[发明专利]飞机颤振试验分布式充分激励输入信号设计方法

摘要

为了克服现有技术方法难以选取地面颤振试验点激励位置和信号的问题，本发明提供了一种飞机颤振试验分布式充分激励输入信号设计方法，该方法在飞行器机身安装微型温度传感器、气流和振动传感器、图像传感器，通过颤振飞行试验获得离散时间的飞行数据，在此基础上建立了飞行器颤振的网格点近似模型，运用状态空间法描述了飞行器所有网格点的集成模型，给出了激励信号反卷积估计方法，解决了现有技术方法难以选取地面颤振试验点激励位置和信号的技术问题。

主权项

1.一种飞机颤振试验分布式充分激励输入信号设计方法，其特征包括以下步骤：步骤1：以飞行器机体轴系OXYZ分析复杂颤振模型，在机体轴系选取n个网格点:xi,yi,zi,i＝1,2,…,n,安装微型温度传感器，X、Y、Z轴向气流和振动传感器，同时在机身加装大于1000帧/秒的图像传感器记录观测机翼翼尖、所有舵面的振动幅值和频率，飞机机载传感器记录时间、飞行高度、马赫数，大气密度；将飞行器到达给定高度和马赫数后颤振试验的过程表达成有效颤振飞行试验，有效颤振飞行试验数据采样时间为tk＝0,Ts,2Ts,…,NTs，Ts为记录数据的采样周期，N+1为有效颤振飞行试验的总采样次数；通过颤振飞行试验获得离散时间tk＝0,Ts,2Ts,…,NTs时刻机体轴系网格点的xi,yi,zi的实际测量值xim(tk),yim(tk),zim(tk),i＝1,2,…,n,获得飞行高度、马赫数，大气密度在tk＝0,Ts,2Ts,…,NTs的测量值；步骤2：根据飞行器颤振试验、在网格点邻域内建立的近似模型：式中，xi(t),yi(t),zi(t)为振动时第i个网格点动态三轴位置分量为，Axi(Θit)、Bxi(Θit)为xi点在X轴向振动方程的结构系数函数，Ayi(Θit)、Byi(Θit)为yi点在Y轴向振动方程的结构系数函数，Azi(Θit)、Bzi(Θit)为zi店在Z轴向振动方程的结构系数函数，uj(Θit,t)，j＝1,2,…,m为激励函数，uj0为衰减系数，exp(f)＝ef，f＝‑[xj(t)‑xi(t)]2‑[yj(t)‑yi(t)]2‑[yj(t)‑yi(t)]2，ζxi(j),ζyi(j),ζzi(j)分别为第j个激励函数对xi(t),yi(t),zi(t)的作用，Θit＝[Ti H Ma Fzi ρ]T为参数向量，t为时间，Ti表示xi,yi,zi网格点的温度，H为飞行高度，Ma为马赫数，Fzi为xi,yi,zi网格点的气流环境影响，ρ为大气密度；步骤3：将(1)式写成式中对于机体轴系选取的n个网格点，有(3)式解的形式为式中Φi(t,t0)为Ξi(t)由初始时间t＝t0到t＝t的状态转移矩阵，i＝1,2,…,n；步骤4：根据颤振飞行试验获得离散时间t_k＝0,T_s,2T_s,…,NT_s时刻机体轴系网格点的x_i,y_i,z_i的实际测量值x_im(t_k),y_im(t_k),z_im(t_k),i＝1,2,…,n构成η(t)的实际测量值η_m(t_k),t_k＝0,T_s,2T_s,…,NT_s，由Ξ_i(t)i＝1,2,…,n和Θ_it当t_k＝0,T_s,2T_s,…,NT_s实际测量值，近似获得Ω(t,t₀)的估计值将(4)式写为式中，Γ(t)为系统噪声系数矩阵，σ(t)为系统噪声向量；观测方程写成：ηm(tk)＝η(tk)+υ(tk)tk＝0,Ts,2Ts,…,NTs   (6)式中，υ(tk)、tk＝0,Ts,2Ts,…,NTs为量测噪声向量；假设σ(t)和υ(t_k)为零均值高斯白噪声，按照反卷积估计方法可以获得γ(t)的离散估计值t_k＝0,T_s,2T_s,…,NT_s。