平稳随机载荷的信号特征提取与深度神经网络识别

针对线性时不变结构的平稳随机载荷识别问题,从结构的动力学响应求解原理出发,利用小波变换对于信号特征的提取能力与长短期记忆神经网络（LSTM）对于序列问题的强大建模与映射能力,提出了一种针对平稳随机载荷的特征信号识别方法,通过对作用于三自由度振动系统数值模型上的平稳随机动载荷识别,证明了方法的可行性。对一个受2点平稳随机载荷作用的加筋壁板结构模型进行动载荷识别实验,结果表明,用提出的方法识别的动载荷均方根相对误差均小于5%,该动载荷识别方法具有良好的识别能力。     

失调参数对T尾结构振动模态局部化的影响

对飞机T尾结构振动模态的局部化现象和频率曲线转向现象进行了研究。根据峰值振幅比,改进了局部化度的定义。根据平尾刚度和垂尾刚度对T尾结构固有频率的影响,定义了T尾结构的耦合度。分析了T尾结构中平尾的失调质量、失调刚度及失调位置参数对T尾结构模态局部化度、模态频率和模态振型的影响。结果表明,失调参数是通过仅改变两支相关模态中的某一支模态固有频率来实现频率曲线转向,进而引起模态局部化现象的。平尾发生质量失调时,质量较大一侧的振幅大于质量较小一侧的振幅;发生刚度失调时,刚度较小一侧的振幅大于刚度较大一侧的振幅。在平尾翼尖处进行质量失调设计或在平尾翼根处进行刚度失调设计,更有利于实现T尾结构的模态局部化。     

煤油液滴在富氧燃气中不稳定燃烧的数值研究

采用数值分析的方法,对富氧燃气中的煤油液滴的不稳定燃烧过程进行了研究。采用一维轴对称N S方程,考虑了高压实际气体物性和液滴/气团表面气液平衡。计算中空间和时间尺度分别为μm和μs的量级。结果表明,液滴在接近超临界点时,物性的快速变化会引起一定频率的自发振荡;超临界气团对不同压力振荡频率的响应不同;煤油蒸汽的消耗速率对压力振荡的响应不同于蒸发速率的响应,热量释放对压力振荡也具有明显的响应。     

压电陶瓷叠层作动器迟滞蠕变非线性自适应混合补偿控制方法

压电陶瓷叠层作动器的迟滞蠕变非线性特性严重影响了控制系统的稳定性及动态跟踪精度。针对其迟滞蠕变非线性补偿控制问题,提出了一种高精度动态补偿压电陶瓷叠层作动器非线性特性的自适应混合补偿控制方法,即迟滞蠕变前馈补偿与自适应滤波反馈补偿结合的前馈-反馈混合控制方法。采用改进的Prandtl-Ishlinskii（Modified Prandtl-Ishlinskii,MPI）模型对压电陶瓷叠层作动器迟滞蠕变非线性特性进行精细化建模,并得到其逆补偿模型进行前馈补偿。根据前馈补偿误差,采用自适应滤波反馈控制对输入信号进行实时调控,实现对压电陶瓷叠层作动器的迟滞非线性及lg（t）型蠕变特性的实时精确补偿控制。数值仿真与实验结果表明,相比于常规前馈迟滞蠕变补偿,所提出的自适应混合补偿控制方法可以有效降低压电陶瓷叠层作动器的迟滞补偿误差,极大提高了迟滞蠕变非线性动态跟踪精度以及自适应性。     

先进战斗机全动V尾抖振动强度设计与验证

大迎角（AoA）机动飞行能力是先进战斗机的标志性指标之一,中国先进战斗机采用V型垂尾布局的气动设计方案,可充分实现其良好的大迎角机动可控飞行。飞机在大迎角机动飞行时,前机身分离流所产生的高强度脱体涡破裂后产生的非定常扰流将不可避免地打在V型垂尾翼面上,导致V尾结构发生严重的抖振,这不仅会影响飞机的飞行品质等性能,还会导致V尾结构的疲劳损伤,大幅增加飞机的使用维护成本。本文详细阐述了其研发设计过程中攻克的以下关键技术：全动V尾抖振风洞试验"刚/弹"组合模型的设计技术与风洞试验方法,抖振风洞试验的动态测试结果向飞机尺度进行相似转换的原理;基于RANS/LES混合算法进行V尾结构抖振响应的CFD/CSD耦合计算方法;基于正加速度反馈（PAF）的V尾抖振响应压电控制技术;V尾抖振动态疲劳载荷谱的编谱方法与试验实施方案。本文为解决中国先进战斗机、无人机V尾结构抗抖振动强度设计与验证建立了一套较完备理论分析技术、设计准则和试验方法。     

基于谱方法的管路充填过程仿真

基于一维瞬变流理论,建立了推进剂供应系统管路充填过程数学模型.提出采用Fourier谱方法求解充填管道中液体瞬变流控制方程的新方法.利用坐标变换方法,很好地处理了解算管内气液移动边界时,非线性迭代收敛速度较慢这一难题.对由贮箱、隔离阀、管道组成的系统充填过程进行了仿真计算,并将计算结果与已发表的采用特征线方法获得的结果进行对比分析,表明该方法和仿真结果可信.进一步研究了预存气体压力、贮箱压力、多变指数等影响因素对最大充填压力峰的影响规律.      

单向阀流路系统自激振荡特性研究

针对液流试验中出现的单向阀系统自激振荡现象,建立了描述该系统动态过程的非线性动力学模型。通过数值计算证实了系统在一定条件下出现极限环,系统是局部稳定,大范围不稳定,计算结果与试验相吻合。分析了此系统产生自激振荡的原因、影响因素及抑制措施。     

自适应机翼技术的分类和实现途径

自适应机翼技术研究可分为通过机翼结构较小尺度变形的流动控制设计和较大尺度改变机翼几何构型的自适应结构设计两个范畴。改变机翼构型的自适应结构又包括可变前后缘结构、扭转机翼盒段结构、可变展弦比机翼结构这三种实现方式。根据目前自适应机翼技术的研究现状,归纳出了实现机翼自适应功能的两种途径,其中,采用智能材料结构进行驱动控制的研究代表了自适应机翼技术的发展趋势,而基于传统材料结构的自适应机翼技术则在现阶段更具有工程应用价值。     

柔性后缘自适应机翼的概念设计

对H.P.Monner提出的 “可转动翼肋”自适应机翼概念进行运动学研究,推导了驱动位移量和偏转变形量之间的对应关系。这种可变形翼肋可简化为由平面连杆机构组合而成的单自由度系统,能使机翼后缘柔性偏转的同时保持翼面光滑连续。提出了基于曲线逼近原理根据后缘中弧线偏转轨迹优化转轴点布局的翼肋机构设计方法。对悬臂梁型、圆弧型和反悬臂梁型3种偏转距离相等但偏转轨迹不同的柔性后缘进行了方案设计和分析,从翼肋机构的实现、承载能力以及气动特性3方面进行了建模计算和比较研究。结果表明,圆弧型是3种柔性后缘中最佳的设计方案;柔性后缘自适应机翼的设计分析方法是切实可行的,可根据实际需要设计出满足任意后缘偏转要求的自适应机翼。