基于分岔理论的直升机地面共振分析

基于拉格朗日法建立了旋翼/机体耦合的直升机地面共振动力学模型,该模型考虑了非线性桨叶摆振阻尼的影响.采用非线性分岔理论对无阻尼地面共振动力学系统的自激振动边界进行了预测,并与经典的Cloeman特征方程法得出的结果进行了对比验证.随后利用该理论分析了无阻尼及含桨叶非线性摆振阻尼的地面共振系统的动力学特性.结果表明,采用非线性桨叶摆振阻尼使地面共振动力学系统在自激振动区域呈现出有限幅度的极限环振动,同时也避免了系统在该区域运动发散,且极限环振动幅值与非线性阻尼相关.     

旋翼与机身耦合的多柔体动力学方程

在分析旋翼系统的挥舞、摆振和变距运动的基础上，应用柔性多体理论建立旋翼系统的动力学方程，并利用超单元技术建立机身动力学方程，然后根据模态综合技术建立旋翼与机身耦合系统动力学方程。同时作线性处理，计算一个简单模型的固有频率，为旋翼与机身耦合系统的振动特性和响应分析提供一种新模型。     

翼吊式发动机安装系统隔振设计技术研究

涡桨发动机安装系统隔振设计需综合考虑安装系统的隔振效率、振型解耦、机翼柔性影响等诸多设计要求,该文提出了基于弹性中心理论的安装系统设计方法,利用该方法获得了某型发动机安装系统缩比模型的设计参数,并联合使用有限元和多体动力学软件建立了其刚柔耦合计算模型,分析了柔性机翼对安装系统动态性能的影响。结果表明:机翼与减振器刚度比对系统的垂向模态和垂向振动耦合影响较大,机翼阻尼对高频共振响应影响较大。进一步获得了安装系统取得较好减振效果时的最佳刚度比,提出了一种考虑机翼刚度的发动机安装系统隔振设计方法。     

捷联惯导系统不同隔振模式的比较

给出了捷联式惯导系统减振设计中经常采用的六种隔振模式,并建立了它们的动力学微分方程。然后从固有特性和传递特性两个方面对它们进行了详细的比较,可为捷联式惯导系统的隔振设计提供指导。     

扭转式SARIB隔振系统的建模与仿真

建立主减扭转式SARIB隔振系统的理论模型，并进行动特性分析，以对主减速器系统进行隔振手段 的拓展和分析方法的完善。依据Lagrange方法，得到平面扭转式SARIB系统的动 力学方程并进行求解。引入多体动力学分析方法，对空间扭转式SARIB系统进行 仿真分析，验证该隔振形式的有效性。以扭簧动力吸振器的形式代替常规SARIB系统中的悬臂式动力吸振器，可以降低系统对空间的需求，同时结构简单，降低了常规SARIB系统的复杂性，具有较好的易用性。     

含间隙太阳翼展开过程碰撞动力学研究

为了研究含铰间间隙太阳翼展开过程碰撞动力学特性,采用非线性等效弹簧阻尼模型建立了铰间间隙的接触碰撞模型,并采用Coulomb摩擦模型考虑铰间间隙处的摩擦作用,将其嵌入到ADAMS多体系统动力学分析软件中,对一单翼小卫星太阳翼展开过程进行了动力学仿真,详细地研究了含间隙太阳翼展开过程中间隙引起的碰撞力的变化规律,包括间隙大小、展开速度以及间隙摩擦对太阳翼展开过程碰撞力的影响.研究结果对航天器在轨运行姿态、干扰因素和动力学特性有重要的参考价值.     

机动武器系统变拓扑柔性多体系统动力学及仿真

基于柔性多体动力学理论，提出了变拓扑结构多体系统动力学建模方法，将系统约束分为基本约束和条件约束，研究运动相容性方程和铰接摩擦力的建模，对机动武器系统发射出筒过程进行动力学建模与仿真分析，此项研究可应用于机动武器系统的设计与分析。     

无人机折叠机翼展开运动特性研究

采用两种分析方法对某无人机的机翼折叠/展开运动特性进行研究。建立该机构运动的微分方程,用龙格-库塔法进行求解;用M ATLAB非线性优化工具包对扭转弹簧的主要参数进行了优化设计;利用多体动力学分析软件进行机构的运动仿真分析。两种方法得到分析结果与实验吻合很好。     

直升机旋翼/机身耦合系统气动/机械稳定性分析新方法(英文)

研究了前飞状态下直升机旋翼 /机身耦合系统的气动 /机械稳定性问题。根据柔性多体系统动力学理论 ,通过构造一种 2 4自由度的刚柔混合单元得到旋翼 /机身耦合系统的周期时变运动方程 ,建模中考虑了桨叶预锥、后掠、中等弹性变形以及直升机机身和传动轴的弹性影响 ,体现出铰接式桨叶绕挥舞、摆振和变距铰的整体刚性运动与桨叶中等弹性变形之间的动力学耦合作用 ,推导中对桨叶挥舞、摆振和变距转角幅值未加任何限制。根据 Floquet理论对稳态周期解的稳定性进行研究 ,采用 Newmark直接数值积分方法得到转移矩阵。对某新型直升机的气动 /机械稳定性进行了分析 ,结果发现对于给定的前飞状态是稳定的 ,但是随着传动轴弯曲和扭转刚度的降低出现不稳定现象。     

隔振支承系统动力学试验与辨识

通过对聚氨酯泡沫塑料的动力学特性进行试验和理论研究，发现聚氨酯泡沫塑料在不同频率与不同振幅作用下其隔振力与位移呈现出典型的迟滞非线性，而且系统的动刚度是频率的非线性函数，与振幅基本无关；阻尼是振幅，速度，频率以及位移的非线性函数，在此基础上本文提出了描述隔振支承系统的动力学方程，并进行了参数辩识。计算与试验比较，吻合较好。     

压电类智能梁元的力学特性及最优控制

本文分别从压电的传感器和驱动器的力学和电磁学特性入手，详细地描述了带有反馈装置的表面铺设传感器和驱动器的智能梁的力学特性，给出了其微分方程；同时，根据有限元理论，推导了智能梁离散系统的动态微分方程及能量方程在理论分析的基础上，对反馈装置带来的控制力进行优化分析，尽可能地提高了驱动器的使用效率。     

一种求解拖索释放完瞬时动态张力的方法

本文运用变质量动力学理论和能量原理对拖索释放过程中的动力特性进行了比较深入的研究。解决了拖索释放完瞬时动态张力的确定问题。首先,从考察拖靶系统在释放过程中可能出现的各种情况的一般性入手,建立系统的运动方程;其次,对拖索释放完瞬时受载特点进行了分析,导出了拖索释放完瞬时动态张力的计算方法;第三,对惯性力项进行了探讨,利用能量原理解决了惯性项的确定问题。最后,以某型载机-拖靶系统为实例进行了计算,其结果已用于拖靶设计中,取得令人满意的效果。     

自动功率因数调整器中的计数式模糊控制方法

本文提出了自动功率因数调整器中的计数式模糊控制方法，描述了控制对象的特点和控制准则，并且定义了一般计数式模糊控制器概念，从而为计算机控制系统设计得出了一种新的方法。     

力限振动试验技术理论基础研究

为了深入理解双控方程,由运载火箭有限元模型的多自由度子结构方法,导出缩聚在星/箭连接界面处的全箭动力学方程,定义相应参数后,导出星/箭耦合中的双控方程,给出界面加速度、有源机械系统的自由加速度、界面力、紧固力、源阻抗和负载阻抗表达式,从而加深了对星/箭耦合双控方程的理解,进而促进力限试验技术研究.同时,从多自由度模型简...     

一种非线性状态估计器的算法实现与解耦简化

本文以机载火控系统中的目标状态估计器(TSE)为例,探讨了一类非线性状态估计器的算法及简化方法。文中给出了TSE的数学模型,分析了其特点,并作了形式上的变换;而后用最优卡尔曼滤波算法实现了状态估计。最后,利用其结构特点,作了算法解耦,故大大减少了计算量和计算机内存,获得了令人满意的估值精度。     

考虑实际齿面的功率四分支传动系统动态分析

针对功率四分支传动系统的动态特性,考虑实际齿面的啮合状况,通过采用集中质量法,建立了该系统的弯-扭耦合动力学微分方程,求解得到系统的频域和时域响应,利用齿面承载接触仿真技术(Loaded tooth contact analysis,LTCA)得到时变啮合刚度激励。结果表明:通过真实齿面拟合和LTCA技术的结合,可以得到更准确的齿轮在不同工况和齿面条件下的力学特性;轮齿修形后,可以减小传递误差,改善齿面的接触状况,使系统的动载荷波动明显减小。     

一种基于遗传算法的机器人补偿学习控制方法

机器人建模的不精确性以及一些扰动的存在给机器人控制增加了相当大的难度。针时这一问题，本文以PUMA560机器人为被控对象，给出了一种PUMA560机器人动力学模型的简化形式，采用PD控制的计算力矩法，得到了机器人的闭环动态误差方程，在此基础上设计了机器人的控制器结构，提出了一种新的基于遗传算法(Genetic algorithm，GA)的机器人补偿学习控制方法。将GA与计算力矩法相结合，利用进化学习来消除机器人中不确定因素的影响，实现时机器人轨迹跟踪的良好控制。最后给出了这种控制的仿真结果，验证了该方法的有效性。     

Gradient Descent Algorithm for Small UAV Parameter Estimation System

A gradient descent algorithm with adjustable parameter for attitude estimation is developed,aiming at the attitude measurement for small unmanned aerial vehicle(UAV)in real-time flight conditions.The accelerometer and magnetometer are introduced to construct an error equation with the gyros,thus the drifting characteristics of gyroscope can be compensated by solving the error equation utilized by the gradient descent algorithm.Performance of the presented algorithm is evaluated using a self-proposed micro-electro-mechanical system(MEMS)based attitude heading reference system which is mounted on a tri-axis turntable.The on-ground,turntable and flight experiments indicate that the estimation attitude has a good accuracy.Also,the presented system is compared with an open-source flight control system which runs extended Kalman filter(EKF),and the results show that the attitude control system using the gradient descent method can estimate the attitudes for UAV effectively.     

基于边条优化外形的全机纵向响应与增升效果研究

用遗传基因算法优化设计了翼-身-尾全机模型机翼边条.通过求解全机纵向运动状态方程,分析了全机模型带与不带机翼边条时纵向动态响应问题.涉及的气动力、力距和纵向稳定导数等则由三维低阶板块法计算获得.通过优化设计,新的带有机翼边条的模型飞机,其升力线斜率可明显提高.当Ma=0.4-0.9时,斜率约提高13%-17%;当Ma=1.5时,约提高12%.数值计算结果表明:在装有机翼边条时,由于短周期频率和阻尼比的提高,飞机对在交战飞行时特别的偏转控制输入响应敏捷.最后,给出了部分基于板块法的气动力结果与Cy-20飞机飞行试验数据的比较.     

具有多个执行机构Lurie系统的时滞相关稳定性

Ｌｕｒｉｅ时滞控制系统是工程实践中经常遇到的一类重要的非线性控制系统，本文根据微分方程理论，提出了不确定性具有多个执行机构的Ｌｕｒｉｅ时滞控制系统时滞相关稳定的充分性判据，并给出系统衰减速度的估计方法。该方法仅需假定时滞有界，因而其结论适扩用于变时滞的系统。文末给出应用本文结果的两个应用实例，并与相关成果进行了比较，计算结果表明了本文方法的有效性。