火箭基组合循环发动机引射模态流动分析

应用迎风格式有限体积方法求解N－S方程的基础上，数值模拟了火箭基组合循环（RBCC）发动机引射模态进气道／混合段／燃烧室／尾喷管／引射火箭内的流动过程，分析了引射模态流道中的复杂流动结构，从理论上探讨了火箭引射模态工作过程机理，讨论了RBCC实验模型的混合性能，最后与实验结果进行了比较，二者吻合较好，这些结果为RBCC发动机火箭引射模态工作过程的深入研究和性能优化提供了一定的理论依据。     

空间交会停靠的变结构控制

介绍空间交会对接中的接近段采用的变结构控制方法。变结构控制中滑动模态的设计很重要，比较常见的滑动模态设计为状态变量的线性关系。根据相对运动方程的特点，设计了非线性的滑动模态，并对其稳定性作出了证明；还对变结构控制方法和经典的PID控制方法进行了比较，变结构控制比PID控制的控制精度差，但是燃料消耗要少。     

模态综合法计算双转子临界转速研究

采用模态综合法计算了双转子临界转速，子结构模态由传递矩阵法求得，并着重研究了对接条件、模态数及子振形拟合多项式等因素对双转子临界转速影响。改进了双转子临界转速传递矩阵法并以传递矩阵法算得系统临界转速为准，评定了各种条件下模态综合法的计算精度。结果表明：取一阶为平动模态，其余模态由传递矩阵法求得，拆分为子系统时采用自由子系统法，采用位移协调对接条件、子振形取4次拟合多项式、仅取4阶模态求得了具有一定精度的l～3阶临界转速。在提高模态综合质量方面得出了一些有参考价值的结论。     

有理分式正交多项式频响函数模态参数识别

 讨论一种多输入的频域模态参数识别方法。该方法将频响函数表示为具有矩阵系数的有理分式,利用Forsythe 正交多项式减少方程的病态并解耦系统矩阵,随后运用特征值与奇异值分解求解系统的极点与留数。使用欧洲国家航空界广泛使用的GARTEUR 飞机模型进行仿真计算。结果表明:该方法在30 %噪声下仍具有对严重耦合模态的识别能力;振型识别较为准确;适当提高分母阶次能取得更好的识别结果。     

Ⅰ级涡轮叶片振动特性研究

对某型发动机Ⅰ级涡轮转子叶片的振动特性进行了较深入的研究，并分析了它在发动机常用工作转速下发生共振的可能性，对该机原型叶片的振动特性和激振力特性进行了理论分析，计算中考虑了温度场和离心力的影响，使计算结果更接近实际情况；同时还做了叶片静频和振动应力分布试验。通过理论计算和试验测试结果分析表明：所用的分析方法可行有效，试验和计算结果具有一定程度的可信性。     

I-DEASPRO在飞机模型地面振动试验中的应用

介绍MTS I-deas pro软件系统的随机和步进正弦两种不同测试方法对GA-RTEUR飞机模型的振动模态测试，并利用I-deas pro软件系统和自行研制的纯模态软件相结合，成功地解决了GARTEUR飞机模型测试中存在的密集模态识别问题。该系统已成功应用于飞机型号试验中。     

主动约束层阻尼结构振动控制试验研究

基于主动约束层阻尼结构及独立模态振动控制方法，利用压电驱动器／传感器和粘弹性材料与薄板构成的复合层压阻尼结构，在理论研究的基础上^[1]，对一组悬壁板结构进行了试验研究，给出了部分试验研究结果，分析总结了主动约束层阻尼结构的主要优缺点。     

振动模态分析系统的进展

本文根据作者的实地见闻,收集的资料和直接使用与开发的经验,综合评述了近十年来发展十分迅速的振动模态分析系统的进展,并将现有各种模态分析系统划分为四种类型,分别对其构成、性能和特点作了分绍。     

根据导弹模态试验结果诊断其结构缺陷的方法

通过对结构模态试验结果的分析，可以获得许多结构上的信息，从而为结构设计的改进提供依据。本文通过对导弹的模态试验结果的分析，发现了导弹结构的内部缺陷，从而说明了对模态试验结果理论解释的重要性。文中详细推导了主结构带有分支质量的模态公式，从理论上阐述了导弹的非寻常模态试验结果产生的原因。这一分析方法可以用于非导弹结构的模态试验结果。     

基于模态滤波器的智能空间桁架结构独立模态控制方法

采用现代模态滤波器技术和最优控制理论和研究智能空间桁架结构的独立模态空间控制方法。仿真结果表明，按本文提出的控制策略，完善地解决了传统ＩＭＳＣ控制中的状态解耦问题，从而使ＩＭＳＣ方法不再局限于简单，低自由度数的结构动力控制，对于智能空间结构，实施ＩＭＳＣ方法也是可行并且有效。