俯控式单滑块变质心飞行器控制问题

针对以质点方式的滑块布局无法在实际工程中实现的问题,提出了一种大质量比的单滑块布局模式,并与喷气推力组合实现了飞行器的倾斜转弯.采用大质量比滑块的布局方式不仅易于工程实现而且可以提高飞行器的机动能力.通过动力学分析,结果表明大质量比的滑块在运动过程中会导致飞行器姿态与滑块转角之间的运动耦合,而且在动量交换过程所产生的惯性力矩也会影响飞行器的动态特性,因此滑块不能再作为质点来处理.针对这种强耦合非线性动力学系统,将非线性耦合项和未建模扰动视为总扰动,设计了一种线性扰动观测器对其进行估计,然后利用反馈线性化控制进行补偿.仿真结果验证了这种大质量比滑块布局模式的可行性,所设计的控制器可以实现对姿态指令的跟踪.     

高超声速飞行器面向控制一体化迭代设计的参数化模型

针对高超声速飞行器复杂的运行环境以及强耦合的动力学特性,提出了一种适合控制一体化迭代设计的参数化模型.首先,讨论高超声速飞行器控制一体化迭代设计的必要性和研究现状.然后,采用二次曲线和状态类型函数法将典型的高超声速乘波体外形进行几何参数化.接着,基于面元法结合工程估算公式获取高超声速飞行器力和力矩,构建参数化的非线性动力学模型.进而,采用灵敏度分析策略得到力和力矩的解析表达式,将复杂的非线性动力学模型简化成适合迭代设计的仿真模型.最后,通过仿真实例验证了本文所提方法的可行性,结果表明所发展的参数化模型能够满足高超声速飞行器控制一体化迭代设计的需要.     

线性定常系统特征模型的证明

研究线性定常系统的特征建模问题，证明了多输入多输出线性定常系统的特征模型可以用二阶时变差分方程组描述，并且刻画了特征模型的建模误差，在系统不含零实部极点的情形下，在稳态和暂态时建模误差分别为0和O（h），一般情形下，分别为O（h^2）和D（h）．该证明表明特征建模与一般模型降阶方法是本质不同的，特征模型是把高阶模型的有关信息压缩到几个特征参量之中，并没有丢失系统信息．     

内编队重力场测量卫星全推力姿轨一体化控制研究

内编队重力场测量卫星作为一种新概念的纯引力轨道飞行器,通过精密定轨和相对状态测量实现高精度地球重力场测量.其中对外卫星的控制保持编队内卫星在纯引力轨道上稳定飞行是决定测量水平的关键因素之一.针对稳态工作模式的内编队系统,研究了仅用推力器实现姿态轨道一体化控制的问题,构建了姿态非线性和共用推力器引起的姿态轨道耦合的六自由度平动和转动动力学模型,并基于约束非线性模型预测技术建立了姿轨一体化控制的二次型优化模型.通过仿真实验可知,约束非线性模型预测控制方法计算快速,能克服部分约束条件的非凸性;推力器布局合理,推力消耗低,满足内编队系统任务需求.     

一种集成通用高超声速飞行器气动工程预测系统

本文建立了一种面向高超声速飞行器的集成通用气动预测系统.通过引入CAD/CG建模技术实现了复杂飞行器3D几何模型的快速准确建模,并可以利用网络上的共享模型资源直接计算.引入FEM技术和自由网格生成算法,实现了复杂飞行器模型的快速网格生成.设计并开发了通用面元几何分析程序,建立了外法线快速矫正方法.基于面元气动分析理论开发了面元气动分析求解器,实现了面元气动计算和整机气动参数整合,能计算飞行器的气动力、力矩和气动导数.通过软件集成调用技术,将几何建模、面元划分、面元分析、面元气动计算以及后处理集成在统一的软件系统中,实现了高超声速飞行器气动参数的全自动计算与分析.HTV-2和航天飞机的仿真计算结果表明了该系统的有效性.     

基于特征模型的再入飞行器自适应制导律设计

文中针对航天飞机类再入飞行器对参考阻力加速度曲线的跟踪问题，设计了基于特征模型的自适应制导律．首先将线性定常系统的特征建模方法推广到单输入单输出线性时变系统，从而建立了再入飞行器的特征模型，然后对特征模型提出一种新的非线性微分黄金分割自适应控制律．当特征模型的系数属于有界闭凸集，且系数的变化速率满足一定约束条件时，文中证明了非线性微分黄金分割自适应控制系统是一致渐近稳定的．在特征模型的基础上，通过结合使用跟踪控制律、非线性微分黄金分割控制律和改进的逻辑积分控制律，设计了再入飞行器基于特征模型的自适应制导律．它克服了反馈线性化方法要求精确获得对象模型的缺点．仿真结果表明，文中设计的自适应制导律对参考阻力加速度曲线的跟踪性能明显优于反馈线性化方法．     

六点支承航空发动机双转子系统动力学离散模型

针对六点支承形式的航空发动机双转子系统,建立了复杂离散动力学模型,对该模型进行结构降维,得到了两种简化动力学模型.首先采用有限元法建立了较为精确的多轮盘复杂离散动力学模型,然后基于质心集中方法对该模型进行了简化,分别得到了四轮盘双转子简化动力学模型和三轮盘双转子简化动力学模型,并将其与复杂离散动力学模型进行了临界转速的对比.结果表明,简化得到的四轮盘双转子简化模型,前三阶相应临界转速误差分别在5%,22%,10%之内,可以很好地保有原系统的动力学特性;简化得到的三轮盘双转子简化模型,在柔性支承下,前三阶相应临界转速误差在15%之内,可以较好地保有原系统的动力学特性.最后,给出了3种模型不平衡响应的对比分析图.这是一种从结构上将实际多轮盘双转子简化成少轮盘双转子的方法,降低了双转子系统的自由度,有利于在考虑到故障、支承非线性等因素后的理论计算分析.     

基于GMM的压电驱动器磁滞特性建模及高精度抗扰跟踪控制

包含压电驱动器的微定位平台可以用于减小飞切加工中的低频误差.本文针对该平台中的压电驱动单元,提出了一种新的系统建模方法,并基于此建立了完整的高性能抗扰跟踪控制策略.首先,利用高斯混合模型(Gaussian mixture model, GMM)对压电驱动器固有的磁滞特性建模,并根据该模型进行前馈补偿,以消除磁滞非线性对控制精度的影响.其次,建立扩张状态观测器,对所有外部扰动及未建模误差进行观测与补偿,以提高系统的抗扰能力.为了进一步提高系统的跟踪精度与控制带宽,建立状态反馈与零相跟踪前馈控制策略,以优化闭环系统特性.实验结果验证了基于所提磁滞模型建立的抗扰跟踪控制方法的有效性.在0～50 Hz输入信号频率范围内,在给定的测试集内该控制策略下的系统跟踪误差小于2.2%,能够满足目标控制带宽下的高精度跟踪要求.     

不确定性气动弹性系统辨识及鲁棒极限环分析

模型的不确定性直接影响鲁棒颤振和极限环分析的准确性．从基于数据的角度提出考虑非线性环节和模型不确定性的鲁棒极限环分析框架．采用时域方法辨识包含非线性环节的Block—oriented结构的气动弹性系统模型集合的不确定度大小．以在线弹性结构的极点构造正交基底,将不确定性模型集合辨识问题转化为不确定性参数上下界估计的优化问题,通过求解非线性优化得到不确定性模型集合．将辨识后的无记忆非线性算子用正弦输入描述函数表示,利用线性分式变换技术对辨识后的不确定性模型进行重新建模,最后采用结构奇异值（μ）理论对系统集合进行鲁棒极限环分析．采用某二元翼段气动弹性算例验证该辨识和分析框架的准确性．结果表明辨识的不确定性的模型集合能够刻画气动弹性动力学特性．在相同速度下,考虑不确定性的模型集合的鲁棒极限环幅值比标称系统极限环幅值要小．该方法可以应用于鲁棒颤振和极限环预测．     

复杂灾害系统风险综合评价的非线性信息动力学模型

自然灾害系统是一个极其复杂的巨系统,它的发生、演化都具有相当复杂的非线性特征.为了从系统演化的角度来研究复杂灾害系统风险综合评价问题,在建模的过程中引入非线性信息动力学模型——最大流原理,以反映复杂灾害系统风险等级的各个指标所构成的系统为研究对象,基于非平衡统计力学方法建立系统随机演化方程,通过给各指标赋予合理的权值使系统趋于稳定,从而实现对复杂灾害系统风险的综合评价.新模型揭示出复杂灾害系统风险耦合的形成模式和演化动力学规律,并结合自组织特征映射网络算法实现对该模型进行数值仿真模拟.最后应用该方法进行中国大陆31个省、直辖市和自治区复杂灾害系统风险综合评价,分析结果验证了该方法的有效性.     

一种改进的前飞时倾转旋翼机非定常气弹动力学模型

倾转旋翼机前飞时,旋翼会处于复杂的非定常气动力环境中,但现有的倾转旋翼机前飞气弹稳定性分析模型主要采用准定常片条理论对旋翼的空气动力载荷进行气弹动力学建模,气弹稳定性分析结果与实验值存在明显误差.本文采用ONERA非定常气动力模型进行旋翼气动力建模,并考虑翼型压缩性和失速的影响,建立了倾转旋翼机前飞时的非定常气弹动力学模型.根据NASA试验模型参数,本文计算了系统各模态频率和阻尼比随前飞速度的变化,计算结果相对于现有理论模型更接近试验数据,表明本文建立的非定常气弹动力学模型可以比现有模型更准确地描述倾转旋翼机的前飞气弹稳定性.     

随机非线性系统的最小阶状态观测器及输出反馈镇定控制设计

对一类具有不可观测状态、未建模动态特性和随机干扰的单输入多输出随机非线性系统, 给出了最小阶状态观测器和输出反馈镇定控制器的设计方法. 基于所设计的最小阶状态观测器, 给出了系统全部状态的估计, 分析了状态估计误差的收敛性. 进一步, 结合Back-Stepping法, 构造性地设计出了输出反馈镇定控制, 给出了闭环系统全局渐近稳定和概率意义下有界稳定的充分条件.     

平面柔顺机构大挠度弹性静力学分析的低维参数化曲率模型

针对以均质细长弹性梁为柔性构件的平面柔顺机构,通过采用Bernstein多项式逼近柔性梁弯曲曲率,提出了一种适用于大挠度强几何非线性弹性静力学分析的低维参数化曲率模型,并给出了基于高斯积分和牛顿拉弗森迭代的数值求解算法.该建模方法的特点是直接以柔性梁弯曲应变即曲率为基本未知场函数,以Bernstein多项式试函数的待定系数为基本未知量,基于最小总势能原理建立系统的几何非线性静力平衡方程.因而避免了传统基于位移的建模求解算法通过求导计算弯曲应变能引入的数值误差,并降低了试函数的光滑性要求,建模精度高、数值计算收敛速度快且直曲梁通用.同时所求参数化曲率解与坐标系无关,具有丰富的几何和力学意义,既能实现刚体位移和柔体变形的统一建模,又能高效呈现细长梁大挠度弯曲复杂、丰富的变形信息.通过多个算例的建模分析,数值计算结果充分证明了本文方法的有效性和优越性.     

基于证据推理的故障预报模型

为处理存在定量与定性不确定性信息的非线性复杂系统故障预报问题,建立了基于证据推理(evidential reasoning,ER)的故障预报模型,提出了ER预测模型的参数优化方法.该模型利用ER算法可以处理精确数据、不完整数据、模糊数据的能力,及其非线性融合的特性,对模型的输入信号,通过信息变换技术转化到信度结构框架下,应用解析ER算法对输入信息融合,根据输出数据的类型,构造相应的预测输出,给出了故障识别方法.针对ER预测模型参数难以精确的主观确定的困难,建立了非线性优化模型,对模型参数进行优化学习,获取最优模型参数.通过实验对ER预测模型的性能进行了分析,结果表明,建立的预测模型和参数优化模型可以有效的处理故障预报问题.     

垂直起降飞行器的自适应集群编队飞行控制

本文针对垂直起降飞行器集群编队飞行控制问题开展研究.集群中的飞行器具有异构性质,即它们具有不同的惯性参数,并且每个飞行器对其自身的惯性参数也并未确切已知.另外,飞行器间的信息交互是局部的,每个飞行器仅与其邻近飞行器进行信息交互.为解决上述问题,本文基于级联架构,设计了一种自适应分布式控制算法.首先,在位置回路中设计一个分布式指令控制力,实现集群编队目标;接着,从设计出的指令控制力中提取出控制推力和指令姿态;最后,在姿态回路中设计一个控制力矩,实现姿态对指令姿态的跟踪.此外,在指令控制力和控制力矩设计过程中,提出合适的自适应算法对飞行器惯性参数进行估计.通过使用李雅普诺夫理论分析可知,所提出的自适应分布式控制算法确保了垂直起降飞行器渐进稳定的集群编队飞行.仿真结果进一步验证了所提算法的有效性.     

柔性多体系统接触碰撞子结构动力学模型

对柔性多体系统接触碰撞的子结构动力学模型进行了深入的研究. 将柔性杆纵向碰撞的解析解与该对象的子结构动力学模型的数值解进行了对照, 揭示了子结构动力学模型能描述在接触碰撞期间应力波在柔性杆中的传播现象以及波的传播速度与杆的某些参数间的关系, 研究了影响该模型精确性的参数范围, 给出了该参数的一些优化值.     

机械系统状态监测与故障诊断领域的重要课题

非线性是机械系统动力学的固有属性。当非线性因素较为突出时，基于线性振动理论的机械故障诊断与预测方法不仅导致定是的误差，更重要的是，将与故障紧密相关的丰富的系统非线性动力学行为。本文指出了基于线怀振动的机械故障诊断与预测方法的局限性；分析了机械系统非线性振动的特征及几种典型的非线性故障现象；讨论了机械设备非线性故障的机理、监测、诊断与预测的有关问题。本文旨在引起对机械系统非线性振动特征及由此而产生的     

基于弹道跟踪数据的全程试验鉴定

针对弹道式运载火箭的弹道特征,利用参数化技术建立内弹道与外弹道弹道差之节省参数模型.在此基础上,应用Bayes理论和数据融合方法,给出了一种能充分利用飞行试验数据和阵地测试数据的全程试验鉴定方法.因导弹落点可由弹道差数据及有关动力学特性折算,故落点精度鉴定可归为本文的特殊情况.与传统方法比较,本方法可充分利用全程的全部跟踪数据和各类相关试验信息,可同时给出成败型鉴定与精度鉴定的鉴定结论,并能给出鉴定结论的精度.     

非正态变量情况下结构可靠性分析的条件概率马尔可夫链模拟方法

基于对失效域样本的高效马尔可夫链模拟方法和鞍点估计法,提出了一种可快速分析高维小失效概率情况下含非正态变量的非线性极限状态函数的可靠性方法.所提方法在非正态空间中,将所求失效概率转化为线性极限状态函数的失效概率与一个特征比例因子的乘积.线性极限状态函数是通过马尔可夫链模拟非线性极限状态函数失效域中的样本而获得的,它与非线性极限状态函数具有近似相同的设计点.而概率论中的乘法定理是获取特征比例因子的理论依据,它反映了非线性极限状态函数失效概率与线性极限状态函数失效概率的关系.线性极限状态函数的失效概率可以由鞍点估计法求得,而特征比例因子可以由马尔可夫链快速模拟线性与非线性失效域中的样本而近似算得.定性分析和定量的算例对比分析表明,所提算法具有较广的适用范围,并且它的实现过程较为简单,计算精度和效率均较高.     

平面机械系统动力学建模的复合方法

针对平面机构拓扑结构组成特点,提出平面机构动力学建模的复合方法。依据机构结构学原理划分动力学建模的单元,采用状态空间方法表达系统动力学模型。采用平面四杆机构作为建模案例,与现有多体系统建模方法对比,验证了新方法的正确性。新方法可以很好地支持动力学模型的重用,揭示了平面机构动力学模型与拓扑结构的内在联系。