颤振数据范文
颤振数据范文（精选4篇）
颤振数据 第1篇
颤振飞行试验是新机或有重大改型试验飞机都必须进行的试飞科目, 是世界公认的Ⅰ类风险试飞科目。某试验飞机在飞行中发生了左翼尖颤振数据异常的情况, 为确保大强度机体结构科目试飞的测试要求, 本文对此故障做了较为详细的分析研究并采取了相应的解决方案。
颤振测试工作原理
颤振传感器工作原理
3741B型颤振传感器是压阻式振动传感器, 是一种惯性式传感器, 通常采用梁岛结构, 一般通过悬臂梁或连结梁支撑悬挂, 通过离子注入或扩散工艺在梁上制作压敏电阻。
工作原理是:测量物体加速度是基于牛顿第二定律, 即物体运动的加速度与作用在它上面的力成正比, 与物体的质量成反比, 即a = F/ m。当物体以加速度运动时, 质量块受到一个与加速度方向相反的惯性力作用, 带动支撑梁发生扭曲或弯曲等变形, 即质量块和弹簧组成的惯性系统将加速度转换为质量块和外壳间的相对位移, 也就是弹性元件的应变, 再通过粘贴或扩散在弹性元件上的应变计将应变变换为电阻值的变化。把弹性元件上的四个或两个应变计接成惠斯登电桥形式, 就可把加速度引起的应变计的电阻变化变换为电压或电流的变化, 即可得出加速度值的大小。传感器结构见图1。
颤振测试原理
根据飞行试验课题要求, 左右平尾翼尖颤振测试都选用3741B型颤振传感器, 左平尾翼尖颤振传感器采集的电压信号经过BZL - 2A调节器放大后一路信号给FES激励系统, 另一路颤振电压信号进入差动电压采集卡, 右平尾翼尖颤振传感器采集的颤振电压直接通过应变电桥采集卡测量。其测试原理框图如图2 所示。
数据异常分析及解决方案
数据异常现象描述
飞机左平尾翼尖颤振数据异常现象表现为:在大速度飞行状态中, 当FES系统工作时, 左平尾翼尖颤振数据时而出现超量程的跳点, 从而引起FES系统自动切断。
具体现象为:在性能品质、航电试飞课目中, 试验飞机左右平尾翼尖颤振数据均正常。在颤振试飞科目中, 当速度不大于800KM/H时, 颤振数据正常, 当速度超过800KM/H时且FES系统不工作时颤振数据正常, 但当飞机速度超过800KM/H, 并且FES系统工作时, 左平尾翼尖颤振测试值会突然出现超量程的现象, 导致FES系统自动切断, 而右平尾翼尖颤振数据正常。左平尾翼尖异常数据如图3 所示。
数据异常现象分析与解决方法
针对上述现象, 通过对飞机进行FES系统地面激励试验, 但是颤振数据正常。飞机在试飞过程中, 只有左平尾翼尖颤振数据出现问题, 而右平尾翼尖颤振数据正常, 并且左右翼尖都安装了相同型号的颤振传感器。在测试方法上, 左平尾翼尖颤振传感器信号经过BZL - 2A调
节器放大后再进入采集板卡, 右平尾翼尖颤振传感器数据通过应变电桥采集卡直接采集。
针对此情况, 首先对板卡、传感器或调节器等可能造成数据异常的设备进行分析, 并通过大量地面试验发现故障并非是由上述原因引起的。
其次对压阻式传感器安装工艺进行分析, 通过调节颤振传感器安装方式, 发现飞行试验数据依然存在跳点。
最后对试验飞机颤振数据跳点问题出现的情况进行详细分析, 发现导致数据异常的条件比较苛刻, 是不是在某个特定的飞行状态时刻, 平尾翼尖本身就产生了那么大的振动, 而测试结果反映了真实的振动情况。
针对这一设想, 通过地面试验最终发现左平尾翼尖里面的配重块不是一个整体, 而是由前后两个铅块组成, 前端配重块随着翼尖振动在里面晃动, 在试验某个时刻达到共振时, 地面数据监测发现数据会出现跳点。
解决方案:第一次采用螺母把两个配重块固定的方式, 通过地面试验验证, 数据没有出现跳点, 但在实际颤振飞行中, 偶尔还是会发生数据超量程而导致FES系统自动切断的情况。不过通过实际的飞行数据, 发现左平尾翼尖颤振数据超量程的点明显减少, 说明之前采取的方式还是有效的, 具体如图4 所示。
针对此情况, 分析结果是两个配重铅块所采取的连接方式在大速度高强度的振动中, 产生了轻微松动, 而在地面试验中又没法复现实际的飞行状态, 所以地面试验数据结果正常不能证明实际飞行数据也一定正常。
最后, 采用一体成型的配重块替换原先的左平尾翼尖配重块, 在接下来的颤振飞行试验过程中, 数据正常, 没有再发生自动切断FES激励系统的现象。
小结
关于翼尖配重块对颤振数据的影响, 是试飞课题中首次发现, 由于试验条件不够, 本文只是定性地发现了其固定方式对飞行的影响, 没能更深入地定量地去分析配重块固定方式对飞行的具体影响程度。本文主要是给从事科研试飞工程师提供一种参考, 当以后遇到类似的问题, 可以开拓一种思路, 提高解决问题效率。
观点建议
当今国防军工倍受国家关注, 飞行属于制空权, 谁掌握了制空权, 谁就在战争占的先机, 要想保卫领空, 就要有强大的空军, 必然要有各种先进的飞行器, 目前, 最高端的武器和飞行器, 国外对我国封锁, 所以我们只有自力更生, 自己研发各种高端军工技术, 要想飞行器技术过硬, 就要靠试飞, 而试飞测试是基础, 只有试飞测试技术发展了, 各项配套科研技术才能蓬勃发展。
颤振数据 第2篇
飞机结构颤振是飞机研制过程中必须进行的实验科目,具有风险高、周期长等特点,且其观测信号具有有效样本短、信噪比小、结构模态密集等特征,从而使得如何从实际观测数据中提取结构模态参数成为该行业十分关注的问题。
矩阵束方法作为一种模态参数估计方法,在许多领域有了广泛应用。但是,在引入飞机结构颤振试验时,该方法的参数估计质量经常会受到样本长度、信噪比等的影响。为此,本文基于随机信号仿真,应用蒙特卡罗方法对其相关的数值性能进行了分析研究。
1矩阵束方法简介
假设观测到的系统响应信号可表示为M个模态的指数函数的线性组合:
其中,x(t)、n(t)、y(t)分别为系统响应、系统噪声和含噪声的实测信号,0≤t≤T;T为最大观测时间。对第i个模态,算子si=-αi+jωi可用于表示模态的频率和阻尼比系数,其中ωi为角频率,αi为阻尼比系数。
式(1)的离散时间形式为
k =0,1,2,…,N
其中,zi为系统响应的极点,zi=exp(siTs);Ts为采样周期;N为最大采样点数。
由采集序列y(t)可以构造如下的Hankel矩阵:
式中,L为矩阵束 参数,通常取值 位于N/4~ N/3之间。
对矩阵Y进行奇异值分解,得到
式中,U为N-L阶正交矩阵;V为L+1阶正交矩阵;D为半正定的(N -L)× (L +1)阶对角阵,其主对角线上的元素为奇异值(由大至小排列)。
在已知模态个数M的情况下,由D的前M个较大的非零奇异值形成新的矩阵:
Δ =diag(δ1,δ2,…,δM )
将所得V阵的前M个主导右奇异向量构成(L +1)×M维的矩阵V′,将V′的最后一行元素去除得到一个L×M维的矩阵V′1,将V′的第一行元素去除得到一个L×M维的矩阵V′2,从而生成如下2个(N +L)×L维的矩阵:
由Y1和Y2构造矩阵束Y1-λY2。求解G =Y1+Y2 的特征值,其中,Y1+为Y1的伪逆矩阵。矩阵G存在M个非零特征值λ1,λ2,…,λM,由这些特征值可以求得对应的模态的阻尼比系数和振动角频率,计算公式如下:
2 数值性能研究
2.1采样点数影响
处理试验数据时,依据不同的试验环境、结果精度、速度要求以及测试设备条件等设置不同的采样长度后,方能进行模态参数估计,而采样长度往往会影响最终数据处理结果。因此本文首先通过仿真数据来研究样本长度对矩阵束方法数值性能的影响。设置一个单模态自由度系统,其阻尼比系数为0.03,振动频率为11Hz,激励信号为随机白噪声,响应信号的采样率为128,仿真信号的采样长度从1s逐秒增加至60s,针对每一 个采样长度进行3000次运算,将计算所得模态的频率和阻尼比进行统计,分别将其高斯分布中值作为最终结果,如图1、图2所示。图1与图2中,横轴表示采样点数,范围为128~7500,对应的采样时间为1~60s。
从图1、图2可以明显看出,样本点过少会极大地影响矩阵束方法计算结果的精度,导致最终计算结果与设定真值相差过大。增加采样长度可提高计算结果的精度,使其接近真实值。当采样点数达到一定数量之后,单纯地增加采样点不能明显改善矩阵束方法的数值性能,反而会延长计算时间,导致系统的运行时间间隔增加,影响方法的计算效率。由于在飞机结构颤振试验中常有实时分析的要求,因此,采样点数的设置应在计算效率和结果精度之间做出平衡。
2.2信噪比对数值性能的影响
试验采集得到的信号总会受到噪声的影响。因此模态参数估计方法的抗噪性能也是选择方法时需考量的重点之一。
蒙特卡罗方法是一种通过对大量彼此独立的试验结果进行统计,得出统计对象数学特征的方法。由于实际中的试验周期较长,无法进行大量的重复试验,因此在本节中,将通过仿真信号对矩阵束方法在噪声环境下的性能进行研究。设置一个双模态自由度系统,模态参数分别设置为:f1=11Hz,f2=13Hz,d1=0.05,d2=0.04,f与d分别表示模态参数中的频率与阻尼,下标1、2表示模态1和模态2。将响应信号的信噪比依次置为无噪声(信噪比无穷大)、20dB、10dB、6dB、3dB和0,使用矩阵束方法对加噪后的信号进行模态参数估计运算,对所得结果进行统计,表1所示为3000次计算的统计结果。可以看出,矩阵束方法估计的模态参数中,频率受噪声影响较小,随着信噪比的下降没有发生明显变化,而估计所得阻尼随着信噪比的下降有较大变化。
2.3设置参数对数值性能的影响
从仿真实验结果可以看出,在仅改变信噪比的情况下,矩阵束方法所得的阻尼估计结果会产生较大的波动。为削弱噪声对矩阵束方法阻尼估计结果的影响,增强矩阵束方法的抗噪性能,可以适当调整方法的设置参数,即模态个数M。
模态个数M对应于运算时设置的极点个数。增加设置的模态个数M ,会导致最终计算结果中出现实际系统中不存在的虚假模态,但可有效地削弱噪声对真实模态的计算结果的影响。
下面以1个三模态自由度且有密集模态的系统为例,说明改变参数对矩阵束方法的数值性能的影响。系 统的3个模态的 参数设置 分别为:f1=11Hz,f2 =12 Hz,f3 =17Hz,d1 =0.05,d2=0.04,d3=0.01,其中,11Hz、12Hz的模态为系统的密集模态频率。为系统的响应信号添加信噪比为6dB的噪声后得到采集信号。
图3所示为统计得到的计算结果分布情况,图中,横轴表示计算所得模态参数的频率,范围为9~33Hz,纵轴为阻尼比系数,范围为0~0.16。图3中的每个点代表通过矩阵束计算得到的一个模态。
图3a所示为M =3的结果分布情况,可以看出,由于受到噪声的干扰,系统的2个密集模态较难分辨,但是可以 清晰地分 辨出设计 系统位于17Hz的模态。图3b所示为M =5的计算结果分布,可以看到当设置模态个数增加到5后,矩阵束方法对系统的2个密集模态有了较好的分辨能力,同时17Hz的模态仍然被可以清晰地进行辨识,图中右上方分布的计算结果点即为矩阵束方法计算结果中的虚假模态。将图3a、图3b进行比较后不难发现,图3b所示的计算结果相较图3a的结果更加接近设定系统的真实值,其分布也更加集中,这表明,增加模态个数不仅可以减小计算结果的误差,而且可以减小结果的统计方差。在结构颤振试验中,采集信号往往长度有限,处理数据时难以采用多次计算后进行统计的方式来减小误差,在这样的背景下,减小计算结果的统计方差可以增加结果的置信度。
图3c所示为将模态个数再次增加后的计算结果分布。由图3b、图3c的比较可以看出,此时设置的模态个数为实际模态个数的2倍,尽管系统的2个密集模态仍可较为清晰地分辨出来,但是其结果分布明显比图3b所示结果更分散。这表示矩阵束方法的计算结果会在一个较大的范围内波动,降低了计算结果的置信度,不利于确定系统的模态参数。因此若模态个数设置过大,反而会降低矩阵束方法的结果的估计精度,而且增加模态参数的个数会延长系统的运算间隔,降低计算效率,导致系统成本的增加,因此应避免设置模态数过大。
3在颤振试验数据分析中的应用
本文使用的试验数据由某型飞机模型风洞试验数据得来。经零均值化处理后,选取颤振发生前的5个速度对应的5段数据作为计算依据,分别应用矩阵束法与半功率带宽法对数据进行分析,给出拟合曲线以及预测结果。本次使用的试验数据中,将颤振发生时的风速设置为1,其余各速度依此进行归一化处理。颤振发生时刻采集信号的时域波形及频谱如图4所示。
由图4可以看到,颤振发生时信号能量集中于8Hz附近。依次使用矩阵束法和半功率带宽法对颤振临界点前的五段数据进行模 态分析计算,对结果进行拟合后得到的曲线如图5所示。
对比图5a、图5b可以看出,合理选择算法参数后,矩阵束方法计算得到的阻尼结果趋势较明显,其最终估计的颤振速度为0.993,与真实值相差较小;半功率带宽法的计算结果波动较大,拟合曲线不平滑,其最后估计的颤振速度为1.103,与真实值相差较大。产生这一结果的主要原因是,对于密集模态而言,半功率带宽法受到自身算法的数学特性的限制,难以对模态之间的边界进行清晰的区分,因此其对密集模态的分辨效果不如矩阵束法好,计算阻尼和真实值偏差较大。结构颤振试验中,密集模态的分辨问题是一个经常面对的问题,这也是半功率带宽法在飞机结构颤振试验中表现不佳,需要引入矩阵束法的原因之一。
4结语
在保证系统运算效率的前提下,增加采样点数可以提高矩阵束方法的计算精度;矩阵束方法用于模态参数估计时,其得到的频率估计结果受到噪声影响较小,且相对于阻尼比系数估计结果更加稳定;在检测信号含有噪声的情况下,可以适当增大模态个数,用虚假模态来削弱噪声的影响,以有效改善最终结果。
颤振试验数据的处理结果表明,在模态阻尼比估计中,矩阵束法计算结果比较理想,其拟合曲线较为平滑,而且与传统的半功率带宽法相比,其估计结果具有更高的数值精度。
摘要：为将矩阵束引入颤振试验数据处理的工程应用领域,基于随机信号仿真,采用蒙特卡罗方法分析了该方法的数值性能,研究了样本长度、信噪比及计算参数对计算性能的影响,并在飞机机翼气弹模型的风洞颤振试验中进行了验证。与传统频域方法的比较分析表明,矩阵束方法性能良好,是一种可靠的模态参数估计方法。
切削加工以及切削颤振简述 第3篇
1 切削加工概述
1.1 切削加工概念
在机械产品加工生产过程中, 按照产品生产规格、质量、工艺等要求, 技术人员需要利用合适的切削工具对选取材料进行切割塑形, 这一加工生产程序被称作为切削加工。
1.2 切削加工的要素
满足切削加工的要拥有生产的三个重要因素, 切屑刀具、切削运动和切削角度。简单的说, 刀具就是进行机械生产加工的重要切割工具;刀具与被切割材料的相对运动, 就是切削运动;刀具自身固有、安装以及切割金属时所参照的切割偏角数据, 也就是切削角度。由于刀具是直接接触产品表面的生产工具, 产品的表面微观粗糙程度, 大小精确程度和外形都主要取决于刀具, 所以刀具自身材料的硬度、柔韧度、抗腐蚀能力以及生产加工质量工艺等一系列的问题都会对切削加工机床的生产速度、产品质量、以及机床的使用寿命造成不可忽视的影响, 进而影响到机械生产加工行业的技术整体水平, 还会涉及到生产厂家的刀具生产信誉和使用刀具造成的经济损失。切削加工过程中, 刀具对产品会产生一定的作用力, 根据物体受力原理, 会有相应的反作用力的产生, 力的相互作用会给刀具带来一定的损耗, 造成刀具固有角度的几何参数发生改变, 从而对被加工产品产生影响。相关数据统计显示, 越来越多的机械生产加工厂商开始注意到切削加工设备质量的重要性, 拥有切削能力强、切削精度高、耐用可靠的切削刀具是机械产品生产质量的保障, 也是企业革新的大势所趋, 长久发展的生存之道。
1.3 切削加工的方法
常见的切削加工方法有很多, 其中主要包括车削、磨削、锉削、刮削、镗削、铣削、刨削等等。虽然切削形式不尽相同, 不过在很大程度上这些方法却遵循着相同的切削生产规律, 演绎着相似的切削生产现象, 而如此这些也是相关科研技术人员不断的探索研究切削加工方法的基本理论与依据。面对着国际市场对机械加工产品品质水准的提高, 加工使用的材料切割难度加大, 除了要选用适合的切割刀具以外, 还可以采用不同的新式的切削加工办法, 比如说针对一些导体材料, 我们可以采取通电加热切削;加工钛合金、耐磨铸铁等材料时可以使用降低切削区域温度的方法;绝缘切削、利用稀有气体做保护气切削、超高速切削等许多新式的切削办法。虽然切削加工的方法多种多样, 其实无外乎根据被切割材料特有物理以及化学性质以及切割刀具的性能采用经济适用、可实施性较强的切削加工方法。
2 切削颤振产生与危害
切削颤振也称自激振动, 它是切削过程中工件和刀具之间自发产生的振动现象, 它的出现将会带来表面质量的下降、刀具的损伤以及噪声的产生, 限制生产率的提高, 严重时甚至使加工过程无法进行。为了消除或抑制切削颤振给工业生产带来的危害, 多年来, 国内外许多学者在颤振的形成机理、影响因素以及颤振的预报与控制等方面做了大量的研究工作, 并且也取得了丰硕的研究成果。
伴随着切削颤振而来的是噪音污染, 并且大大的超出了国家规定标准, 长时间在这种环境中工作的技术人员会产生一定的听觉疲劳, 心血管系统疾病, 工作效率也会随之下降, 严重影响身体健康以及正常的工作生活。同时, 切削颤振还会造成机械设备的耗损, 缩短机械设备的使用寿命, 不够精准的加工生产设备当然不能制造出高精度、高质量的机械产品。众多的连环反应就造成了不可避免的加工生产误差, 严重的还会影响正常的生产加工, 造成不必要的经济损失。在机床上面发生的自激振动类型较多, 例如回转主轴系统的扭转或者弯曲自激振动;机床床身、立柱、横梁等支撑件的弯曲或扭摆自激振动;切屑形成的周期性引起的颤振和整台机床的摇晃。此外还有机床工作台等移动部件在低速运行时所发生的张弛摩擦自激振动等等。通常把金属切削过程中表现在刀具与工件间强烈的相对振动的这种自激振动称为“颤振”。切削过程中形成不连续切削的周期与工件、刀架或者机床的传动机构中的任一部分振动的固有周期相同, 是产生颤振的主要原因之一。
切削颤振由切削过程中所产生的动态周期性力激发而引起, 并能维持其振动不衰减。机械加工中的颤振是影响机械产品加工质量和机床切削效率的关键技术问题之一。切削颤振叠加在剥离多余金属必须的工作运动如切削、进给及切入运动上, 并影响刀具乃至机床的使用寿命。为减小颤振所带来的不良影响, 加工中被迫临时改变切削用量, 如降低切削深度等。而这却妨碍充分利用机床额定功率, 导致加工工时, 即制造成本上升, 延误工期。颤振问题在投资庞大的现代化数控机床上尤为值得关注, 因为这类机床的经济性建立在其时间和功效方面的高度利用。
3 切削颤振理论与减小切削颤振的措施
3.1 切削颤振理论
3.1.1 再生颤振理论
目前, 对切削颤振形成的物理原因, 主要依据三种理论进行解释:再生颤振是由于上一次切削所形成的振纹与本次切削的振动位移之间的相位差异导致刀具切削厚度的不同而引起的颤振。
3.1.2 振型耦合理论
在某些完全不存在再生颤振条件的切削状态下, 如在切削螺纹时, 后一转的切削表面与前一转的切削表面完全没有重叠, 但也经常发生颤振。由于这时刀尖与工作面的相对轨迹是一个近似椭圆, 颤振同时产生在两个方向。人们由此得出结论:当振动系统在两个方向上的刚度相接近时, 两个固有振型相耦合, 因而引起颤振, 进而提出在设计机床时应考虑如何配备机床各部件在不同方向的刚度。
3.2 减小切削颤振的措施
将主轴转速、进给量、切削宽度以及刀具角度等切削参数适当调整, 即可抑制颤振的发生。其中最为突出的是改变主轴转速的变速切削, 对颤振的抑制效果显著。因为机床整体结构的复杂性, 控制颤振的理想手段应该可以从其局部部件着手, 包括对机床床身、立柱等基础部件的改进, 以提高机床的抗振性能;也可以对机床的刀具结构进行必要的改进。新型切断刀的设计思想是建立在增大阻尼的基础之上, 利用颤振理论结合刀具结构设计, 解决切削加工中的颤振问题。
4 切削颤振科学研究的意义
理论上讲, 通过一代又一代科研人员的辛勤努力, 我们可以更加的明晰切削颤振的产生的原因, 针对不同的原因可以构思不同的颤振控制理论, 为生产实践提供理论依据;从实际的加工生产来说, 合理的完整的科研理论指导, 可以给切削加工工艺带来不断的革新, 是不可避免的机械颤振可以变小甚至有一天可以实现无颤振的美梦, 也能够为机械操作人员提供良好的工作环境, 同时不至于造成切削工具的损坏, 既节约了能源又提高了加工生产效率和经济利益。
5 结束语
社会主义市场经济的快步发展, 人们竞争意识的增强, 深入细致的了解切削加工过程中产生的刀具、切削颤振系列问题的本质特性, 通过不断的科学探究实践, 形成完整的科学理论体系, 使机械制造行业拥有更加光明的发展前景。
摘要：切削加工作为机械制造行业的传统生产加工工艺, 是机械制造的流程中完成零件制作这一中心环节的重要生产技术, 文章介绍了切削加工的基本方法, 切削加工使用的刀具以及切削过程中产生的切削颤振和相应的控制方法。
颤振试飞脉冲激励信号分析技术 第4篇
颤振飞行试验是新机或有重大改型飞机都必须进行的试飞科目,是世界公认的Ⅰ类风险试飞科目。通过试飞验证,最终确定飞机的颤振特性和颤振余量[1]。
颤振飞行试验是利用飞行试验数据进行模态参数辨识,得到飞机结构模态的频率和阻尼,利用模态阻尼进行外推,得到飞机的颤振边界[2]。数据处理结果的准确性对颤振飞行试验的安全起着至关重要作用。
本文采用基于改进的空域相关滤波方法对颤振信号进行滤波处理,然后利用有理分式正交多项式分段拟合方法进行模态参数辨识,识别出模态频率和模态阻尼比。
1颤振飞行试验数据降噪方法研究
颤振飞行试验与地面试验的最大的区别在于,飞行试验不可避免的受到大气紊流激励的影响,作为一种不可测的激励,它所产生的非平稳随机响应将作为过程噪声包含在所测得人工激励的响应信号中,这部分噪声以及测量噪声将极大的降低试验信号的信噪比,严重的制约模态参数辨识结果的准确程度。因此在使用飞行颤振试验数据进行辨识前,有必要对试验数据进行降噪处理,以消除实测数据中的各种噪声,提高辨识结果的精度。
小波变换作为一种新的多分辨率分析方法,可同时进行时域和频域分析,具有时频局部化和变分辨率特性,因此适合于处理非平稳的颤振试验信号[3,4]。本文采用改进的空域相关滤波算法,对飞行试验数据进行预处理。
1.1空域相关滤波算法[5]
设含噪信号为:
fi=yi+ni;i=0,N-1 (1)
式(1)中,yz为真实信号,ni为噪声信号。
Xu提出空域相关滤波算法:信号的突变点在不同尺度的同一位置都有较大的峰值出现,噪声能量却随着尺度的增大而减小。因此,可以取相邻尺度的小波系数直接相乘进行相关计算。这样相关计算将在锐化信号边缘与其他重要特征的同时抑制噪声,而且能够提高信号主要边缘的定位精度,更好地刻画真实信号。滤波算法过程如下:
1) 对输入信号进行二进制小波变换,得到小波逼近系数Sf(J,n)和小波细节系数Wf(j,n)(j=1,2,,J),J为分解尺度;
2) 计算空域相关系数:
Corr(j,n)=Wf(j,n)Wf(j+1,n) (2)
式(2)中j=1,2,J-1;
3) 对相关系数Corr(j,n)进行阈值处理,从Wf(j,n)中抽取出滤波后数据Wfnew(j,n),根据Wfnew(j,n)和Sf(J,n)重构信号就可得到滤波后信号。
1.2改进的空域相关滤波算法
对于颤振飞行试验数据,如直接采用Xu的空域相关滤波算法,由于小波细节系数含有大量噪声,无法准确计算相邻尺度的相关系数,进而会影响滤波效果。在颤振试验中,其响应信号多分布在低频段,噪声多位于高频段,因此响应信号在较大的尺度上(低频段)具有较高的信噪比。为了减少噪声的影响,可选择具有最高信噪比的尺度作为参考,和其它尺度上的小波细节系数计算相关系数:
NewCorr(j,n)=Wf(j,n)Wf(L,n) (3)
式(3)中j=1,2,L-1,L+1,J,L代表具有最高信噪比的那层尺度。
2模态参数识别
有理分式正交多项式法[6.7]进行模态参数识别,在模态耦合紧密,有较大噪声污染的情况下,仍能获得较好效果。本文在此基础上,采用正交多项式分段拟合频响函数,得到分子与分母的多项式系数,应用优化技术使得到的实测频率响应函数和理论频率响应函数之间的误差最小,求分母的根即可得到结构模态的固有频率和阻尼。
2.1正交多项式法
正交多项式拟合算法的基本思路可表达如下:
参数辨识的关键问题是如何使频响函数的实测值与理论值之间的总方误差最小,即进行搜索,寻找一个使目标函数最小的最优值。
设频响函数实测值HT(ω) 与理论HA(ω)值之间的误差为
e(ω)=HA(ω)-HT(ω) (4)
频响函数理论值可以展开为如下的有理正交多项式:
定义新的误差向量,将误差向量线性化处理
σ=D(ω)e(ω)=C(ω)-D(ω)HT(ω) (6)
定义总方差为
E=σTσ={C(ω)-D(ω)HT(ω)}T{C(ω)-D(ω)HT(ω)} (7)
采用最小二乘法,使E最小,即
可以得到线性方程组,求解得到的分子正交多项式系数和分母正交多项式系数ak(k=0,1,2,,m)和分母正交多项式系数bk(k=0,1,2,,n),然后进一步求出相应的分子幂多项式和分母幂多项式系数。令分母多项式为零,求得极点λr。由于极点λr与模态频率ωr及模态阻尼比ξr之间存在关系式:
本文采用Forsythe复正交多项式用于频响函数曲线拟合。
3某型飞机颤振试飞数据分析
在某型飞机的颤振试飞中,采用改进的空域相关滤波算法和有理分式正交多项式分段拟合法进行了数据分析,取得了满意的结果。图1给出了某飞机小火箭脉冲激励加速度响应时间历程曲线,数据长度为2 048,采样频率为512 Hz。图2给出了频响函数曲线,图3给出了其相位曲线。
对响应信号采用改进的空域相关滤波算法进行滤波,图4给出了滤波后响应信号的时间历程曲线,图5给出了滤波后频响函数曲线,图6给出了其相位曲线。从图4中可以看出滤波后响应信号的信噪比有了明显提高,从图5、图6可以看出滤波后频响函数质量有了很大提高。
对滤波后的频响函数采用有理分式正交多项式进行分段拟合,得到此段频响数据的模态频率和阻尼,拟合结果如图7、图8所示。
4结论
通过理论分析和颤振飞行试验数据验证,可以得到以下结论:
1) 改进的空域相关滤波算法可以有效地去除颤振飞行试验信号中的噪声,提高测量信号的信噪比,改善频响函数的估计精度;
2) 有理分式正交多项式分段拟合法获得了与真实值基本吻合的频响函数估计曲线,得到了接近真实值的参数辨识结果。
参考文献
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