非线性颤振极限环稳定性判别的复数正规形法

研究了一类含立方非线性二元机翼颤振系统的分岔现象.应用Hopf分岔定理验证了系统在颤振临界点必发生Hopf分岔.利用中心流形定理将系统降维, 然后应用Hopf分叉的复数正规形法判别了极限环的稳定性, 所得结果与数值解吻合.      

固定翼双旋弹动力学分岔特性分析

针对一种滚转稳定的固定翼双旋弹,对其非线性动力学进行了分岔特性分析,并在此基础上研究了各系统参数对其动力学分岔特性的影响。根据固定翼双旋弹非对称的特点,通过数值计算方法研究其飞行过程中平衡点随同向鸭翼安装角的变化规律,通过系统的分岔图得知系统具有三组稳定平衡点,其中只有一组平衡点为理想可行的稳定平衡点,因此需限定同向鸭翼安装角的范围以使固定翼双旋弹保持稳定飞行。在此基础上针对固定翼双旋弹弹道修正组件周期旋转和转角固定两种工作模式,通过各系统参数下的系统分岔图总结了固定翼双旋弹结构及气动力参数对其动力学系统分岔特性的影响。仿真结果表明,固定翼双旋弹的各气动力参数及飞行速度均对系统的分岔特性具有较大影响,应合理选定这些系统参数以使其具有良好的气动特性。     

间隙约束二元翼段系统分岔与多解共存现象分析

研究了分段刚度描述的间隙约束二元翼段气动弹性系统,取俯仰角最大幅值处为类Poincaré截面,数值计算得到了系统随飞行速度变化的分岔图,发现飞行速度在Ma=0.71~0.75属于跨临界颤振区,而在Ma=0.75~0.95发生极限环震荡.同时通过构造极限环震荡的四维Poincaré映射分析了极限环震荡的稳定性,结合稳定性和运动流形理论,得到极限环震荡的吸引域一般位于极限环内部并用数值方法进行了验证.且跨临界颤振速度区域中存在多种分岔形式以及多解共存现象,例如由双周期运动直接通向混沌、多周期运动与双周期运动共存现象,振动幅值也存在跳跃现象.     

转子-电磁轴承系统动静件碰摩动力特性研究

对转子—磁轴承系统动静件间发生碰摩时的非线性动力学行为进行了研究,在考虑质量偏心的情况下建立了系统的数学模型,求解了系统的周期解,并结合分岔图、庞加莱映射和频谱分析研究了系统的动态特性,研究表明系统发生碰摩后,随着转速及偏心率的增加,转子运动中具有连续的周期分岔现象,并走向失稳,其频谱图中组合频率在奇数倍频附近发生了从右到左的频移现象。这些研究结果可用于控制碰摩后电磁轴承的稳定性,避免大事故的发生。其振动频率特征可判别磁轴承系统是否发生了碰摩故障。      

非线性转子-密封系统稳定性与分岔

对单盘转子密封系统的分岔特性进行了研究, 利用快速Galerkin方法和Floquet理论得到了转子密封系统的分岔转迁集, 并分析了转子不平衡量、密封间隙以及密封两侧压差对系统分岔特性的影响, 结果表明转子系统在密封流体作用下存在倍周期和Hopf分岔.最后通过数值仿真验证了所求得的分岔转迁集的正确性.研究结果为控制转子系统的稳定性提供了理论依据.      

对称驱动方腔定常流动的多解现象研究

对方腔内顶盖正弦速度驱动的定常流动进行了数值研究.采用非线性动力系统数值分岔分析方法,讨论了Re<2000时Navier-Stokes方程定常解的多解共存现象,计算了对称和非对称定常解的分岔曲线和相应的流动模式,给出了非对称解出现的临界参数Re=320,稳定的对称和非对称解同已有文献的结果一致,并获得了一组新的不稳定的非对称解.随着Re数的增加,侧壁出现流动分离并有小涡出现,随之发生流场拓扑结构分岔,但并不伴随N-S方程解的分岔.     

碰摩双转子系统弯扭耦合振动分析与实验

针对航空发动机双转子系统,利用拉格朗日方程建立了含碰摩力的弯扭耦合动力学方程,采用龙格-库塔法进行数值计算,结合瀑布图、频谱图、分岔图、庞加莱截面图、幅频曲线分析了弯曲振动和扭转振动的频谱特征和分岔特性;利用增量式编码器对转子实验台进行了扭转振动测量,验证了数值计算得到的频率特征。研究结果表明:弯扭振动具有相似的特征频率,包括倍频、分数倍频、工作频率与倍频/分数倍频的组合频率,但扭转振动的特征频率更加明显;两者还具有相似的分岔过程和相同的分岔点,在每个分岔点处都存在幅值跳跃现象。      

圆柱-分离盘结构的流致旋摆响应数值研究

利用数值模拟手段研究了圆柱-分离盘结构的流致旋摆响应，分析了雷诺数Re、分离盘长度比L/D对结构旋摆响应、流场特性及水动力系数的影响。结果表明：分岔现象出现在绝大多数工况下，分岔向不分岔过渡的临界雷诺数与盘长有关，分离盘越长，此临界雷诺数越大。旋摆平衡角随雷诺数的增大先增加，后基本维持不变；分离盘越短，旋摆平衡角越大。结构摆幅随雷诺数增大先保持为零，后快速增大，最后缓慢增大或基本不变；分离盘越长，结构摆幅越大，摆幅不为零的起始雷诺数也越大。结构摆动频率主要受雷诺数影响，二者呈正相关关系。结构发生分岔并在平衡位置大幅摆动时，一个旋摆周期内在盘尖端和下侧各脱落一个旋涡，而在盘上侧由于边界层再附着存在一个滞止涡，形成回流区。发生分岔但结构基本静止时，分离盘上侧、盘尖端及盘下侧存在稳定的、尺度不一的回流区。不发生分岔时，两个相同的回流区对称分布于分离盘上下两侧。分离盘具有调控尾流和增加背压的作用，因此结构的水动力系数相比于裸圆柱明显减小。     

基于分岔理论的起落架撑杆式锁机构设计

提出了运用分岔理论研究锁机构性能问题的分析方法，以前起落架上下位一体式锁机构为对象，基于分岔理论，通过数值延拓，研究了收放作动筒和解锁作动筒对该机构稳定性能的影响，阐释了锁机构运动分岔图中分岔点与上锁、解锁行为的对应关系，并分别针对上、下位解锁过程按照不同解锁力共划分了5种锁机构解锁状态。论述了延拓解锁、上锁分岔点得到的轨迹曲线，并根据曲线临界尖点定义了临界解锁力和临界解锁角度2个状态变量，随后分析了弹簧刚度、原长和安装点位置对以上变量的影响趋势。基于影响分析结果，在锁机构上锁能力一定的前提下，改变参数，优化了下位临界解锁力。研究表明，分岔分析能够快速全面地把握锁机构动力学特性随不同参数的变化趋势，在分析锁机构性能、指导参数初步设计方面有一定优势。     

细长锥体有攻角绕流的非对称分岔及其涡结构的数值模拟

本文用ＮＮＤ格式计算了具有复杂涡结构的细长锥体有攻角绕流问题，着重研究了非对称分离的分岔现象以及分岔前后涡结构的演变，数值计算结果表明，大约在ａ／（２β）＝１．０时，Ｎ－Ｓ方程出现分岔解，同时还给出了分岔前后涡结构及物理最分布的特征。     

Bifurcation analysis of polynomial models for longitudinal motion at high angle of attack

To investigate the longitudinal motion stability of aircraft maneuvers conveniently, a new stability analysis approach is presented in this paper. Based on describing longitudinal aerodynamics at high angle-of-attack (a < 50 ) motion by polynomials, a union structure of two-order differential equation is suggested. By means of nonlinear theory and method, analytical and global bifurcation analyses of the polynomial differential systems are provided for the study of the nonlinear phenomena of high angle-of-attack flight. Applying the theories of bifurcations, many kinds of bifurcations, such as equilibrium, Hopf, homoclinic (heteroclinic) orbit and double limit cycle bifurcations are discussed and the existence conditions for these bifurcations as well as formulas for calculating bifurcation curves are derived. The bifurcation curves divide the parameter plane into several regions; moreover, the complete bifurcation diagrams and phase portraits in different regions are obtained. Finally, our conclusions are applied to analyzing the stability and bifurcations of a practical example of a high angle-of-attack flight as well as the effects of elevator deflection on the asymptotic stability regions of equilibrium. The model and analytical methods presented in this paper can be used to study the nonlinear flight dynamic of longitudinal stall at high angle of attack.     

支承运动对输流管振动特性影响的实验研究

本文对两端受扭转弹簧约束的简支输流管在其支承简谐运动激励下的振动特性问题进行实验研究，重点考察了不同流速下激振频率f变化对输流管道振动响应形态的影响规律。实验表明，在某些频率段上管道会发生多周期的复杂运动，并通过倍周期发岔而进行了混沌运动。     

An alternative closed-form solution to the GPS pseudo-rangeequations

In the four satellite Global Positioning System (GPS) problem, the system of pseudo-range equations is shown to be equivalent to a system of two linear equations together with a range difference and pseudo-range equation. The formulation represents the user's position as the intersection of two planes and a hyperbola branch of revolution. The formulation is three-dimensional and includes almost all degenerate and special case geometries. It provides geometric insight into the characteristics of the solutions and resolves existence and uniqueness questions regarding solution of the pseudo-range equations     

基于临近空间防空导弹的气动力控制系统仿真

对基于临近空间防空导弹的气动力控制系统进行了研究和设计。给出了导弹的气动力控制系统数学模型的推导、建立过程,并利用状态反馈配置极点的方法,对导弹的控制系统进行了设计。在MATLAB/Simulink平台上,对具体实例进行了仿真计算,给出了导弹与目标的飞行仿真轨迹,以及导弹俯仰和偏航两个通道的过载变化图。通过对仿真结果的分析,指出了所设计的气动力控制系统在飞行于临近空间、气动舵输出过载大小有限的情况下,也能够使得导弹准确拦截目标。     

阻尼器-滑动轴承-转子系统的非谐调运动及突跳特性分析

挤压油膜阻尼器—滑动轴承—柔性转子系统是一类强的非线性动力系统,其中包含一些复杂的非线性现象,文中主要对系统的非谐调运动、突跳行为进行了理论分析。研究表明：系统存在二次Ｈｏｐｆ分岔,并导致准周期运动;存在重复的倍周期分岔,导致次谐运动;突跳是鞍—结分岔产生的结果。     

一种TiAl合金高温低循环疲劳性能及失效机理

通过对TiAl合金进行总应变范围控制的高温(750℃)低循环疲劳实验,研究双态(Duplex,DP)和全片层(Fully Lamellar,FL)组织形态对TiAl合金低循环疲劳性能和寿命的影响,并采用总应变幅-寿命方程对两类组态TiAl合金低循环疲劳寿命进行预测。结果表明:在相同温度和应变条件下,DP组态TiAl合金稳态迟滞回线对应的平均应力明显低于FL组态TiAl合金稳态迟滞回线对应的平均应力;采用总应变幅-疲劳寿命方程能够准确预测两种组态TiAl合金在750℃下的疲劳寿命,预测寿命基本位于试验寿命的±2倍分散带以内;另外,DP组态TiAl合金的疲劳源区位于试样的近心部,而FL组态TiAl合金的疲劳源区位于试样的次表面,两类组态TiAl合金的高温疲劳失效机理存在明显差异。     

非线性转子—SFD支承系统的分叉

利用Ｎｅｗ ｔｏｎ－ Ｆｏｘ 打靶法和伪弧长连续算法计算了非线性转子—ＳＦＤ支承系统的周期解。基于多变量Ｆｌｏｑｕｅｔ理论,分析了该系统的分叉和稳定性。基于Ｐｏｉｎｃａｒé映射得到了系统的分支图。结果表明,转子系统的运动呈现倍周期分叉、切分叉等非线性动力学现象     

一种预测疲劳短裂纹扩展曲线簇的方法

 本文提供了一种用疲劳长裂纹恒K_(max)降ΔK近内在门槛区数据预测疲劳短裂纹扩展曲线簇(σ为外加应力半幅,c为表面裂纹半长)的方法。由于恒K_(max)降ΔK的试验数据容易获得,相对稳定;又由于预测中引用了A.Navarro发展的位错描述方程,使所得短裂纹扩展特性分别计及了扩展速率的固有变动性和与外加应力的相关性。此预测方法为在紧凑结构部件中应用疲劳短裂纹扩展特性,进行损伤容限设计和安全寿命评估,提供了实施的良好前景。     

Characteristic analysis of lock-in for an elastically suspended airfoil in transonic buffet flow

Numerical simulations are performed to study the aeroelastic responses of an elastically suspended airfoil in transonic buffet flow, by coupling the unsteady Reynolds-averaged Navier-Stokes (RANS) equations and structural motion equation. The current work focuses on the char-acteristic analysis of the lock-in phenomenon. Great attentions are paid to studying the frequency range of lock-in and the effects of the three parameters, namely the structural natural frequency, mass ratio and structural damping, on lock-in characteristic of the elastic system in detail. It is found that when the structural natural frequency is close to the buffet frequency, the coupling fre-quency of the elastic system is no longer equal to the buffet frequency, but keeps the same value as the structural natural frequency. The frequency lock-in occurs and stays present until the structural nature frequency is near the double buffet frequency. It means that the lock-in presents within a broad range, of which the lower threshold is near the buffet frequency, while the upper threshold is near the double buffet frequency. Moreover, the frequency range of lock-in is affected by mass ratio and structural damping. The lower the mass ratio and structural damping are, the wider the range of lock-in will be. The upper threshold of lock-in grows with the mass ratio and structural damping decreasing, but the lower threshold always keeps the same.