利用双目标优化寻求颤振抑制控制律

本文对一个三角机翼/外挂系统的颤振主动抑制进行了系统的研究。在理论上,对如何应用现代控制理论设计优化控制律进行了探讨;对非定常气动力拟合的Pade矩阵近似作了改进;提出了用理想极点和二次型性能指标进行双目标优化来确定加权矩阵的思想;在实现上,用状态观测器和单秩法极点配置两种方法设计了输出反馈控制律。风洞实验结果表明:用本文的方法所综合的控制律是合适有效的,成功地使机翼/外挂系统的颤振速度提高了15.7％,与理论计算结果吻合良好。     

大厚度比零件（外侧）和波纹管（内侧）的缝焊研究

某重点型号波纹管组合件的设计要求是缝焊，对照以往产品的结构，比较明显的情况是波纹管在零件的内侧。零件的厚度是3mm，波纹管的厚度是0.1mm，零件与波纹管的厚度比比较大。波纹管在零件的内侧会产生一个问题：波纹管在焊接过程中会逐渐收缩，到最后与零件之间产生间隙，导致局部形不成焊缝。研究通过减小车配间隙,增加冷却手段、滚轮厚度和压力等措施来实现大厚度比的零件和波纹管之间的缝焊。     

基于本征方程的柔性机翼非线性颤振分析

柔性机翼在气动载荷作用下常常会产生较大的变形,颤振特性会随之发生变化,针对此问题线性理论常常难以进行合理的预测。以几何精确本征梁模型建立了机翼的运动方程,耦合ONERA-EDlin非线性气动模型,建立了柔性机翼的非线性气动弹性分析模型。利用Newton-Raphson和Backward-Differentiation-Formula(BDF)分别求解机翼的静态变形和动态响应,基于机翼平衡位置附近的线性化方程来判断系统的稳定性,进而确定颤振临界速度。通过算例验证了模型的准确性,并分析了不同刚度、后掠角、机翼安装角等参数对颤振速度的影响。     

压电致动器扑翼结构动力学仿真

采用传统扑动机构的微型扑翼,气动效率低、扑动能耗大。采用压电致动器的微型扑翼通过压电材料进行致动使机翼产生上下扑动,有效地将扑动机构和机翼两个主要系统进行集成,不仅节省重量,同时它具有任务变形自适应能力强、气动效率高和扑动能耗小的特点。通过PCL语言建立采用压电致动器的扑翼有限元模型,结合同尺寸扑翼气动力试验数据,进行采用压电致动器扑翼结构仿真。利用仿真结果研制采用压电致动器扑翼原理样机,研究表明,采用压电致动器后扑翼扑动频率得到明显提高,压电片可有效控制机翼的弯扭变形,有助于提高扑翼的气动效率。     

三角翼DBD等离子体流动控制研究进展

现代战机采用较多的三角翼，在大迎角绕流时存在前缘涡破裂等气动问题。作为新型主动流动控制技术，等离子体激励频带宽、响应快、结构简单、便于闭环控制，在解决三角翼气动问题上具有潜力。回顾了介质阻挡放电（DBD）等离子体气动激励的基本原理，及其用于三角翼前缘涡控制的研究进展。从来流条件、几何构型、激励参数等方面分析了DBD等离子体激励对流动控制效果的影响规律；结合不同激励频率下流场演化特性，分析了流动控制机理。最后，从理论研究和工程应用的角度，对三角翼前缘涡控制的发展进行总结展望。     

盖板式预旋系统的压比和熵增特性

对预旋系统内的压力变化相关研究较少。基于理论分析、实验测量以及数值计算,对某盖板式预旋系统的压比及熵增特性进行研究。通过理论推导,对预旋系统内压比与无量纲温降的关系进行分析。在最高转速可达10000r/min的高转速实验台上,测量了转盘上的气流静压以及相对总温,进而获得压比及熵增特性。进行三维数值计算,将数值计算结果与实验结果进行了对比,并根据数值计算结果对预旋系统内的熵产分布以及各元件的熵增情况进行分析。结果表明:系统温降以及旋转马赫数大小决定了预旋系统的理想最大压比,而实际压比与理想压比的比值取决于系统内的熵增大小。采用数值计算以及实验测量所得结果对理论关系式进行了验证,最大偏差2.7%。旋转马赫数一定的条件下,随系统无量纲温降增大,系统压比逐渐减小。由于熵增影响,实测压比与理想压比最大相差约36%。预旋系统内的熵增主要发生在预旋腔静止壁面、接受孔前后、供给孔进口等气流旋转比发生剧烈变化的区域。预旋系统内主要元件的熵增随流量增大都呈逐渐增大的趋势,但接受孔处熵增最小值出现在喷嘴出口旋转比等于1左右时,流量过小或过大都会导致接受孔处熵增变大。     

绳索断裂对二维二次太阳翼展开过程影响分析

为识别二维二次太阳翼关键环节和预示其在轨展开故障模式，开展不同位置绳索断裂失效对太阳翼展开的影响程度分析。采用考虑绳索断裂的绳索联动轮力学模型，建立了适应于不同联动轮半径的联动轮受力模型，提出角度触发约束消除方法，解决了太阳翼第2次展开过程连续仿真问题，建立了太阳翼第2次展开动力学方程，分析了不同位置绳索断裂失效对太阳翼各板展开角度、展开构型和其他绳索张力的影响。分析表明，越靠近星体的绳索联动机构失效对太阳翼展开过程的影响越大，其中连接架上绳索联动机构失效可直接导致二维二次太阳翼在轨展开失败。     

大涵道比风扇/增压级进气畸变数值模拟研究

为探究进口总压畸变下大涵道比风扇/增压级内部流场的主要特征，基于三维彻体力模型的思想，开发了一套能够实现风扇/增压级内外涵联算功能的三维数值计算程序。利用该程序模拟了某大涵道比风扇/增压级在周向总压畸变进气下的三维流场。计算结果表明：大涵道比风扇单转子不同叶高处的畸变传递特征差异较大，转子出口总压畸变强度由叶根到叶尖逐渐降低，在叶尖处衰减为最小值1.5%；在转子出口相应诱导出的总温畸变强度由叶根到叶尖逐渐升高，在叶尖处达到最大值1.4%；进口周向总压畸变导致风扇转子总压比下降0.5%，而风扇转子出口形成的总压总温复合畸变导致增压级总压比下降2%；总压畸变在增压级中呈逐级衰减趋势，而高温畸变区的周向范围在逐级增加。     

外翼上壁板根部连接形式对飞机承载能力的影响研究

在飞机结构设计中,外翼上壁板根部连接处结构形式对飞机的传力、变形、承载能力具有重要影响.通过对3种不同形式的上壁板根部连接方案进行压缩试验,研究各方案的承载能力、破坏方式.通过三维有限元方法,计算了连接部位的主要螺钉所分配的载荷,研究了长桁根部斜角对结构屈服载荷的影响,得到了最优的选型方案.     

大型上单翼飞机机翼三维全场变形测量方案

针对大型上单翼飞机在飞行过程中机翼大挠度变形检测难题,提出了大倾角相机视场下机翼的非接触三维全场变形测量方案。根据上单翼飞机结构特点,将预先标定内参数和相机外参数的共轭相机组安装于飞机垂直尾翼上,采集飞行中的机翼变形图像。首先,提出了大倾角弱相关散斑匹配方法,解决了相机在大倾斜角度状态下采集到的机翼变形弱相关图像相关性差,难以相关匹配的问题。其次,由于测量相机安装于垂直尾翼,飞行测量过程中相机会受到气流扰动产生振动,本文提出了一种相机动态校正方法,通过在机背布置预拉伸刚性不动编码标志点,实时解算基准相机的绝对外参数,进而确定共轭相机的绝对外参数,实现所有测量相机外参数的动态校正。最后,开发了机翼变形全场测量软硬件系统,搭建了缩小比例机翼模型试验台并进行了仿真测量,对系统测量精度进行了比对分析。测量结果验证了本方案的有效性、可行性,对实机测量有一定的指导意义。