员在各通道间的注意力分配,造成操纵行为具有明显的非线性这一特性,提出了用神经网络模型进行驾驶员行为描述的新方法。通过在飞行模拟器上进行双通道控制的人—机闭环仿真实验,分别对驾驶员的神经网络模型和频域拟线性模型进行识别,并对两种模型的识别结果进行了精度分析和仿真验证。结果表明神经网络模型在更宽的频带范围内具有良好的精度,而频域拟线性模型只在低频范围内精度好,其频带范围相对较窄。这说明神经网络模型在描述驾驶员非线性行为特征方面优于传统的频域拟线性模型。     

改进频域子空间模态分析方法及在试飞中的应用

基于频域子空间模态参数识别方法,提出了一种适用颤振试飞数据处理的频域子空间与非线性优化相结合的模态参数识别方法。通过GARTEUR模型数据对其进行了仿真验证,结果表明,模态阻尼识别精度在5%以内。将该方法用于实际颤振飞行试验的数据处理,结果表明,通过非线性优化后能够提高模态阻尼的识别精度,且具有抗噪声能力强、密集模态识别能力强和识别速度快等优点。     

基于整机试验数据的发动机部件特性修正方法研究

本文主要研究了一种通过修正部件特性使航空发动机仿真模型与参考数据相匹配的方法,旨在提供一种通用的基于参考数据的部件特性修正技术,以达到减小建模误差,提高模型精度的目的。在对发动机模型分析的基础上,选取调整参数,利用参考数据和优化算法调整部件特性,使得仿真模型在非设计点的仿真输出与参考数据满足匹配精度。仿真结果表明,采用基于数据的发动机匹配技术,还原了发动机稳态部件特性,提高了模型仿真精度,同时可以实现非直接测量参数仿真。     

面向工业机器人的数字孪生建模精度补偿方法

针对现有工业机器人智能装备建模感知监测精度缺失,依靠理论参数建模精度低等问题,本文以工业机器人铣削系统为研究对象,构建了高精度光栅尺实时测量机器人关节转角的数字孪生监测系统,避免了齿轮间隙、编码器丢码等关节转角误差对数字孪生建模准确度的影响;根据MD–H运动学建模方法建立了数字孪生驱动模型,采用L–M算法对工业机器人建模参数进行辨识修正,减少了机器人数字孪生模型中几何误差的影响;开发了数字孪生交互系统平台,用以监测、控制物理空间的工业机器人铣削系统的作业运动。利用辨识后的机器人关节参数构建的数字孪生模型,使得工业机器人铣削系统运动点位的建模精度从±1.6905 mm提高到了±0.3304 mm,提高了4.12倍,表明本文针对工业机器人数字孪生建模方法的正确性和建模参数辨识方法对建模精度补偿的可行性。     

直升机飞行力学线性变参数建模方法研究

针对直升机飞行力学建模问题,分别基于模型缝合及模糊逼近提出了两种线性变参数(LPV)建模方法。在模型缝合方法中,基于经过滤波加权的飞行速度进行气动导数和操纵导数的插值,完成气动力的实时计算,结合非线性欧拉运动方程完成LPV模型的建立。在模型逼近方法中,建立了基于T-S模糊模型的非线性状态空间逼近模型,采用anfis结构完成了模糊模型训练。利用UH-60直升机非线性模型生成了不同飞行速度的线性状态空间模型,并分别通过两种方法建立了两套LPV模型。最后,基于频率响应和泰尔不等系数对典型LPV建模参数对模型精度的影响特性进行了分析。     

驾驶员模型参数与飞行品质关系的研究

按 Neal-Smith准则要求,探讨了驾驶员模型参数与飞机飞行品质之间的关系。建立Neal-Smith准则的数学表达式,导出系统闭环幅频、相频特性对驾驶员模型参数变化的灵敏度公式,用牛顿迭代法,计算出满足 Neal-Smith准则条件的驾驶员模型参数,得出相应的闭环幅频、相频特性曲线,找得相应的驾驶员对飞行品质的评定等级。用该方法来计算和检查飞机的飞行品质是非常简捷的,且能看到驾驶员与飞行器之间关系是否合适和匹配     

Identification method for helicopter flight dynamics modeling with rotor degrees of freedom

A comprehensive method based on system identification theory for helicopter flight dynamics modeling with rotor degrees of freedom is developed. A fully parameterized rotor flapping equation for identification purpose is derived without using any theoretical model, so the confidence of the identified model is increased, and then the 6 degrees of freedom rigid body model is extended to 9 degrees of freedom high-order model. Bode sensitivity function is derived to increase the accuracy of frequency spectra calculation which influences the accuracy of model parameter identification. Then a frequency domain identification algorithm is established. Acceleration technique is developed furthermore to increase calculation efficiency, and the total identification time is reduced by more than 50% using this technique. A comprehensive two-step method is established for helicopter high-order flight dynamics model identification which increases the numerical stability of model identification compared with single step algorithm. Application of the developed method to identify the flight dynamics model of BO 105 helicopter based on flight test data is implemented. A comparative study between the high-order model and rigid body model is performed at last. The results show that the developed method can be used for helicopter high-order flight dynamics model identification with high accuracy as well as efficiency, and the advantage of identified high-order model is very obvious compared with low-order model.     

俯仰轴飞行品质中频域准则的计算与模拟

简要介绍了军用飞机飞行品质MIL—STD—1797A中有关俯仰轴频域难则的要求和原由。提出了对这些难则的理论计算和模拟试验方法。并以某飞机为例，利用所提出的方法，对其飞行品质进行了计算和模拟。结果表明，所提出的计算和模拟方法是合理的。最后，讨论了驾驶员模型形式对俯仰轴飞行品质的影响。     

DFBW飞机人-机闭环纵向着陆特性研究

本文根据试飞员的飞行体会和一组试飞曲线,提出驾驶员参数随着着陆过程变化的频率域模型,建立装有DFBW飞机的人-机闭环系统数学模型,编制非线性全量时域仿真程序,对纵向着陆过程动态作了全面的定量分析,其结果与装有MCS飞机的试飞情况吻合,验证了本文建模、程序可信度和精度,从而得出某DFBW飞机着陆特性是可被驾驶员接受的一些有益结论。     

基于直升机舰面起降动态仿真的风限图计算

建立了基于直升机舰面起降动态仿真的风限图（WOD）计算方法,综合计入舰船尾流、直升机运动和驾驶员操控等多因素的作用提升风限图计算的准确度。基于耦合舰船非定常尾流的飞行动力学模型,发展了适于直升机多轴协同操控的驾驶员模型,建立了舰面起降轨迹的数学描述和生成方法,形成计入舰船尾流、直升机运动和驾驶员操控等多因素综合作用的直升机舰面起降动态仿真方法。在此基础上,总结风限图计算判据,建立风限图计算方法。计算结果表明,某些风况下直升机在舰面起飞和降落过程中受到舰船尾流的干扰远大于在甲板上方悬停时受到的作用。本文方法能够捕捉到不同起降点和起降方式导致舰船尾流时空变化的干扰,与传统计算方法相比,显著提升了风限图计算的准确度。     

临近空间高超声速跳跃滑翔式目标自适应跟踪模型

针对临近空间高超声速跳跃式滑翔目标跟踪问题,在将加速度建模为具有正弦波（SW）自相关随机过程的基础上,提出一种自适应非零均值正弦波相关（ANM-SW）模型。其核心是对正弦波相关模型进行均值补偿构建ANM-SW模型,并推导了模型状态方程;为深入分析均值补偿的作用,分别从时域和频域的角度探讨了自适应非零均值模型的物理本质;此外,为进一步说明模型的适应性问题,结合Kalman滤波推导了SW及ANM-SW模型状态更新的系统动态误差,验证了ANM-SW模型在机动适应方面的优越性;最终仿真表明与SW模型相比,ANM-SW模型在跟踪精度及机动适应能力方面具有一定的优势性。     

用于飞行仿真的空间大气紊流场生成与应用研究(英文)

研究了三维空间大气紊流场生成及其在大型飞机实时飞行仿真中的应用。分析了针对大型飞机飞行仿真的扰动风场的建模需求。通过在频域空间直接进行蒙特卡罗法随机抽样,经三维傅里叶逆变换获得空间大气紊流场。采用Von Karman模型,更加准确地描述大气紊流场特征。运用傅立叶变换的复共轭对称特性,保证最终生成实的紊流场。通过无因次化方法解决了变尺度和变强度的紊流场生成问题。针对生成的空间紊流场设计了紊流梯度的计算方法。针对飞机连续穿越紊流场的问题,提出基于空间对称扩展的紊流场扩展方法。经时域相关性检验证明,基于该方法生成的紊流场与传统时域方法相比,具有较好的空间互相关特性。最后针对Boeing747飞机,给出了一个在空间紊流场中的飞行仿真实例。与传统质点化模型的仿真结果相比,基于空间紊流场和四点模型的算法更能表现出飞机穿越紊流场飞行的随机特性。     

多输入/多输出频域模态识别方法及在飞机地面振动试验应用

 本文介绍了一种多输入/多输出频域模态识别方法,并由计算机仿真和实际对称结构实例检验了本方法的精度、可靠性以及处理密集和重根模态的能力。文中给出了在某型现代歼击机全机地面振动试验中的应用,结果表明:和传统多点正弦激振相位共振技术相比,试验操作简单（无需调力）,试验周期短,识别精度高;和80年代发展的多输入/多输出时域方法相比,能直接识别系统的阶（模态数）,从而减少计算工作量,避免区分真实结构模态和“噪声模态”。     

抗混叠时频域融合算法及在叶片响应分析中的应用

为解决现有的时频域融合算法中反复使用快速傅里叶变换而出现频谱混叠误差和频谱系数周期性重复的问题,采用快速抗混叠傅里叶变换取代原有的快速傅里叶变换,从计算精度和效率两个方面对时频域融合算法进行改进.使用改进后的抗混叠时频域融合算法对某真实叶片的非线性强迫振动响应进行了计算,并与原算法的计算结果进行了比较.计算结果表明:抗混叠时频域融合算法在保证精度的前提下,计算速度约为原算法的4倍.该算法适合于有限元模型、精度要求高的非线性系统的动力学响应分析.