基于遗忘因子算法的飞行器颤振模态参数辨识

采用频率响应函数数据的频域多输入多输出状态空间模型,研究基于遗忘因子的输入输出数据矩阵构造机制,提高辨识算法的收敛速度;针对系统矩阵的求解问题,采用主成分分析法实现对模型参数矩阵的一致性估计,避免了奇异值分解带来的估计有偏性;算法前采用新息方差准则估计出系统的阶数,以减少计算复杂度。最后利用试飞试验数据辨识飞行器的系统参数,验证了该方法的有效性。     

无人直升机控制动态特性的频域辨识建模方法

利用扫频试飞技术获取了某无人直升机在悬停工作点附近的舵机输入和直升机动态输出数据，利用组合窗频谱分析的方法获取了直升机横滚通道与俯仰通道动态的频率响应特性，利用加权拟合的方法获取了各自的传递函数。和实际飞行数据进行的比较表明，模型有相当的准确性。可以用于直升机增稳系统的控制设计。     

考虑模型抖振力跨向不完全相关性效应的气动导纳识别

首先通过考虑节段模型上抖振力跨向不完全相关性效应推导了节段模型风洞试验中作用在模型断面上的分布抖振力谱和由底支式天平测到的模型总抖振力谱之间的关系。然后,以准平板断面为例,进行了格栅湍流场节段模型的测力和同步测压试验,获得了模型总抖振力谱以及模型抖振力跨向相关性函数。接着,采用等效导纳法以及抖振力自谱和抖振力脉动风速交叉谱综合残量最小二乘法分别识别了准平板节段模型等效气动导纳和六分量气动导纳,讨论了模型抖振力跨向不完全相关性效应对气动导纳识别结果的影响,并把识别得到的准平板断面气动导纳与平板断面气动导纳的理论结果---Sears 函数进行了比较。结果表明:忽略抖振力跨向不完全相关性效应(即假设节段模型分布抖振力沿跨向完全相关)而直接采用平均抖振力作为断面上分布抖振力的传统方法会导致气动导纳识别结果偏小,并且,其偏小程度会随着频率的增加而增加;此外,相对于抖振升力和扭矩相关的气动导纳分量而言,由于抖振阻力的跨向相关性比抖振升力和扭矩的跨向相关性显得更弱,因此抖振力跨向不完全相关性效应对阻力相关气动导纳分量识别结果的影响更大;利用识别得到的六分量气动导纳反算的作用在模型上的分布抖振力谱与试验中实测结果非常接近,经抖振力跨向不完全相关性效应修正后的竖向脉动风速对应的升力和扭矩气动导纳分量的识别结果与Sears函数也比较接近,从而验证了用于六分量气动导纳识别的自谱-交叉谱综合最小二乘法的可靠性。     

磁流变弹性体隔振器的非线性滞回动力学模型

根据磁流变弹性体隔振器的试验数据,利用Bouc-Wen模型,建立磁流变弹性体隔振器的非线性动力学模型。通过遗传算法对Bouc-Wen模型进行参 数识别,验证了模型精度。同时提出了改进的Bingham模型,并对磁流变弹性体隔振器进行动力学建模和参数识别。比较了Bouc-Wen模型与改进的Bingham模型的优缺点。     

SVPWM逆变器数字电压调节技术的研究

逆变器开环工作时，由于输出滤波器的电感、功率管导通压降以及导线电阻等多种因素的影响，使逆变器在加卸载过程中输出电压有效值发生变化。另外，当输入电压波动时也会导致输出电压波动。为保证输出电压有效值稳定，必须加入电压调节器，形成输出电压反馈的闭环控制系统。本文论述了SVPWM逆变器的电压调节方法，建立了SVPWM逆变器模型，并对其进行了辨识，辨识结果说明把逆变器简单地等效为比例环节与实际模型之间存在误差。在此基础上得到的辨识模型，按零极点配置法设计相应的电压调节器。仿真与实验结果表明，该调节器不仅有良好的稳态性能，而且动态响应快。     

飞行器气动参数的集员辨识

在噪声未知但有界的情况下，本文研究了飞行器气动参数的集员辨识问题。提出了先对非线性系统参数可行集的中心进行估计，再估计参数可行集大小的集员辨识两步法。这样就为解决飞行器气动参数的辨识问题提供了一种新的可行方法，再入体实测数据的处理表明这种方法十分有效。     

大规模混合网格的分区策略研究

在飞行器阻力数值模拟中常常需要数百万网格点的巨型混合网格,甚至需要网格点数达到数千万的超巨型混合网格.在并行计算前往往需要对这些大规模混合网格进行分区操作.针对Metis库函数所需要输入的大规模边表的生成问题,提出了一种生成边表的并行算法,并运用此算法,在微机机群上对具有4,787,893个网格点的DLR-F6翼型(翼身组合体 挂架 发动机短舱)的巨型混合网格成功地生成21,556,110条边的大规模边表,进而采用Metis提供的多级循环二分法顺利地对该巨型混合网格实现均匀分区,从而验证了该并行算法的有效性.     

加筋复合材料结构的冲击载荷识别

 提出了一种冲击载荷识别方法,同时识别冲击位置并重建冲击载荷时间历程。该方法采用一组适当的参数来表示冲击载荷,将时域内的载荷识别问题转换为参数识别问题;通过最小化冲击响应模型计算结果与实际量测信息之间的差别,智能优化方法自适应地识别出描述冲击位置和载荷时间历程的参数。该方法算法明确、过程简单、通用性强。将此方法应用于复合材料加筋结构的冲击载荷识别,加筋结构等效为材料性质不均匀分布的层板结构,采用假设模态法建立正向冲击响应模型。数值仿真结果表明了本方法的有效性和可应用性。     

Longitudinal parameter identification of a small unmanned aerial vehicle based on modified particle swarm optimization

This paper describes a longitudinal parameter identification procedure for a small unmanned aerial vehicle(UAV)through modified particle swam optimization(PSO).The procedure is demonstrated using a small UAV equipped with only an micro-electro-mechanical systems(MEMS)inertial measuring element and a global positioning system(GPS)receiver to provide test information.A small UAV longitudinal parameter mathematical model is derived and the modified method is proposed based on PSO with selective particle regeneration(SRPSO).Once modified PSO is applied to the mathematical model,the simulation results show that the mathematical model is correct,and aerodynamic parameters and coefficients of the propeller can be identified accurately.Results are compared with those of PSO and SRPSO and the comparison shows that the proposed method is more robust and faster than the other methods for the longitudinal parameter identification of the small UAV.Some parameter identification results are affected slightly by noise,but the identification results are very good overall.Eventually,experimental validation is employed to test the proposed method,which demonstrates the usefulness of this method.     

A hybrid original approach for prediction of the aerodynamic coe?cients of an ATR-42 scaled wing model

A new approach for the prediction of lift, drag, and moment coefficients is presented. This approach is based on the support vector machines (SVMs) methodology and an optimization meta-heuristic algorithm called extended great deluge (EGD). The novelty of this approach is the hybridization between the SVM and the EGD algorithm. The EGD is used to optimize the SVM parameters. The training and validation of this new identification approach is realized using the aerodynamic coefficients of an ATR-42 wing model. The aerodynamic coefficients data are obtained with the XFoil software and experimental tests using the Price–Pa?doussis wind tunnel. The predicted results with our approach are compared with those from the XFoil software and experimental results for different flight cases of angles of attack and Mach numbers. The main pur-pose of this methodology is to rapidly predict aircraft aerodynamic coefficients.