基于泰勒展开高次项修正的高超声速飞行器动态特性分析方法

飞行器动力学特性的准确分析与其总体、控制系统设计及准确度分析等有着非常密切的关系.传统的分析方法是基于小扰动假设的线性化方法,即将非线性的扰动运动方程进行线性化处理,利用线性化的方程逼近非线性动力学方程.在小扰动的情况下,这种近似的结果能够保证误差在允许的范围内.然而对于诸如高超声速飞行器这种具有运动范围大、运动过程中受到的各种干扰严重、气动参数的非线性特性明显等特点的飞行器,小扰动假设显然在很多飞行状态下是不合适的,必然会带来扰动运动建模的不准确性,从而导致动态特性分析结果的不准确,对总体、控制系统设计及准确度分析造成错误的结果.文章针对高超声速飞行器在大机动状态下的动态稳定性分析问题,对基于线性化方法得到的平衡特征值是否能够反映非线性特征值所有的运动特征进行研究.首先规划一条航迹,在这条航迹上选择具有代表性的特征点,并在这些特征点上进行泰勒展开,建立保留相关变量高阶项的扰动运动模型;然后利用高阶项信息对线性化方程进行修正,并求出修正后的特征值;利用特征值扰动理论对线性化的扰动运动特征根和基于高阶项修正的扰动运动特征根进行对比分析.结果表明在满足给定精度要求的条件下,可以用范数法则来判定在何种条件(主要考虑扰动的幅值范围)基于小扰动的线性化模型可以适用,在何种条件下必须考虑高阶项的非线性特性.为具有复杂非线性和大扰动值特性的飞行器动态特性分析提供参考依据.     

奇异值分解识别精密机械热动态特性参数的研究

在精密机械热动态过程的离散化模型基础上,提出一种识别精密机械热动态特性参数的新方法--奇异值分解算法.在分析精密机械零部件的非定常导热问题时,由有限元法获得热动态过程空间离散化模型.采用热模态分析方法实现离散化模型解耦变换,模态坐标下的特性参数为热特征值(广义时间常数的倒数).辨识热动态特性参数的方法是通过构造热脉冲响应矩阵,采用矩阵奇异值分解的方法,以最少的参数和最小的阶次来描述精密机械热动态过程,进而求得热特征值.实测数据表明,该方法能有效地识别热特征值和快速估算出热平衡时间.     

亏损系统的特征值配置

提出了亏损系统特征值的配置方法。为了改进亏损系统的动态特性 ,将亏损重复特征值指定为新的孤立特征值。在广义模态坐标的基础上讨论了增益矩阵的计算方法。文中的数值例子例证明了本文方法的有效性。     

亏损系统的特征值配置

提出了亏损系统特征值的配置方法,为了改进亏损系统的动态特性,将亏损重复特征值指定为新的弧立特征值,在广泛模态坐标的基础上讨论了增益矩阵的计算方法,文中的数值例子例证明了本文方法的有效性。     

实现最大移频量的最优结构修改原理

<正>本文采用实模态广义特征值问题的矩阵摄动分析方法,对振动系统的无阻尼固有振频随结构的质量和刚度变化的灵敏度进行了分析,得到了如下具有实用价值的结论:当     

N重亏损状态矩阵广义特征向量灵敏度分析

为了克服具有N重特征值的状态矩阵发生亏损现象后对灵敏度分析的制约,本文基于亏损矩阵的若当标准形理论,引入广义特征向量及其伴随向量系,提出了广义特征向量灵敏度的全模态算法。求解亏损矩阵广义特征向量的灵敏度时,发现除一个灵敏度系数为非精确解外,其余灵敏度系数均为精确解。针对非精确解,通过引入松驰因子获得了较好的近似解。数值算例证实该算法适用于N重亏损状态矩阵的灵敏度分析。     

基于灵敏度分析的机枪结构动态特性优化研究

目的研究机枪结构的动态特性优化．方法利用基于模态试验的灵敏度分析方法,依据模态叠加原理,提出了一种结构动力修改思路．结果由模态试验和灵敏度分析,获得了某机枪的动态特性和影响其动态特性的敏感部位,并利用有限元动力响应模型计算了位移响应曲线．结论计算结果表明：该方法有效并且正确,改善了机枪动力学特性．     

旋翼/涵道风扇共轴式无人直升机操稳特性研究

考虑旋翼下洗气流影响及涵道环括作用,将Pitt/Peter动态入流模型推广到旋翼/涵道风扇升力系统建模中,结合风扇/涵道机身组合吹风试验数据,建立了实用的旋翼/涵道风扇共轴式无人直升机全量数学模型.以据非线性模型得到的小扰动模型为基础,深入研究了旋翼/涵道风扇共轴式无人直升机不同前飞速度下的飞行动力学特性,包括稳定特性、操纵响应特性及耦合特性,并与常规布局直升机进行了对比.分析结果表明,旋翼/涵道风扇共轴式在横航向运动模态的稳定特性及操纵响应的耦合特性上具有明显区别于常规布局直升机的飞行动力学特性.所得结论与该型直升机实际飞行特性一致.     

平流层飞艇运动分析与仿真

针对平流层飞艇自主运行的需要,对其稳定性、能控性以及运动特性进行了研究.基于飞艇非线性动力学模型,利用线性化方法判断稳定性并分析了结构能控性;以线性化模型为基础,采用模态分析方法,研究其运动特性;采用仿真方法分析了扰动和控制作用下飞艇的运动特性.研究得到飞艇运动是不稳定的,同时飞艇是结构能控的,其纵向运动分为摆动、缓慢阻尼和快速阻尼3个模态,横侧向运动包括偏航振荡和滚动衰减2个模态.飞艇运动特性分析可作为实际飞艇控制的设计参考.     

基于改进的分段常数自适应动态逆控制方法研究

针对非线性动态逆控制在扰动影响下鲁棒性不足的问题,提出一种适用于工程的基于改进分段常数自适应动态逆控制方法,用于增强控制系统对干扰的鲁棒性以及提高控制响应的准确性.在扰动影响下对模型做出合理的分析;提出了适用于飞行控制系统的改进的分段常数自适应动态逆控制方法;证明了设计的控制器在扰动影响下的稳定性和动态特性,以及改进后...     

无人倾转旋翼飞行器冗余操纵控制策略设计

根据所建立的无人倾转旋翼飞行器飞行动力学模型配平和小扰动线性化处理结果分析了不同飞行模式下的操纵效率,应用多目标非线性控制方法的目标优化函数性能指标得到了操纵效率矩阵系数,设计了一套实用的舵面驱动分配策略,实现了飞行器全模式飞行,解决了飞行控制随飞行模式变化所要求的操纵冗余问题．采用所提出的操纵分配策略可使飞行控制器统一设计,无需按不同飞行模式设计控制器,有效降低了飞行控制器的设计难度．给出了一个全模式飞行仿真样例,运用线性PID控制器实现了稳定飞行控制．利用倾转旋翼飞行器飞行动力学模型仿真验证了操纵分配策略的有效性．     

一类弹性飞行器动态特性的摄动估计

本文针对一类高速、细长体飞行器的动力学模型,应用矩阵谱的摄动与估计理论,分析了气动力非定常因素对飞行器动态特性的影响。结论表明,利用低阶的准定常系统结果可以十分准确地估计非定常系统特性,从而大大降低动力学方程的阶次,为弹性飞行器的降阶模型研究提供了理论依据,有助于飞行器主动控制系统的分析与设计。     

基于动态逆的质量矩拦截弹模糊滑模控制

质量矩控制可以避免飞行器在超高马赫数飞行时的舵面气动加热问题,本文建立了质量矩拦截弹数学模型,将其简化为一个耦合的非线性动力学系统.应用双时标分解的方法,提出将拦截弹动力学分离为快变状态动力学和慢变状态动力学,在快变和慢变子系统中应用滑模控制理论设计拦截弹飞行控制系统,采用模糊逻辑算法抑制系统的抖振现象,同时也可以抑制气动参数摄动而引起的控制系统性能的下降.仿真结果表明系统性能指标满足设计要求,只需微调滑块位置,即可实现拦截弹的飞行控制,提高了拦截弹的机动性和敏捷性.     

基于滑模控制的高超声速飞行器的轨迹控制

针对高度非线性、多变量、强耦合的高超声速飞行器的纵向模型,设计了飞行控制系统。首先对其进行输入/输出线性化,然后,选择2个解耦的滑动面,以改进的符号函数作为到达条件,设计了一种多输入多输出滑模变结构控制器。分别研究了飞行器对速度和高度阶跃指令下的响应,对标称模型和含有大范围时变参数模型进行了仿真研究。仿真结果表明该方法在存在参数不确定性的条件下,具有较强的鲁棒性能,能够满足系统的性能要求。     

高超声速飞行器非对称分离动力学建模与仿真

针对高超声速飞行器建立了三自由度动力学模型,研究了高超声速飞行器纵向非对称分离动力学的问题,对高超声速非对称分离流场进行了分析,界定了尾流区边界,分析了气动系数的特点,设定了高超声速飞行器分离时的受力情况,建立了质心运动方程和纵向动力学方程,并进行了验证飞行器和运载火箭分离弹道的仿真计算,得出了符合要求的结果。另外对高超声速飞行器的纵向分离可能遇到的问题进行了分析,为以后高超声速飞行器的分离设计提供了依据。     

可对称化矩阵特征值的任意扰动

针对可对称化矩阵,研究了可对称化矩阵特征值的任意扰动和实任意扰动。从Schur分解入手,利用矩阵可对角化的性质,通过矩阵等式的恒等变形,得到了可对角化矩阵关于F-范数和Q-范数的任意扰动界。     

Robust parametric approach for tracking control of an air-breathing hypersonic cruise vehicle

To realize the stabilization and the tracking of flight control for an air-breathing hypersonic cruise vehicle, the linearization of the longitudinal model under trimmed cruise condition is processed firstly. Furthermore, the flight control problem is formulated as a robust model tracking control problem. And then, based on the robust parametric approach, eigenstructure assignment and reference model tracking theory, a parametric optimization method for robust controller design is presented. The simulation results show the effectiveness of the proposed approach.     

A direct-variance-analysis method for generalized stochastic eigenvalue problem based on matrix perturbation theory

It has been extensively recognized that the engineering structures are becoming increasingly precise and complex,which makes the requirements of design and analysis more and more rigorous.Therefore the uncertainty effects are indispensable during the process of product development.Besides,iterative calculations,which are usually unaffordable in calculative efforts,are unavoidable if we want to achieve the best design.Taking uncertainty effects into consideration,matrix perturbation methodpermits quick sensitivity analysis and structural dynamic re-analysis,it can also overcome the difficulties in computational costs.Owing to the situations above,matrix perturbation method has been investigated by researchers worldwide recently.However,in the existing matrix perturbation methods,correlation coefficient matrix of random structural parameters,which is barely achievable in engineering practice,has to be given or to be assumed during the computational process.This has become the bottleneck of application for matrix perturbation method.In this paper,we aim to develop an executable approach,which contributes to the application of matrix perturbation method.In the present research,the first-order perturbation of structural vibration eigenvalues and eigenvectors is derived on the basis of the matrix perturbation theory when structural parameters such as stiffness and mass have changed.Combining the first-order perturbation of structural vibration eigenvalues and eigenvectors with the probability theory,the variance of structural random eigenvalue is derived from the perturbation of stiffness matrix,the perturbation of mass matrix and the eigenvector of baseline-structure directly.Hence the Direct-VarianceAnalysis(DVA)method is developed to assess the variation range of the structural random eigenvalues without correlation coefficient matrix being involved.The feasibility of the DVA method is verified with two numerical examples(one is trusssystem and the other is wing structure of MA700 commercial aircraft),in which the DVA method also shows superiority in computational efficiency when compared to the Monte-Carlo method.     

基于奇异摄动分解的固定翼无人机抗扰动滑模控制

为了提高固定翼无人机的飞行控制精度,减少系统动态耦合和外界干扰对固定翼无人机飞行控制系统性能的影响,建立了固定翼无人机的奇异摄动模型,在此基础上提出基于干扰观测器的滑模控制方法.首先对固定翼无人机的速度和姿态进行动力学建模,将固定翼无人机的动力学模型转换为奇异摄动模型,再对奇异摄动模型进行快慢分解完成解耦,得到两个降阶非耦合子系统,即以角速度为快变量的快子系统和以速度、姿态为慢变量的慢子系统,分别对角速度回路和速度、姿态回路设计基于干扰观测器的滑模控制器.最后,采用Simulink仿真验证了基于快、慢分解的固定翼无人机滑模控制方法的可行性和有效性.     

考虑J2项摄动的小推力燃料最优转移轨道设计

为优化得到考虑地球扁率J2项摄动影响的小推力燃料最优转移轨道,提出了一种3次同伦方法.构造较简单的采用"线性引力",且不考虑J2项摄动的大推力能量最优转移轨道作为同伦初始问题.引入3个同伦参数,分别对动力学模型、推力大小和性能指标进行同伦,根据极小值原理推导得到同伦过程中的最优控制律,并通过跟踪同伦参数的连续变化求解一系列的同伦迭代子问题,分别得到J2摄动模型下的大推力能量最优转移轨道和小推力能量最优转移轨道,并最终优化得到小推力燃料最优转移轨道.以航天器与位于太阳同步轨道的碎片的交会任务为算例进行数值仿真,验证所提出的3次同伦方法在求解J2项摄动影响下的小推力燃料最优转移轨道优化问题中的有效性.结果表明,利用打靶法容易对同伦初始问题进行求解,在同伦过程中能连续稳定地跟踪同伦参数,进而得到所需的燃料最优小推力转移轨道,利用该方法能有效地解决J2项摄动导致的非线性强、推力小、转移圈数多等原因所导致的一般数值优化算法不易收敛的难题.