基于双耦合Duffing振子的气液两相流动特性分析

提出了双耦合Duffing振子仿真系统检测小通道气液两相流型信号的方法。搭建了双耦合Duffing振子仿真系统,针对流型信号的特征确定了3个关键参数:阻尼比、耦合系数和频率,并应用典型混沌信号Lorenz和R9ssler对该仿真系统进行了性能检测。在两相流型信号检测时,提取了振子振动的瞬时速度和位移2个特征值,并基于特征值对流型动力学特性及流型辨识进行了深入研究。结果表明:通过对典型混沌系统的检测验证,发现本文检测方法具有较好的抗噪能力,能够较好地表征典型信号的混沌特性。提取的2个特征值能够揭示出小通道气液两相流型转变过程中气液两相间的作用机理。系统的振子振动瞬时速度结合位移实现了小通道气液两相流典型流型的准确识别,有助于其他不同介质的多相流动特性分析与流型辨识。     

大速度桨毂振动载荷预计的影响因素

依据直升机大速度前飞状态的气动环境和桨叶运动,分析了非定常气动力模型、动态失速模型、诱导速度分布、桨叶弹性变形、桨毂力合成以及数值计算方法对旋翼振动载荷预计的影响.将Leishman和Beddoes气动模型、动态入流理论和桨叶挥舞运动综合计入载荷模型中,采用状态空间法对方程进行离散化处理,编制了相应的计算程序.计算结果表明采用不同的分析模型对旋翼振动载荷预计有较大影响,翼型失速是主要影响因素.     

超低信噪比调频连续波引信信号小周期态 Duffing振子检测

针对超低信噪比（SNR）下调频连续波（FWCW）引信信号难以检测的问题,结合Duffing振子特性和可停振动系统理论,建立了小周期态Duffing振子检测系统。该系统能够克服传统Duffing振子强参考信号检测的固有缺陷,扩展单个Duffing振子的信号频率检测范围,并降低算法复杂度。在此基础上,分析Duffing振子相轨迹特性,提出了基于小周期态Duffing振子的调频连续波引信信号检测方法。实验结果表明,小周期态Duffing振子检测方法在-30 dB的超低信噪比下对真实调频引信辐射信号的平均检测误差小于1%,验证了本文方法的有效性。      

慢变参数系统的渐近解、分叉与混沌

研究了一类慢变参数振子系统,通过摄动方法得到其对称周期解的渐近展开式,并与数值解进行了比较.此外,通过系统解的相图、功率谱、倍周期分叉图和Lyapunov指数的计算,分析了系统的倍周期分叉至混沌的过程.结果表明,随着系统的小参数的变化,此系统的运动将经历与Lorenz模型极为类似的分叉而进入混沌状态.此外还可明显看出,此系统比起Lorenz模型相对说来容易处理一些,因为可得出系统的对称周期解的解析表达式.      

舰载直升机旋翼/机体耦合动力学稳定性

建立了舰载直升机和舰船运动耦合动力学模型,考虑了舰载直升机起落架非线性和非对称的特点,并将舰船振动自由度与旋翼/机体系统相结合分析了直升机系统耦合动力学稳定性.舰载直升机采用无轴承旋翼,用中等变形梁理论建立桨叶、柔性梁和扭矩套的有限元模型,考虑桨叶多路传力特点和桨叶根部的摆振销与变距拉杆的约束.起落架包括液压作动器和橡胶轮胎,起落架系统具有非线性特点,在不同载荷下其刚度和阻尼都不同.采用所建立的动力学模型分析了舰载直升机的"舰面共振"动力学特性,首先通过算例中的无轴承旋翼直升机"地面共振"频率与阻尼曲线验证了旋翼机体耦合模型的正确性.其次发现舰船在横摇振动情况下,旋翼/机体耦合系统的旋翼不稳定转速区域会提前出现,如果鱼叉系留则会推迟不稳定转速,并且增加系统的阻尼.     

基于GRNN网络和遗传算法的旋翼动平衡调整

针对传统旋翼调整方法没有考虑调整参数与振动信号之间的非线性关系,提出一种结合广义回归神经网络GRNN(General Regression Neural Network)和遗传算法的旋翼调整方法,采用GRNN建立旋翼动平衡调整模型,以桨叶调整参数作为GRNN输入,以旋翼转轴3个方向的加速度测量值和机身3个方向加速度测量值作为网络输出,建立调整参数与直升机振动信号之间的模型.以直升机振动作为目标函数,采用改进的遗传算法对桨叶调整参数进行寻优,获得直升机振动最小时的桨叶的调整量.飞行实验表明,通过1到2次飞行调整,可使3个方向机身振动(旋翼的一阶振动)为最小,完成旋翼的动平衡调整.      

非线性油膜力作用下转子弯扭耦合振动特性研究

建立了非线性油膜力作用下转子-轴承系统弯扭耦合振动的数学模型.采用Rugge-Kutta数值积分方法计算模拟了转子升速过程中弯曲振动和扭转振动的不平衡响应,得到了转子弯曲振动的三维谱图和分岔图.分析发现,转子的弯曲振动会发生倍周期和概周期等复杂的非线性动力学行为.通过与不考虑弯扭耦合作用的系统特性进行比较,指出在转子弯曲振动临界转速附近,弯扭耦合作用对转子弯曲振动特性影响最大.数值分析揭示了扭转振动随转速升高,振幅基本保持不变,频率减小,有助于更深入地认识转子-轴承系统的弯扭耦合振动特性.     

粒子群优化在直升机旋翼动平衡调整中的应用

传统的直升机旋翼调整方法没有考虑调整参数与振动信号之间的非线性关系,针对这一缺点,提出将广义回归神经网络(GRNN,General Regression Neural Network)和粒子群算法相结合的旋翼调整方法,采用GRNN网络建立旋翼动平衡调整模型,以桨叶的调整参数作为神经网络的输入,以旋翼转轴和机身的三向的加速度测量值作为网络输出,建立调整参数与直升机振动信号间的模型.以直升机振动作为目标函数,采用粒子群优化算法对桨叶的调整参数进行寻优,获得当直升机振动最小时的桨叶的调整量. 飞行实验结果表明,此方法可通过飞行测试获得的新数据对神经网络进行更新,使系统在使用过程中不断完善,并可在较少的飞行调整下完成旋翼的动平衡调整.      

梁纵向与横向耦合非线性振动分析

纵向振动和横向振动耦合是捆绑火箭等结构中的典型振动现象.以Rayleigh梁为研究对象,通过Hamilton变分原理推导了考虑应变二次项的纵向振动与横向振动耦合控制方程,并用有限元方法对该非线性系统的行为进行了模拟.针对线性系统固有振动频率和非线性纵横耦合动态响应情况,把所得结果与NASTRAN结果进行了比较,二者结果吻合,证明了本方法的正确性.在此基础上,借助振动控制方程和模拟结果,讨论了非线性系统频率与模态的时变特性,非线性动态响应频率成分特性,横向振动和纵向振动相互影响以及共振现象等.研究结果为本方法的实际应用提供了理论基础.      

电压与钙耦合神经元模型的符号动力学

应用符号动力学研究了跨膜电压与细胞内钙浓度相耦合的R15神经元模型.通过峰峰间期序列(ISIs, Interspike Interval Series)的首归映射构造出描述周期和混沌放电模式的符号序列,并讨论了与切分岔密切联系的阵发混沌与嵌含在混沌区中的周期窗口的产生机理.由符号序列的排序规则,确定具有不同拓扑结构的放电节律与连续变化的参数值的对应关系,从而对实验或模型测得的任意放电模式进行参数识别.研究结果表明符号方法是研究神经放电活动动力学行为的一种有力工具.尤为重要的是,这样一种粗粒化的方法能够推广到神经电生理实验中,从复杂的实验数据中提炼更多有价值的信息.      

悬停状态下小型无人直升机飞行动力学模型辨识

为了更好地研究小型无人直升机悬停状态动力学特性,对一个8.1 kg三轴陀螺仪增稳的电动直升机,从线性系统辨识方面及非线性建模方面,进行了动力学模型深入研究。在线性系统辨识过程中,应用频域辨识方法,在飞行中同时采集陀螺仪之前及之后的操纵数据进行双系统辨识。在非线性建模过程中,机体、旋翼及尾桨动力学被分别建模。尾桨动力学应用3阶段辨识法单独提取基底、陀螺仪及整体增稳模型。结合2种分析过程,应用非线性-线性模型结合修正方法,提高相互的仿真精度。结果表明:13阶高阶模型在线性辨识过程中相对比11阶模型表现更优;双系统线性模型的基底模型数据具有高质量高频特性,最高频率限制可达30 rad/s;除挥舞方程参数和尾桨参数以外,非线性数学模型（NMM）进行了7个非线性变量的修正,有效地拟合了悬停实验数据。      

共轴刚性旋翼直升机着舰飞行特性

建立一套能够耦合非定常舰船流场的共轴刚性旋翼直升机飞行动力学模型,以研究该旋翼飞行器在着舰过程中的飞行特性。在舰艉流场模拟方面,采用分离涡方法以获得高精度非定常流场数据;在飞行力学建模方面,引入上下旋翼干扰因子建立共轴刚性旋翼诱导速度模型,并采用等效挥舞运动概念建立其挥舞运动方程;基于“单向耦合”思想构建了计算流体动力学（CFD）向飞行力学模型的数据传递策略,并分别以XH-59A直升机和UH-60A/SFS2组合为算例验证了飞行动力学模型和数据传递策略的正确性。以SFS2舰船模型和XH-59A共轴刚性旋翼直升机组合为研究对象,从直升机操纵余量和非定常载荷水平两方面分析了着舰过程中舰艉流场对共轴刚性旋翼直升机的扰动特征。时均研究结果显示：由于共轴上下旋翼受时均流场的扰动存在差异,飞行员在增大总距以维持高度稳定的同时,还需要减小差动总距以保持机头朝向的稳定。非定常水平研究结果表明：对于共轴构型直升机,舰船流场对拉力及俯仰力矩的非定常扰动,是引起飞行员工作载荷增大的主要因素。     

高速柔性转子系统非线性振动响应特征分析

针对高速柔性转子多支点支承的结构特点及转子动力特性设计的需要,分析松动支承对转子动力特性的影响,仿真研究得到多支点支承高速柔性转子系统的非线性振动响应特征。研究结果表明:工作在多阶临界转速以上的转子系统,存在松动支承时,工作中的柔性转子可能存在周期、拟周期、混沌运动。进而研究了松动支承位置、不平衡量、松动间隙等参数对多支点支承柔性转子振动响应的影响,分析结果为多支点支承高速柔性转子系统的动力学设计提供了理论方法。      

无人直升机LPV控制律设计

针对无人直升机航迹控制要求,提出一种基于线性变参数(LPV)控制理论的无人直升机一体化式飞行控制律设计方法,通过速度、侧滑角、高度和偏航角控制通道的显模型跟踪控制,实现无人直升机航迹控制。建立了无人直升机高阶非线性动力学模型,模型中考虑了旋翼桨叶挥舞和摆振运动、旋翼动态入流、机体运动之间的运动耦合,用于检验直升机高阶运动特性对控制律性能和闭环系统稳定性的影响。由于无人直升机的非线性动力学模型是典型的周期性系统,基于简谐平衡方法进行无人直升机的配平和模型线性化计算,在速度包线内得到用于控制律设计的无人直升机LPV模型,通过凸函数优化方法求解LPV控制律的参数。基于典型直升机机动,采用数值仿真方法对LPV控制律在传感器噪声影响下的控制性能进行检验,仿真结果表明：LPV控制律在速度包线内具有良好的控制性能和鲁棒性,无人直升机闭环系统在机动飞行中满足给定的性能要求。     

直升机声疲劳源的诊断技术研究

首次开展直升机声疲劳源的诊断工作,基于小波变换原理,建立了直升机声疲劳源的诊断方法与技术,它包含小波分解与重构阶数的确定、噪声信号分解、分解信号重构以及分离信号的1/3倍频程计算等方面内容.该方法具有低频信号分辨率高和易于重构等特征,特别适合直升机的主、尾桨噪声信号进行分离.通过对模拟的主、尾桨信号进行分离,并将分离后的信号与原始信号相比,发现误差不超过2.3%,因此,验证了该法的有效性.另外,应用该法还对小松鼠直升机所记录的噪声信号进行主、尾桨噪声分离,所得结果表明:建立的直升机声疲劳源的诊断技术,能够处理直升机非平稳噪声信号,可以完成直升机主、尾桨噪声的分离.     

航空发动机转子系统建模方法和振动特性分析

针对现代航空涡扇发动机转子系统的结构和力学特征,运用有限元法对其低压转子进行了有限元建模方法和动力特性研究.分别采用二维梁单元和三维实体单元建立转子系统的有限元模型,对其动力特性计算结果进行比较分析,在此基础上,提出了等效圆盘法进行有限元建模的等效原则.等效圆盘法将转子系统的叶片等效为刚性圆环,既能保留转子系统的结构和力学特征,又能有效地控制模型规模,将周期问题转化为轴对称问题,便于有限元程序的求解计算.计算结果表明,该方法是一种适用工程实际的有限元建模方法.     

密封汽流激振下转子动力特性的时域分析

针对汽轮机转子偏心导致的汽流激振问题和静偏心模型在转子动力特性研究中的缺陷，采用动网格技术模拟转子真实的三维涡动，在时域上对转子的动力特性进行研究。结果表明:转子涡动时，汽流激振力及其动力系数在时域上随位移呈三角函数变化，且径向力的方向随转子中心位置的变化发生改变。偏心率、涡动速度、自转速度和压比均影响转子动力特性。额定工况下，偏心率每增加10%，径向力与切向力平均增加约25~35 N。随着涡动速度的增大，切向力朝负方向增加，而直接阻尼和交叉阻尼减小。随着压比的增加，径向力增大而切向力减小。在一定范围内，较大的自转速度会使最大激振力的绝对值减小。