航空发动机转子振动的“热模态”和减振设计

为适应航空发动机变转速变工况下转子动力学设计,提出了航空发动机转子"热模态"的概念.利用两种模型解释了"热模态"的含义,并建立了"热模态"下转子动力学设计的方法.利用支承弹性转子(弹支转子)的临界转速与支承刚性转子(刚支转子)的临界转速之比作为优化参数,对转子进行优化设计,既包含了刚度的作用,也计及了质量的影响.结果表明:若所有"热模态"均在刚支转子的第1阶模态之下,则转子临界转速应尽量小于刚支转子的第1阶临界转速.若第1阶"热模态"在刚支转子第1阶模态之下,而第2阶"热模态"在刚支转子第1阶模态之上,但在刚支转子第2阶模态之下,则转子第2阶临界转速应取刚支转子第2阶临界转速和刚支转子第1阶临界转速之方均根值.除此之外,转子剩余不平衡量的分布应与刚支转子的模态正交.      

基于纯随机激励的热模态试验技术研究

考虑热影响的结构模态试验技术研究对高空高速越层飞行器的飞行安全具有重要的意义,主要介绍了基于纯随机激励的热模态试验技术,并以一个三角翼的热模态试验为例,阐述了热模态试验原理、方法,最终获得了三角翼的前四阶振动频率随时间变化的规律,为高空高速越层飞行器结构振动特性验证打下了坚实的基础。     

利用改进TW-API方法在轨辨识挠性航天器时变模态参数

考虑大型挠性部件运动导致的在轨航天器模态参数时变特性,提出一种改进的截断窗逼近幂迭代（TW-API）追踪方法。针对传统TW-API方法计算量较大的问题,改进的方法简化了数据处理中的矩阵递推过程,显著减少了在轨辨识过程的计算量和计算时间。还将该方法与经典投影估计子空间跟踪（PAST）方法和逼近幂迭代（API）递推方法进行了计算量对比与分析。为检验四种方法用于航天器模态参数辨识的效果,选取ETS-VIII卫星为对象进行数值仿真。通过实际计算时间的比较,校验了改进TW-API方法在大型挠性航天器时变模态参数在轨辨识方面的有效性。     

基于EMD的东亚夏季风年代际变化特征及与太阳活动的关系

应用英国气象局哈德利气象研究中心(HadleyCenter)及美国环境预报中心和国家大气研究中心(NCEP/NCAR)的海平面气压(SeaLevelPressure,SLP)资料归一化得出1850-2011年的东亚夏季风指数,利用经验模态分解(EmpiricalModeDecomposition,EMD)方法对其变化特征进行分析,得到东亚夏季风指数的周期特征.太阳黑子活动与东亚夏季风活动存在相同的11年及80年左右周期,其中11年周期变化尤为明显.对比1850-2011年间太阳黑子数与东亚夏季风指数经验模态分解后的11年周期变化分量,发现两者波动振幅变化基本一致.      

稳定伞变阻尼过程动态特性研究

对稳定伞变阻尼过程的动态特性进行了研 究,仿真分析了稳定伞变阻尼时软管 椎套系统的动态响应过程。研究结果表明,通过改变伞撑角达到控制稳定伞阻尼的目的,从而使得加油装置下沉高度发生改变,达到控制加油锥套的位置。     

空间望远镜用黏滞液体阻尼隔振器研究

为抑制卫星平台对天基望远镜的扰动, 需进行减振设计. 设计了一种空间望远镜用黏滞液体阻尼隔振器, 具有密封可靠、空间环境适应性好等特点. 根据流固耦合相关理论建立阻尼参数模型, 在此基础上实现了隔振器结构设计, 并对核心元件弹簧片进行参数优化设计, 加工制作出一套原理样机. 对该样机的刚度和阻尼性能进行了仿真分析和实验测试. 结果表明, 该隔振器的刚度特性和阻尼特性理论分析结果均与实验结果吻合较好, 说明模型较为准确, 具有工程设计指导价值.      

应用惯性释放方法的静气动弹性发散分析

翼面发散作为静气动弹性的重点分析对象,传统的分析方法通常将翼面根部固支约束,不考虑刚体模态的影响。根据咨询通告AC 25.629-1B 的要求,刚体模态或短周期模态也可能会造成发散。因此,在民用飞机静气动弹性分析及适航符合性验证中,要计及刚体模态对发散的影响。通过对惯性释放方法的研究,在发散分析中计及刚体模态,给出考虑刚体模态的模态法发散分析方法;以某型民用飞机为例,应用本文方法分别计算空机状态、不同燃油和商载的静气动弹性发散结果,并和不考虑刚体模态的模态法、考虑/不考虑刚体模态的颤振法的发散计算结果进行对比分析。结果表明：考虑刚体模态后的发散速度有所提高,临界发散模态不变,发散速度随燃油和商载的增加而降低。     

基于经验模态分解的地球同步轨道高能电子通量预报

在磁暴恢复相期间,大量相对论(高能)电子从磁层的外辐射带渗透到地球同步轨道区.其中> 2 MeV的高能电子能够穿透卫星表面并聚积在材料内部,导致卫星无法正常运行或完全损坏.磁暴期间的高能电子通量变化的非平稳与非线性特征十分明显.通过实验发现,经验模态分解法能够极大地降低高能电子通量非平稳性问题造成的预报影响.以2008-2009年的数据作为训练集,2010-2013年数据作为测试集.结果表明:2010-2013年的预报率约为0.84;在太阳活动较为复杂的2013年,预报率达到0.81.引入经验模态分解后预报效率得到显著提高.     

圆弧翼型跨声速流动的动态模态分析

跨声速翼型的激波周期性自激振荡会给机翼结构带来附加的脉动载荷,从而加剧飞行器表面结构的疲劳损伤。使用动态模态分解（DMD）方法研究了跨声速下绕厚度18%的对称双圆弧翼型的压力脉动场,分析了DMD提取的各阶主模态的频率特征、压力脉动的空间分布以及压力脉动随激波振荡的时间演化过程,并使用DMD模态进行流场重构。结果表明,DMD方法能准确捕捉流场各特征频率的模态,第1阶模态是激波抖振的主频,在激波的自激振荡过程中占主导作用,前7阶模态重构的流场损失函数降低至4%以内,误差主要分布于激波间断处。      

挠性空间结构振动的独立模态空间最优控制方法

针对大型挠性空间结构的特性,考虑在独立模态空间内进行控制,设计模态滤波器,对从物理空间采集到的模态信息进行预滤波处理;设计模态观测器,从模态加速度中获取模态位移和模态速度;其次,利用独立模态空间理论中各阶模态相互独立解耦的特性,设计了基于最优控制的独立模态空间控制器;在此基础上,考虑外部干扰信号作用下,设计了基于模态滤波器的 次优控制器,构成了一个完整的挠性空间结构闭环主动振动控制系统。对简化的桁架和单翼帆板结构振动控制进行了仿真验证,结果表明：两种控制器均能使振动得到有效抑制,相比传统比例积分微分控制器最大振幅减小约一半,且具有一定的抗干扰能力。