基于观测器的飞机环控系统控制组件故障检测

控制组件作为飞机环境控制系统的重要组成部分,对其进行故障诊断具有重要意义。本文以环控系统的传感增益漂移和活门卡死故障为例,在Simulink仿真环境下建立其正常和故障模型,采用基于状态观测器的方法进行故障检测。仿真实验结果证明了该方法的有效性,且当上述两类故障发生时,基于观测器和仿真模型输出之间的残差特征分析,可以判别出所发生的故障类型。     

基于主元空间动态模型的故障检测方法

建立了一种基于主成分分析的主元空间线性动态模型,将主成分分析的得分变量视为由高斯白噪声驱动的线性动态模型输出,可有效去除主元得分向量的动态相关性,动态模型参数可以通过期望最大化方法迭代辨识。分别在主元残差空间和主元空间线性动态模型上建立监控统计量,从而实现对动态过程的故障检测。通过数值仿真验证,该算法故障检测的检测率和误警率均表现良好。     

半模机翼振动对气动性能影响的风洞试验研究

为了验证翼型振动测压试验结果和有关振动数值模拟文献的计算结果,设计完成了对称翼型NA-CA0012和层流翼型NACA64-210两种半模机翼的低速风洞振动试验.通过专门研制的半模振动模型,选取5种激振方式,用直接测力法得到了模型在静态和不同激振方式下升力特性变化曲线,分别研究了振动频率、雷诺数、自然转捩和固定转捩、数据采集方式等参数对机翼气动特性的影响.试验结果表明:半模机翼振动的气动特性与二元翼型和数值计算情况有所不同,其影响因不同翼型构型、不同采集方式和翼面不同流动模式等会产生不同效果.并对产生原因进行初步探讨.     

基于遗传算法的航空发动机状态变量模型建立方法

提出了一种采用遗传算法建立用于航空发动机控制系统设计的小偏差状态变量模型的方法,即根据发动机稳态工作点处的线性化数学模型的动态响应应该与该稳态工作点处的非线性数学模型动态响应一致的原则来构造遗传算法的适应度函数,通过优化算法,得出系统的状态变量模型。该方法不受系统模态及模型阶次的限制。应用该方法建立某型涡扇发动机的小偏差状态变量模型,具有较高的建模精度,根据该状态变量模型设计鲁棒控制器取得了良好的控制效果,从而验证了该方法的有效性。      

基于加权线性响应面法的神经网络可靠性分析方法

在加权线性响应面法的基础上,提出隐式极限状态方程可靠性分析的神经网络方法。加权线性响应面法不仅形式简单、易于实现,而且可以很好的近似极限状态方程的设计点,但它却不能适应非线性极限状态方程的失效概率计算。神经网络对非线性极限状态方程有很强的近似能力,但神经网络的迭代不如加权线性响应面法那么简单易行,因此提出加权线性响应面与神经网络相结合的可靠性分析方法,这种方法既保证对设计点的精确近似,也保证对设计点附近的非线性极限状态方程的很好近似。与加权线性响应面法相比,本方法计算失效概率的计算工作量有所增加,但对非线性极限状态的计算精度却大大提高。算例充分显示所提算法的合理性和可行性。     

基于ESN的航空发动机状态组合预测方法

基于回声状态网络(ESN)预测模型,结合小波分析和主元分析,提出一种组合预测方法.首先对含噪非线性时间序列进行小波降噪,并重构时间序列产生训练样本,再将训练样本通过主元分析进行降维处理,降维后的时间序列数据则输入ESN模型进行预测分析.对控制飞机动力输出的动压参数非线性时间序列数据进行了仿真对比实验,结果表明:组合预测方法的5步和单步预测速度累计提高了66.97%,预测的平均平方误差、标准均方根误差和归一化绝对误差也均有较大提高.该方法与传统基于ESN的预测模型相比,能有效地提高预测的效率和精度,是一种有效的非线性时间序列预测方法.      

涡轴发动机动力涡轮转子平衡状态 影响因素试验研究

以完成高速动平衡试验并满足平衡判据要求的某涡轴发动机动力涡轮转子为研究对象,对影响转子平衡状态的2个因素(传动轴和输出轴之间的花键配合、支承输出轴组件和动力涡轮转子的2个支座之间的不对中)开展了系统的试验研究。研究结果表明:改变花键的配合状态或2个支座之间的不对中程度,由4个位移传感器实测的动力涡轮转子在临界转速和额定工作转速下的转子挠度经高速动平衡后均发生了明显变化,说明这2个因素对转子的平衡状态均有较大影响。     

基于神经网络的INS/SAR组合导航航迹状态估计算法研究

实现对已选航迹上的状态估计对于航迹规划有重要的指导意义,在干扰大的外界环境中,常规的卡尔曼滤波方法对组合导航航迹状态估计的精度已经不能满足要求,为此本文提出了采用BP神经网络用于组合导航的航迹状态估计。重点描述了BP网络用于航迹状态估计的设计方法,对训练样本的获得以及网络结构的选择给予了详细的介绍。最后结合INS/SAR组合导航的特点,分别采用常规卡尔曼滤波和BP神经网络进行航迹状态估计,仿真结果表明了该方法的有效性和实用性。     

一种涡轴发动机系统应急状态快速响应控制方法

针对直升机应急状态下特殊快速响应需求,基于涡轮放气原理,提出了一种新的应急状态快速响应控制方法.在应急状态下,除了燃油控制外,同时将涡轮放气量作为发动机控制变量,采用多变量鲁棒方法设计了应急状态直升机/涡轴发动机三变量快速响应控制器,该综合控制方法不仅实现了直升机垂飞通道的控制,而且在保持输出功率通道稳定,即自由涡轮转速恒定的前提下,借助于涡轮放气实现了燃气涡轮转速的闭环控制,有效实现了发动机功率快速跟随能力.最后,以直升机UH-60/涡轴发动机T700综合模型为对象,仿真验证了在直升机应急状态急升-急降过程中,直升机垂飞速度、发动机自由涡轮转速以及燃气涡轮转速跟踪指令的情况,结果表明:相比传统的PID(proportional integration differential)控制,基于快速响应控制方法建立的闭环系统响应迅速,动静态品质良好,能够达到直升机应急状态的特殊设计要求.      

基于ESO的可重复使用飞行器积分滑模控制器设计

考虑参数不确定和外界干扰对姿态控制的影响,开展基于扩张状态观测器(ESO,extended states observer)的可重复使用飞行器姿态控制研究.首先,对飞行器运动模型进行描述,在合理假设条件下,得到面向控制器设计的纵向和横侧向姿态模型;其次,分别针对纵向和横侧向姿态模型设计积分滑模控制器(ISMC,integral sliding mode control);然后,引入ESO对耦合作用、参数不确定及外界干扰进行估计,并在控制器中进行补偿;最后,六自由度仿真结果表明,本研究给出的控制策略能够实现对给定制导指令的稳定跟踪,确保安全再入飞行.