基于Hankel矩阵与奇异值分解(SVD)的滤波方法以及在飞机颤振试验数据预处理中的应用

将Hankle矩阵与SVD分解相结合对受噪声污染的飞机颤振试验数据进行滤波,以提高颤振模态参数识别的精度,首先对由测量数据构造的Hankle矩阵进行SVD分解,再根据对噪声统计特性的掌握程度,采用两种不同的方法,即基于噪声统计特性的方法和基于奇异值变化曲线突变点的方法,将由含噪的测量数据所构成的Hankel矩阵分成两个互不相关的空间——真实信号空间和噪声空间,最后在真实信号空间中,利用平均的方法重构经过滤波的数据。通过数值仿真和应用于实际的飞机颤振试验数据,对Hankel矩阵取不同维数时对空间划分和滤波效果的影响进行了分析和研究,并验证了该方法是有效和可行的。

飞机颤振模态参数的辅助变量方差辨识及渐近分析

针对飞机颤振随机模型中输入输出观测数据带有观测噪声的问题,为得到较准确的飞机颤振模态参数,将辅助变量辨识方法与方差匹配方法相结合,形成一种新的辨识策略——辅助变量方差辨识方法.在飞机颤振随机模型中,通过引入辅助变量来构造方差函数,导出最小化优化目标准则函数的求解过程,并详细地给出对应的偏导式.根据渐近分析理论,推导参数估计值的渐近方差矩阵表达形式.利用此渐近方差矩阵不仅可以衡量辨识方法的有效性,而且可以设计最优激励信号.将提出的方法用于飞行仿真转台电流环被控对象的传递函数辨识和飞机颤振模态参数辨识,验证了该方法的有效性.

飞机颤振模态参数的偏差补偿辅助变量辨识

在输入-输出数据中带有噪声时,传统的最小二乘辨识算法给出模型参数的有偏估计。当噪声方差的估计值可获得时,采用偏差补偿算法能够得到模型参数的一致性估计。在辅助变量算法的基础上结合偏差补偿算法进行推广得到偏差补偿辅助变量辨识算法。采用适用于噪声环境的偏差补偿辅助变量辨识算法,可准确地辨识飞机的颤振模态参数,该算法结合传递函数模型,将带噪声系统的辨识问题转化为迭代求解问题,用来解决输入噪声为白噪声,而输出噪声为有色噪声的复杂辨识情况。利用该算法可将噪声的方差值和传递函数中的模型参数迭代地估计出来。最后利用试飞试验数据辨识飞机颤振的系统参数,将算法与经典的辅助变量算法进行比较,验证了该方法的有效性。

一种系统辨识的递阶算法及其在飞机颤振试飞中的应用

在研究协方差矩阵特性的基础上 ,给出一种最小二乘辨识系统的递阶算法。该算法与自回归模型参数辨识的 Levinson方法相似 ,利用协方差矩阵的特性 ,由低阶模型参数递阶算出高一阶的参数 ,用阶次辨识方法确定模型阶次。避免了最小二乘系统辨识批处理方法中的高阶矩阵求逆及最小二乘系统辨识递推算法中的循环修正 ,提高了计算的效率。

飞机颤振模态参数辨识试验的快速滤波算法

研究飞机颤振随机模型中实际输入-输出信号序列的最优滤波估计问题,利用矩阵论中的矩阵因式分解和统计信号处理中的条件期望公式,将由新息过程构成的块Toeplitz矩阵进行三角分解,得到一种有效的递推滤波算法。对于滤波输入-输出信号的估计值,推导该算法下的估计误差和方差表达式。最后用仿真算例验证采用滤波后得到的输入-输出信号估计值作为飞机颤振模态参数辨识试验的观测信号可得到较为准确的传递函数,进而使得模态参数的辨识也更精确。

大中型飞机颤振试飞技术取得重大突破

近日，中航工业试飞院一架飞机在外场安全着陆，历时多年的大中型飞机颤振试飞科研攻关工作画上圆满句号。这标志着中航工业在具有自主知识产权的大中型飞机颤振试飞惯性激励系统技术上取得重大突破，成为和美、俄等航空发达国家一样能独立开展大中型飞机颤振试飞的国家。

新型通用型飞机颤振试验装置研发成功

由中国空气动力研究与发展中心低速所与俄罗斯中央流体力学研究院共同研发的新型飞机颤振试验装置，近日安装调试完成，验证试验获得成功。这套我国最先进飞机颤振试验装置的研发成功，为进一步拓展和提升我国开展飞机颤振试验的范围和能力提供了技术支撑。飞机在飞行速度太快时，经常会诱发颤振，如果不及时有效地控制飞机，最终会导致飞机解体。多年来，

通用型飞机颤振试验装置研发成功

由中国空气动力研究与发展中心低速空气动力研究所与俄罗斯中央流体力学研究院共同研发的通用型飞机颤振试验装置安装调试完成．验证试验获得了成功。这套我国最先进的飞机颤振试验装置的研发成功．为进一步拓展和提升我国开展飞机颤振试验的范围和能力提供了技术支撑。

我国大中型飞机颤振试飞技术获重大突破

中航工业飞行试验研究院具有自主知识产权的大中型飞机颤振试飞惯性激励系统技术获得重大突破，使我国成为与美国、俄罗斯等航空发达国家一样能独立开展大中型飞机颤振试飞的国家。

我国新型通用型飞机颤振试验装置研发成功

由中国空气动力研究与发展中心低速所与俄罗斯中央流体力学研究院共同研发的新型飞机颤振试验装置，近期安装调试完成，验证试验获得成功。这套我国最先进飞机颤振试验装置的研发成功，为进一步拓展和提升我国开展飞机颤振试验的范围和能力提供了技术支撑。

颤振主动抑制控制律的工程特性

针对颤振主动抑制控制律做了有关工程特性分析．主要采用计算的方法，对系统的稳定裕度、阵风响应、舵机功率需求。

三维机翼跨音速颤振的分布式并行计算

以多台微机组成分布式计算系统,利用无限插值方法(TFI)生成三维多块贴体运动网格,以Navier Stokes方程为控制方程,求解三维机翼的跨音速非定常气动力,并与颤振方程耦合迭代计算,求解机翼广义位移响应的时间历程,根据广义位移的时间历程的衰减、等幅和发散振荡等情况确定机翼跨音速颤振临界条件.通过算例验证,计算结果与实验结果和理论分析相吻合.

亏损系统模态控制设计及其在机翼颤振控制中的应用

讨论了亏损系统模态控制的设计方法,并将其应用在飞机机翼颤振的控制问题中。结果表明:在一定条件下,机翼的动态特性具有亏损性质,并且亏损模态可能是不可控制的,单输入控制不能稳定不可控制模态。为了稳定不可控制模态必须引入多输入控制。