复杂环境下考虑动力学约束的翼伞轨迹规划

翼伞系统具有大惯性、强非线性等特征,而基于传统质点模型所规划的目标轨迹难以满足复杂环境下的系统动力学约束,因此在轨迹规划中采用高自由度动力学模型也就成为了计算翼伞真实运动轨迹的必然趋势。然而,翼伞的动力学模型更加复杂,目前迫切需要解决的问题就是保证规划轨迹平滑、稳定。针对该问题,本文将建立精确的翼伞六自由度动力学模型,将其引入翼伞归航的轨迹规划中,并通过改进高斯伪谱法,设计一种基于分段点规划、离散点初次规划、离散点自重构的三阶轨迹优化策略。仿真结果表明,所提算法可解决传统算法在应用动力学模型后难以得到稳定轨迹的问题,并实现复杂环境下的精确地形规避,确保规划轨迹满足翼伞的非线性动力学约束。     

轴流压气机过失速的非线性动力学分析

为了解Greitzer的B参数和节流γ参数对轴流压气机过失速行为的影响, 使用分叉分析方法, 研究了压缩系统中过失速所对应的静态分叉行为.由此, 划分了γ-β分叉参数空间中, 轴流压缩系统稳定和不稳定流动的区域分布图.结果表明, 非线性动力学的分叉分析方法, 可以准确的捕捉到轴流压缩系统中典型的过失速流动行为, 同时可以简便的分析分叉参数作用下平衡点稳定性的变化情况.      

飞船返回舱俯仰振荡的动态稳定性研究

本文研究了以平衡攻角为中心作单自由度俯仰振荡的飞船返回舱 ,其动态稳定形态随来流M∞ 的变化。设θ(t)是由平衡攻角起算的俯仰振荡角 ,Cm 是作用在飞船返回舱上的气动俯仰力矩系数 ,Cμ(θ, θ)· θ是机械阻尼力矩 (自由飞行时为零 ,实验时要计入其影响 ) ,文中给出飞船返回舱在平衡攻角处的俯仰振荡动态稳定性判据 ,并证明λ =λ(M∞) = Cm θ0+Cμ(0 ,0 ) 1 - Cm ¨θ0 是决定动稳定形态的重要参数。如果随M∞ 的变化 ,λ(M∞)由λ<0经过λ =0变化到λ>0 ,则飞船返回舱将由稳定的点吸引子形态 (即稳定在平衡攻角状态 )演化为周期吸引子形态 (即作周期振荡 )。对应于λ(M∞) =0的马赫数就是飞船返回舱的俯仰运动出现Hopf分叉的临界马赫数Mcr 。本文首先分析了飞船返回舱所受动态气动俯仰力矩的依赖状态变量 ,然后应用非线性动力学理论对飞船返回舱的俯仰运动进行了定性理论分析 ;最后耦合求解俯仰振荡方程和非定常Navier Stokes方程 ,数值模拟了飞船返回舱俯仰振荡随来流马赫数变化的Hopf分叉过程 ,验证了分析结论     

时间序列关联维数在非线性系统运动性态识别中的应用

 在非线性动力系统维数较高、数学模型难以建立时, 利用时间序列分维数对系统的动力学性质进行了研究。通过对一经典非线性方程的分析, 得出利用随参数变化的时间序列分维数图, 可以很好地识别非线性系统从确定性状态到分叉或浑沌状态的临界参数点或区域。最后将此方法应用于一单盘Jeffcott 转子模型的分叉参数点识别及一转子运动状态识别, 得到了比较满意的结果。     

旋涡沿轴线的非线性分叉

本文研究了低速旋涡沿其轴向的演变，发现涡轴上λ＝（１／ρ０）是决定其演变规律的重要参数。如果λ＞０，涡轴附近横截面的流线是由外向内转的稳定螺旋点形态；如果λ＜０，是由内向外转的不稳定螺旋点形态。如果沿涡轴，λ变号，则由变号点起出现Ｈｏｐｆ分叉，产生极限环。λ分叉，产生极限环。λ由正变为负，极限环是稳定的；λ由负变为正，极限环是不稳定的。一个稳定的旋涡要演变为破裂，一定要伴随先出现Ｈｏｐｆ分叉。旋涡     

非线性转子轴承系统Hopf分叉点的计算

针对非线性转子－轴承系统的具体特点,引入扩展方程方法,对采用长轴承模型的刚性Ｊｅｆｆｃｏｔｔ转子系统增加约束方程,消除系统分叉的奇异性,使系统的Ｈｏｐｆ分叉点在定解条件下得以准确求解。同时,为验证该方法,在相同条件下对该系统进行数值仿真研究。结果表明,扩展方程方法可以快速准确地确定转子－轴承系统的Ｈｏｐｆ分叉点,分析结果为定性控制转子的稳定运行状态提供了理论依据。     

集中涡的细微结构和破裂机理初探

本文利用微分方程定性理论和分叉的基本概念,证明了在轴向逆压梯度时集中涡截面流态是一个附着螺旋点,且存在至少一个极限环。破裂截面上的流态对应于一个退化结点。由此推出破裂时有V_θ/r|_(r=o)=0。通过分析认为,涡破裂是由于涡轴上轴向逆压梯度的扰动自动放大造成的。     

中央开槽箱梁颤振非线性特性和振动分叉现象及其机理

为探究超大跨度缆索承重桥梁在大攻角范围内的颤振稳定性，通过节段模型风洞试验对中央开槽箱梁在风攻角±10°范围内的颤振非线性特性和振动分叉现象及其机理进行了研究。结果显示：当风攻角为-2°～10°时，节段模型系统未发生颤振；当风攻角为-3°和-4°时，观察到了含振动分叉的非线性颤振现象，且起振幅值随风速的增加而减小；当风攻角为-5°～-10°时，颤振无需人工激励就会自动发生。两种非线性颤振均为弯扭耦合颤振，并最终做极限环振动。非线性颤振的起振风速随着负攻角的增大而减小，耦合程度随着折减风速的增加而增加。系统等效阻尼比-振幅曲线可以很好地解释非线性颤振机理，曲线的零点为系统平衡点，其中斜率为正的零点为稳定平衡点，对应稳态振幅；斜率为负的零点为不稳定平衡点，对应起振振幅。对于含振动分叉的非线性颤振，系统存在一个稳定平衡点和一个不稳定平衡点；而对于无需人工初始激励的非线性颤振，系统只有一个稳定平衡点。     

电压变化时Boost PFC变换器的混沌和分叉现象

利用小信号模型对开关电源控制器进行设计过程中常出现混沌分叉等不稳定现象。以工程设计的角度,建立了平均电流型BoostPFC的精确电路模型,分析了系统中存在的非线性现象,结合非线性分叉和混沌理论对这类非线性现象进行了详细的分析和推导。     

再入飞行器俯仰动态失稳的分叉理论与计算分析

采用非线性自治动力系统分叉理论,耦合求解非定常Navier-Stokes方程和俯仰运动方程,研究了再入飞行器单自由度俯仰运动失稳问题。研究表明,航天飞行器再入时,如果仅有一个配平攻角,随马赫数降低,其配平攻角处的俯仰动态失稳一般对应于Hopf分叉,并存在亚临界Hopf分叉和超临界Hopf分叉两种失稳形态。作为验证实例,数值模拟了飞船返回舱外形和平头有翼双锥外形的俯仰动态失稳现象。结果表明,返回舱再入时,随马赫数降低将发生超临界Hopf分叉,俯仰运动由点吸引子演化为周期吸引子,临界Hopf分叉点发生在马赫数2.2处;而平头再入体随马赫数降低,发生亚临界Hopf分叉,俯仰运动则是由周期吸引子演化为点吸引子,马赫数6.8为临界Hopf分叉点。     

SiC_P/Al-Cu复合材料动态再结晶行为及临界条件

利用Gleeble-1500D热模拟试验机对40%SiC_P/Al-Cu复合材料进行压缩实验,研究其在温度为350~500℃、应变速率为0.01~10 s~(-1)条件下的高温塑性变形行为。由实验得出变形过程中的应力-应变曲线,采用加工硬化率处理方法对应力-应变数据进行处理,结合lnθ-ε曲线的拐点和(-α(lnθ)/αε)-ε曲线最小值的判据,研究该复合材料动态再结晶临界条件。结果表明:40%SiC_P/Al-Cu复合材料的应力-应变曲线主要以动态再结晶软化机制为特征,峰值应力(σ_p)随变形温度的降低或应变速率的升高而增加;该材料的lnθ-ε曲线出现拐点,(-α(lnθ)/αε)-ε曲线出现最小值;临界应变(ε_c)随变形温度的升高与应变速率的降低而减小,且临界应变与峰值应变(εp)之间具有相关性,即ε_c=0.528εp;临界应变与Zener-Hollomon参数(Z)之间的函数关系为ε_c=4.58×10~(-3)Z~(0.09)。透射电镜观察显示应变为0.06时(变形温度为400℃,应变速率为10 s~(-1))已经发生动态再结晶,应变为0.2时,动态再结晶晶粒充分长大。     

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。     

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。      

机动飞行条件下双转子系统动力学建模与响应分析

考虑航空发动机双转子中介轴承的耦合作用及陀螺力矩的影响,利用Lagrange方程建立了机动飞行条件下双转子-滚动轴承支承耦合系统动力学模型,对耦合双转子系统的动力学特性进行了理论与实验研究.结果表明:随着内外转子转速比增大,高压转子振动幅值减小,分岔点处转速增大,最大增幅近67.49%.机动飞行使转子的振动响应幅值增大,出现较多分频.在跃升和横滚飞行姿态下,高压转子响应主要表现为:随着跃升速度增加,高压转子振动幅值明显增加,最大增幅近409.24%,分岔点对应的速度增大;在横滚速度增大时,转子振动特性主要表现为从复杂的运动形态变换到单周期运动形态,转子的振动幅值明显增加.利用基础运动双转子模型实验台对跃升和横滚两种飞行姿态下耦合双转子系统的部分动力学特性进行了实验研究,实验结果与数值模拟结果有较好的一致性,证明了计算结果的正确性.      

Bifurcation analysis and stability design for aircraft longitudinal motion with high angle of attack

Bifurcation analysis and stability design for aircraft longitudinal motion are investigated when the nonlinearity in flight dynamics takes place severely at high angle of attack regime. To predict the special nonlinear flight phenomena, bifurcation theory and continuation method are employed to systematically analyze the nonlinear motions. With the refinement of the flight dynamics for F-8 Crusader longitudinal motion, a framework is derived to identify the stationary bifurcation and dynamic bifurcation for high-dimensional system. Case study shows that the F-8longitudinal motion undergoes saddle node bifurcation, Hopf bifurcation, Zero-Hopf bifurcation and branch point bifurcation under certain conditions. Moreover, the Hopf bifurcation renders series of multiple frequency pitch oscillation phenomena, which deteriorate the flight control stability severely. To relieve the adverse effects of these phenomena, a stabilization control based on gain scheduling and polynomial fitting for F-8 longitudinal motion is presented to enlarge the flight envelope. Simulation results validate the effectiveness of the proposed scheme.     

Nonlinear dynamics of a two dimensional airfoil with freeplay in an inviscid compressible flow

A state space model for the aerodynamic loads calculated by means of a linearized CFD code which models the inviscid compressible flow is used to analyze the dynamic behavior of a two dimensional airfoil with a freeplay structural nonlinearity in pitch. The state space aeroelastic equations of motion are utilized to study the existence of Hopf bifurcation points and of limit cycle oscillations. Comparisons between the solutions of the coupled Euler-structural equations and the state space equations are provided.     

非稳态油膜力作用下转子振动的分岔与稳定性分析

 利用新的短轴承非稳态油膜力模型分析转子系统的动力学特性, 并通过数值模拟, 得到了该系统随转动角速度变化产生的分岔和混沌特性。利用非线性动力学分析中的打靶法求该系统的周期解, 并利用Floquet 主导特征乘子判断不同周期轨道的失稳方式, 同时发现在系统的运动中存在着倍周期分岔和第二Hopf分岔及鞍结分岔。通过打靶法和Runge-Kutta 方法发现该系统在一定的角速度范围内存在加3 周期分岔。     

基于EBA-FLC的飞机急滚机动分支分析与控制

结合扩展分支分析(EBA)和模糊逻辑控制(FLC),提出了一种新的闭环分支控制方法,即EBA-FLC方法,并将其应用于某机动飞机的无侧滑滚转机动研究。揭示了飞机全局非线性动力学特性,实现了无侧滑滚转机动的闭环分支控制,使飞机在大范围内具有期望的动力学特性,改善了飞机无侧滑滚转机动的动态和稳态特性。     

多自由度强非线性柔性转子—挤压油膜阻尼器系统的分叉与混沌响应

 对航空发动机常用的柔性转子—非同心型挤压油膜阻尼器系统的受迫不平衡响应的分叉与混沌行为进行了研究,所研究的系统是8 自由度16 阶的强非线性系统。通过分析系统响应的轨迹图、分叉图和Poincare 图发现:系统响应中存在多种周期(协调、亚谐和超谐) 和非周期(拟周期和混沌) 响应形式。在整个转速比区间内,周期响应和非周期响应是交错分布的。该系统有拟周期分叉和倍周期分叉等分叉形式。系统响应进入混沌的道路主要有:周期倍化分叉进入混沌;拟周期分叉进入混沌和阵发性进入混沌。而系统退出混沌的道路主要有:周期倍化分叉退出混沌和拟周期分叉退出混沌。     

转子—非圆轴承系统非线性动力学行为的研究

非线性油膜力数据库方法获得非圆滑动轴承的非线性油膜力,利用 Runge-Kutta法、Poincaré映射和频谱图对刚性 Jeffcott转子—椭圆轴承系统在较宽参数范围内的分叉和非线性动力学行为进行研究。得到了系统在某些参数域的分叉图、时间历程、频谱图、相图、Poincaré映射图。研究结果表明:在特定参数范围内系统存在倍周期分叉、Hopf分叉、解的跳跃、K-T周期解、概周期运动和混沌运动等非线性动力学行为。