直升机结构响应自适应控制的频域双LMS法

传统的频域结构响应自适应控制都是根据确定性最优准则求得控制量,这种方法计算量大,且对外扰敏感常常导致求得的电压有较大波动,尤其在控制开始时刻。本文提出对控制通道频响矩阵与外扰响应幅进行在线识别与最优控制量求取的双LMS法。对某型直升机空测数据与其控制通道频响函数实测数据进行仿真,结果表明改进方法在保证控制效果和识别结果与原方法基本不变的同时,不仅能大大降低计算量,减少调整参数,而且能有效地缓和控制量的波动,具有更好的鲁棒性。     

直升机结构响应主动控制作动器优化设计研究

采用子结构综合法建立考虑作动器动特性与其相互影响的直升机机身／多作动器耦合系统频域数学模型，研究了直升机结构响应主动控制中采用作动器位置序号进行编码的遗传算法对多作动器位置进行优选，以及与电磁式惯性型作动器参数优化的综合优化问题，进行了结构响应主动控制试验研究，验证了多作动器减振的有效性和所提出的作动器位置优选方法的正确性。     

基于稀疏非负矩阵分解的低空声目标识别

借鉴人耳听觉原理和特征学习的优势,提出了梅尔(Mel)频率谱提取和稀疏非负矩阵分解相结合的方法用于低空飞行目标声信号识别。首先,以不同目标的Mel频率谱为特征矩阵,利用稀疏非负矩阵分解方法学习得到各自的模板矩阵;然后,利用按列合并后的模板矩阵对训练/测试样本进行特征分解获得编码系数,该系数可作为分类特征;最后,结合不同目标的特点,采用分频段特征提取和顺序二类分类的方法进行多目标分类,并与Mel频率倒谱系数进行性能比较。结果显示,无论在单类目标辨识还是在多类目标分类中,稀疏非负矩阵分解方法均取得了更好的效果。     

直升机结构响应主动控制飞行试验

为验证结构响应主动控制方法在直升机振动控制中的有效性,以某轻型直升机为验证机,基于具有在线识别功能的时域自适应控制算法,进行了直升机结构响应主动控制飞行试验研究。给出了飞行试验方法、试验系统组成、试验内容及其过程。通过对飞行试验数据的处理分析,对减振效果进行了评估。试飞结果表明:ACSR(Active Control of Structure Response)系统对各测点的垂向振动均有减振效果,各速度状态下的全机垂向减振效率在30%～66%之间,巡航速度状态下具有最佳的减振效率;此外,各测点的侧向振动水平也有一定程度的减小。     

基于KVMD-PWVD与LNMF的内燃机振动谱图像识别诊断方法

为了直接对内燃机振动谱图像进行诊断识别,提出一种基于改进变分模态分解(VMD)、伪魏格纳时频分析(PWVD)与局部非负矩阵分解(LNMF)的内燃机振动谱图像识别诊断方法。该方法首先针对VMD分解过程中的层数选取问题,提出了一种中心频率筛选的VMD分解层数改进方法(KVMD),然后将内燃机振动信号利用KVMD分解成一组单分量模态信号,并对生成的各个单分量信号进行伪魏格纳分析处理后表征成振动谱图像;在此基础上,对生成的内燃机KVMD-PWVD振动谱图像分别采用非负矩阵分解(NMF)和LNMF形成编码矩阵,并采用最近邻分类器、朴素贝叶斯分类器和支持向量机对上述编码矩阵直接进行模式识别,以实现内燃机振动谱图像的自动诊断。最后,将该方法应用在内燃机故障诊断实例中,结果表明:该方法改进了传统图像模式识别中的特征参数方法,能有效诊断出内燃机气门间隙故障,三种分类器识别精度均大于93%,其中支持向量机的分类精度最高,达到99.8%,且采用LNMF形成的编码矩阵识别精度整体高于NMF,为内燃机振动诊断探索了一条新途径。     

基于MIMO信号降噪的模态参数识别研究

发展了一种基于多输入多输出(MIMO)信号降噪的模态参数识别方法。首先对实测的MIMO脉冲响应数据构建block-Hankel矩阵,然后通过模型阶次指标确定矩阵的秩,进而基于结构矩阵低秩逼近(SLRA)计算得到降噪后的信号,最后通过多参考点复指数法(PRCE)识别结构的模态参数。数值算例和模型实验结果表明,该方法对实测MIMO信号有很好的降噪作用,识别效果较好。     

基于EMD的奇异值分解技术在滚动轴承故障诊断中的应用

针对滚动轴承故障振动信号的非平稳特征,提出了一种基于经验模态分解(EmpiricalModeDecomposition,简称EMD)和奇异值分解技术的滚动轴承故障诊断方法。该方法首先采用EMD方法将滚动轴承振动信号分解为多个平稳的内禀分量(IntrinsicModefunction,简称IMF)之和,并形成初始特征向量矩阵。然后对初始特征向量矩阵进行奇异值分解得到矩阵的奇异值,将其作为滚动轴承振动信号的故障特征向量,并输入神经网络来识别滚动轴承的工作状态和故障类型。实验分析结果表明,本文方法能有效地应用于滚动轴承故障诊断。     

中国首架大型民用直升机AC313首飞成功

2010年3月18日,由中国航空工业集团公司（简称中航工业）自主研制的AC313大型民用直升机,在江西景德镇首飞成功。该机由中航工业直升机公司（简称中航工业直升机）为主研制,中航工业所属多家企业参与研制。作为我国第一个大型民用直升机．该机完全按照适航条例研制,整机性能达到国际第三代直升机水平,填补了我国大型民用直升机研制的空白。     

灰度共生矩阵在蔬菜种类识别中的应用研究

针对我国蔬菜类食品安全追溯系统中有关种类信息采集存在的一些问题,提出了一种利用图像纹理分析技术对多种蔬菜进行识别分类,进而提高信息采集的准确性与高效性.实验中分别用灰度共生矩阵算法(GLCM)、高斯马尔可夫模型法(GMRF)和Gabor法分别对蔬菜的纹理进行特征提取,并通过支持向量机(SVM)分类对比.结果证明,由灰度共生矩阵对蔬菜种类识别可以得到较好的分类结果.     

柔性多自由度力-位移混合控制在结构循环往复试验中的应用研究EI北大核心CSCD

如何模拟试验体在结构中受到的真实边界条件是决定结构试验结果正确性的关键问题,即在边界加载点上实现多自由度系统的命令的准确加载。土木工程结构(或构件)一般竖向刚度大,在重力荷载作用下各个自由度之间存在较强的耦合作用,采用传统方法多个作动器单独加载控制精度低,甚至会出现加载控制失稳的现象。针对这个问题,发展一种可以根据试验体和试验装置特点灵活选择控制点自由度和作动器的力或位移控制方式的混合控制方法,即柔性多自由度力-位移混合控制(FMFDC)策略,提出广义刚度矩阵来近似等效试验体的力-位移关系,并基于广义刚度矩阵设计力-位移转换系数矩阵,采用坐标转换雅可比矩阵将加载装置的几何非线性线性化,采用比例-积分-微分控制方法(PID控制方法)保证各自由度的稳态误差满足精度要求,最终实现多自由度协调加载。基于柔性多自由度力-位移混合控制方法分别建立了六自由度和平面内三自由度加载平台,以小型铁皮筒试验体和足尺钢柱的循环往复试验进行验证,试验结果验证了这种控制方法的可行性和适用性。     

Data acquisition, analysis and applications of multi-sensor integration

This paper presents some key techniques for multisensor integration system, which is applied to the intelligent transportation system industry and surveying and mapping industry, e.g. road surface condition detection, digital map making. The techniques are synchronization control of multisensor, spacetime benchmark for sensor data, and multisensor data fusion and mining. Firstly, synchronization control of multisensor is achieved through a synchronization control system which is composed of a time synchronization controller and some synchronization subcontrollers. The time synchronization controller can receive GPS time information from GPS satellites, relative distance information from distance measuring instrument and send spacetime information to the synchronization subcontroller. The latter can work at three types of synchronization mode, i.e. active synchronization, passive synchronization and time service synchronization. Secondly, spacetime benchmark can be established based on GPS time and global reference coordinate system, and can be obtained through position and azimuth determining system and synchronization control system. Thirdly, there are many types of data fusion and mining, e.g. GPS/Gyro/DMI data fusion, data fusion between stereophotogrammetry and PADS, data fusion between laser scanner and PADS, and data fusion between CCD camera and laser scanner. Finally, all these solutions presented in paper have been applied to two areas, i.e. landborne intelligent road detection and measurement system and 3D measurement system based on unmanned helicopter. The former has equipped some highway engineering Co., Ltd. and has been successfully put into use. The latter is an ongoing research.     

用于直升机旋翼试验的多功能测试系统及应用

研制了一套用于直升机旋翼模型试验的多功能动态采集分析系统。该系统的硬件采用较先进的采保和重复外触发技术，软件采用模块化结构。简要地介绍了该动态系统的设计思想和技术关键，较详细地描述了系统的结构和特点，并给出了该系统在两个不同旋翼模型试验中的应用实例。结果表明，该动态采集分析系统具有采样速率快、精度高、运行方便等特点，可较好地满足旋翼模型试验的动态数据采集与分析的要求。     

直升机旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术综述

旋翼桨涡干扰噪声是典型的直升机噪声类型之一,会显著增大直升机总体噪声水平,带来严重的环境噪声污染。主动控制技术是降低桨涡干扰噪声的有效手段之一。针对旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术的研究情况进行概述。首先介绍高阶谐波控制(HHC)、独立桨距控制(IBC)、主动后缘襟翼控制(ACF)等桨涡干扰噪声主动控制技术的概念及产生过程;然后针对每种技术的发展历程及研究现状进行归纳总结;之后重点讨论桨涡干扰噪声主动控制所采用控制算法的发展趋势;最后对旋翼桨涡干扰噪声主动控制技术的发展趋势进行展望,并结合国内研究情况指出开展桨涡干扰噪声主动控制研究的关键技术及途径。     

一种基于复模量的粘弹减摆器非线性VKS改进模型

根据粘弹减摆器单频、对称激振实验获得的复模量数据,对粘弹减摆器的非线性VKS模型进行了参数识别;为了使模型适用于单频及双频条件,提出了一种考虑频率修正的非线性VKS改进模型,并用单频及双频条件下的复模量实验数据对分析模型进行了验证。改进模型可以正确地反映出粘弹减摆器复模量的非线性特性,可用来预估其单频及双频条件下的复模量特性。应用该模型进行了直升机空中共振分析,发现某直升机从悬停到前飞,其摆振后退型模态阻尼下降了37%左右。     

磁流变阻尼器用于直升机“地面共振”半主动抑制

磁流变阻尼器是一种半主动的阻尼装置,将其用作桨叶减摆器和起落架阻尼器是直升机“地面共振” 抑制的一项新措施。针对磁流变阻尼器的非线性特性,采用能量法得到了磁流变阻尼器的等效线性阻尼。建立了含磁流变阻尼器的机体平面二自由度和刚性桨叶的“地面共振”分析模型,得出了直升机“地面共振”的稳定性区域。分析计算表明,磁流变阻尼器能在不同情况下提供抑制“地面共振”所需要的阻尼,达到半主动抑制“地面共振”的目的。     

直升机传动系统扭转振动的分析

为了获得直升机传动系统扭转振动的特性,对直升机传动系统的扭转振动进行了计算和分析.在简化传动系统结构的基础上,将直升机传动系统划分为若干个轴段和圆盘的子系统,根据振型叠加原理,得到了直升机传动系统扭转振动的解,分析了传动系统的扭转频响函数.结果表明:传动系统扭转频响函数幅值的峰值出现在低阶固有频率附近;不同频率激振源的部件引起传动系统同阶扭转共振时,发动机的转速不等,发动机到激振源部件的传动比大,发动机的转速高;在同阶扭转共振中,桨叶引起传动系统扭转共振时,发动机的转速最高.     

镱离子光钟的多波长数字PID激光稳频系统

针对镱离子光钟实验中激光冷却并操控离子时,激光器频率漂移影响原子钟系统的问题,基于数字PID控制方法,设计了一种新的多通道频率-数字信号转换稳频方法,将多路多波长激光频率锁定在波长计的参考频率上。对激光器锁定前和锁定后的频率进行一定时长的数据采集及数据对比,激光频率漂移由800 MHz控制在± 0.8 MHz,激光频率稳定度由9.29 × 10^-10@1 s优化至2.79 × 10^-10@1 s,频率千秒稳达到3.85 × 10^-12。该系统简单、易实现,具有小型化、适应性强的优点。     

Damage tolerance analysis of a helicopter component

Fatigue critical helicopter components are, in general, subjected to complex high frequency dynamic loading. Due to these high frequencies small flaws can propagate to failure in a short period of time. Consequently, the demonstration of damage tolerance for those components must include the analysis of near-threshold crack propagation, i.e. growth in the low-to-mid stress intensity factor range (ΔK) regime. To this end this paper presents a fatigue crack growth analysis of a helicopter airframe component, that was used as part of a round-robin study into helicopter fatigue, performed using a non-similitude based crack growth law, termed the Generalised Frost–Dugdale law. The resultant computed crack growth history is in excellent agreement with the measured crack length histories.     

A risk influence model applied to North Sea helicopter transport

Offshore helicopter transport represents a quite complex, socio-technical system. A number of factors affect the risk related to this activity, e.g. maintenance, design of helicopter/helideck, and the competence/training of the crew. The present paper presents an overall, holistic risk model, which aims at presenting the total risk picture and the risk influencing factors (RIFs) for helicopter transport. The main objective is to provide a tool for identifying the most effective risk reducing measures. The RIFs both for accident frequency and accident consequence are arranged hierarchically in a type of influence diagram, illustrating the effect of the various RIFs. Accident and incident statistics from North Sea helicopter transport are used in combination with expert judgements to assess the weight (importance) and the present status of the RIFs. The model is also used to provide numerical results.