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直升机结构响应自适应控制研究 总被引:2,自引:0,他引:2
研究了基于自适应滤波技术、采用伺服惯性力发生器(SIFG)的直升机结构响应主动控制;比较了被动动力吸振器和SIFG的减振效果。研究表明,SIFG在直升机前飞速度和旋翼转速及前飞速度改变的情况下均能保持良好的减振效果。 相似文献
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本文根据气动弹性系统的特点和对颤振主动抑制控制系统性能的要求,提出了利用可测信号直接综合颤振主动抑制控制律的次最优输出反馈控制律的逐步变参设计方法,不仅克服了应用最优输出反馈控制理论设计控制律时所遇到的困难,而且控制系统在整个飞行包线内都具有较好的闭环特性。 相似文献
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旋翼/机身耦合系统的固有特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
直升机的旋翼与机身在桨毂处是机械耦合的,用旋翼阻抗和机身阻抗在桨毂处匹配的方法分析旋翼/机身耦合系统的固有特性。旋翼阻抗由旋翼在固定坐标系中的运动方程得到,这个运动方程由旋翼旋转坐标系中的桨叶模态方程导出,机身阻抗可由此可见 身的有限元分析计算或振动试验获得,还设计与加工了一个旋翼/梁耦合模型,对此模型进行了试验研究,试验结果和计算结果比较表明,分析旋翼/机身耦合系统固有特性的方法是可行的,且具有较高的精度。 相似文献
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直升机旋翼和机身子系统以及其耦合系统的导纳是用动柔度匹配法确定直升机旋翼 /机身耦合系统固有频率必要的数据 ,我们已推导了它们的分析表达式 ,为验证分析表达式的可用性 ,须进行试验测试与研究。由于旋翼的转动 ,给实测带来困难 ,作为起步 ,从模型试验开始。本文介绍旋翼 /机身耦合系统模型及其子系统的导纳的测试方案、试验程序 ,综述以作者自行设计的旋翼 /机身耦合系统模型进行试验所得到的结果及其与理论计算结果的比较。结果表明 ,测试方案与试验方法是可行的 ,理论分析计算公式是正确的 相似文献
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顾仲权 《南京航空航天大学学报》1983,(1)
本文探讨能有效地确定颤振主动抑制控制律的两种优化设计原则,使系统具有一定的速度储备量与衰减率,不受控制操纵面数目的限制,文中还给出具体设计步骤,并以一算例说明之。 相似文献
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本文在实践的基础上提出一种精度高、时间较省的气动弹性系统动特性的测试方法,着重介绍测试方案的选取、测试原理与测试中应注意的问题,并给出了一机翼模型在风洞吹风状态下的动特性实测实施方框图与测试结果。另外根据实测数据,采用经典的拟合方法与DFP法相结合的方法,建立了气动弹性系统的数学模型。 相似文献
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作者以一个小展弦比的三角机翼模型为对象,完成了颤振主动抑制系统的试验研究。风洞试验结果说明,采用颤振主动抑制控制系统后,机翼的颤振临界速度可提高37%。文中还提出了气动弹性系统特性,包括(开环)超临界频响函数的测试方法,试验结果和理论分析结果较为一致。 相似文献
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直升机舱室噪声自适应内模控制模拟试验研究 总被引:2,自引:0,他引:2
为消减直升机舱室噪声 ,对有源消声技术进行了研究。本文采用一封闭空间 ( 72 0 mm× 3 40 mm× 3 40mm)模拟直升机舱室。运用自适应 FIR滤波器来设计内模控制的控制器 ,采用 IIR滤波器模拟误差通道。从而在实验室构造了一套基于自适应内模控制技术的主动消声系统 ( ANC)。实验结果表明 ,对单频及宽带随机信号均有较大的消声量。说明控制系统对舱室噪声有很好的控制效果 ,由于控制器权值在线调整 ,控制系统不仅更有效 ,而且有较好的稳定性和鲁棒性。 相似文献