基于QSSE方法的橡胶隔震支座参数识别

采用二次误差平方和(Quadratic sum-squares error,QSSE)方法对橡胶隔震支座参数识别进行研究。建立经典Bouc-Wen模型以模拟橡胶隔震支座的非线性动力学特性。对橡胶隔震支座进行振动台实验,基于实验测量的加速度响应和QSSE方法在线实时地识别橡胶隔震支座的参数和位移。研究结果表明,在两种典型地震波的激励作用下,采用QSSE方法分别对3种参数数量不同的Bouc-Wen模型进行识别,得到的橡胶隔震支座模型参数一致,且识别位移曲线和实际测量位移曲线吻合良好,验证了QSSE方法在橡胶隔震支座参数识别中的有效性与准确性,并证明了本文所得Bouc-Wen模型参数的合理性及Bouc-Wen模型简化的可行性。     

基于EKF方法的橡胶隔震支座参数识别实验研究

采用Bouc-Wen模型建立橡胶隔震支座的非线性动力学方程,基于已有研究成果,缩减模型参数简化模型,建立不同数量参数的迟滞模型模拟橡胶隔震支座的非线性特性。对橡胶隔震支座进行振动台实验,基于测得的加速度信号和广义卡尔曼滤波(Extended Kalman filter,EKF)方法在线识别橡胶隔震支座的参数和位移。对不同参数数量的Bouc-Wen模型在不同地震波激励下,EKF方法识别得到的橡胶隔震支座模型参数一致,且识别的位移和实际测量得到的位移曲线吻合良好,验证了本文所得模型参数的有效性和准确性及模型简化的合理性,也证明了EKF方法在橡胶隔震支座参数识别中的有效性。     

直升机旋翼磁流变阻尼器样件仿真和试验验证

基于一种线圈内置剪切阀式磁流变阻尼器结构,设计了一种全尺寸旋翼磁流变阻尼器结构,并将结构参数与磁路参数进行关联,提出了一种基于活塞组件结构的磁路结构参数仿真优化方法.基于改进的Bingham模型,建立了该全尺寸旋翼磁流变阻尼器参数化阻尼功计算模型.研制了全尺寸旋翼磁流变阻尼器样件,开展了性能试验与试验验证技术研究,研究...     

含橡胶隔振器振动系统动态特性研究

以APU隔振器为研究对象,提出采用五参数分数导数建立橡胶隔振器本构模型。推导了含橡胶隔振器振动系统的非线性动力学有限元方程式。分析了隔振器结构参数变化对传递率特性的影响。研究结果表明:文中的数值计算方法能更好地预测含橡胶隔振器振动系统的动态特性。     

橡胶隔振器非线性动态特性计算方法研究

通过正弦扫频试验对橡胶隔振器轴向非线性动态特性进行研究,发现橡胶隔振系统响应具有明显的激振频率相关性。建立了基于FVMS高阶分数导数模型的修正本构模型,并给出隔振系统动刚度和阻尼系数的计算方法,基于非线性最小二乘法原理结合扫频试验结果,识别得到中低频段和共振频段的模型参数,与试验结果比较,所建立的模型能够精确地描述橡胶隔振系统中低频段和共振频段动态特性随激振频率及位移幅值的变化规律,并预测出隔振系统的加速度响应及共振频段的出现,且在其他工况下也具有较好的预测结果,说明建立的模型能够精确地描述橡胶隔振器的轴向动态特性并具有一定的适用性及推广性。     

介电弹性体圆柱形驱动器机电耦合致动过程分析

驱动器薄膜施加高压直流电后产生的轴向力差能使圆柱形驱动器伸长。为研究介电弹性体圆柱形驱动器的动态反应,本文对其机电耦合致动原理及过程进行了分析。圆柱形驱动器的机电耦合致动过程类似于蠕变过程,提出一种广义Voigt线性粘弹性模型来对其进行描述,并对计算结果与试验之间产生误差的主要原因进行分析。根据驱动器机电耦合致动过程中驱动器的准静态位移的非线性及轴向应力的变化对原模型进行改进。试验表明,在驱动器工作电压范围内,改进的广义Voigt模型能较好地描述驱动器机电耦合致动过程,此模型可用于介电弹性体圆柱形驱动器的性能预测和优化。     

带桨间磁流变阻尼器的直升机"地面共振"开-关控制研究

防止直升机出现“地面共振”是直升机研制过程中必须解决的动力学问题。磁流变阻尼器作为可控阻尼器具有结构紧凑、功耗小及输出力大等优点。本文建立了带有桨间磁流变阻尼器的直升机“地面共振”空间模型运动方程,采用开—关(on—off)控制方法来抑制“地面共振”,并进行了仿真计算和控制结果分析。结果表明,采用桨间磁流变阻尼器抑制“地面共振”比粘弹性阻尼器有更好的可控性。     

基于建模误差识别的有限元动态模型物理参数修正

本文提出了一种有限元动力学模型的建模误差识别方法。根据建模误差识别,用灵敏度分析方法,选择建模误差大的子结构的结构参数进行修正,可以大大减小结构参数修正的计算量。本文还研究了不完整测试振型扩充方法和测试振型随机误差对计算结果的影响.     

乙烯燃烧简化化学动力学模型及其验证

采用"准稳态"方法,从乙烯燃烧的详细化学反应动力学模型出发,建立了包含20个组分和16步总包反应的简化化学动力学模型.为检验动力学模型的有效性,在我国同步辐射实验室燃烧站上开展了乙烯/O<,2>/Ar的层流预混火焰组分测量.应用一维数值方法对实验结果进行了模拟,计算的组分分布和实验测量数据进行了对比.结果表明:简化反应动力学模型能有效地再现详细基元反应模型的反应机理,具有较高精度;但采用乙烯详细化学动力学模型计算结果与实验测量还存在一定的差异,需要进一步改进.     

旋翼液弹阻尼器模型试验与非线性动力学特性分析

在时域内建立了液弹阻尼器的数学模型,利用筒式液弹阻尼器试验件,进行液弹阻尼嚣动力学特性试验,研究结构参数、运动参数对液弹阻尼器性能的影响;并基于试验数据,进行非线性滞弹位移场(ADF)模型参数识别.结果表明,液弹阻尼器的动力学性能稳定,耗能能力强.通过液弹阻尼嚣模型重构曲线与试验曲线的比较,证实了本文模型能够模拟液弹阻尼器的动力学特性,可用于带液弹阻尼器的直升机旋翼系统气弹稳定性分析.     

聚焦式液弹隔振系统的传递特性分析

为降低机身振动水平,提出了一种能够高效隔离旋翼振动载荷的聚焦式液弹隔振系统。通过对液弹隔振器和聚焦式隔振系统进行建模,分析了聚焦式液弹隔振系统的传递特性。通过建模计算,讨论了阻尼、安装角及惯性液体质量对隔振效率的影响。     

采用ABC算法的关节机器人动力学参数辨识

实验辨识机器人动力学参数是获取基于模型的控制器参数的主要方式。针对一般方法仅能辨识线性动力学模型从而辨识精度不高的问题,提出采用人工蜂群(Artificial bee colony,ABC)算法辨识机器人动力学模型。通过Newton-Euler法建立关节型机器人的刚体动力学模型,并用低速动态特性更佳的非线性摩擦模型描述关节间摩擦特性,代替传统的库仑-黏性摩擦模型。优化辨识实验所用的激励轨迹,采集实验数据进行必要的预处理后,采用ABC算法辨识机器人动力学参数。结果表明,ABC算法能够精确辨识动力学参数,基于辨识结果的预测力矩抑制了误差峰值的出现。应用辨识结果设计基于模型的前馈控制器,实验结果表明基于模型的控制器能够提高轨迹跟踪精度。     

基于CFD与飞行动力学耦合方法的舰载直升机着舰平衡分析

将计算流体力学（Computational fluid dynamics,CFD）模型与飞行动力学模型相结合, 建立了适用于舰载直升机着舰飞行的平衡分析方法。在满足气动力计算精度的前提下,为提高计算效率,CFD模型使用Euler方程作为主控方程,并采用动量源项代替旋翼对其流场的作用。将CFD计算所得气动力对飞行动力学模型计算所得气动力进行修正迭代,并根据牛顿迭代法求解飞行动力学平衡方程,最终求得平衡参数。应用所建立的方法,首先进行了算例验证,以表明方法的有效性;然后着重对舰载直升机着舰飞行进行了平衡计算与分析,为直升机着舰飞行提供参考。     

混合模块发动机超燃模块进气道的数值仿真

对适用于轴对称混合模块发动机的超燃模块进气道进行了初步设计研究.采用数值方法,重点研究了中心锥压缩角、肩部倒圆半径、唇罩侧板前缘角度、隔离段长度、隔离段偏距等几何设计参数对进气道性能的影响规律,并提出了参数选择建议.结果表明:在研究范围内,中心锥压缩角、肩部倒圆半径、唇罩侧板前缘角度以及隔离段长度等参数对进气道性能影响较大,而隔离段偏距的影响较小.     

矩形隔离段内激波串结构及其影响因素分析

隔离段是超燃冲压发动机的重要组成部分,主要作用是隔绝燃烧与进气道的相互干扰。隔离段中存在的复杂流动现象一直是人们研究和关注的重点。利用三维数值模拟方法对矩形隔离段激波串特性影响因素进行了研究,主要分析了不同来流马赫数、单侧和对称扩张角以及壁面凹腔等因素影响下的激波串特性。结果表明:在高来流马赫数条件下,隔离段内激波串长度变短,隔离段抗反压能力增强,总压损失增大;在单侧和对称扩张隔离段内的激波串结构存在差异,且隔离段后的流场总压损失与扩张形式无关;隔离段添加壁面凹腔后,在不同反压下会出现2种模态（亚临界凹腔模态和超临界凹腔模态）,2种模态下隔离段内激波串结构及流场参数特性有所不同,超临界凹腔模态下隔离段抗反压能力下降,总压损失增大。本文的研究结果可为隔离段和燃烧室设计及试验提供参考。     

基于径向基神经网络的有限元模型修正研究

设计参数型有限元模型修正属于结构动力学反问题，其理论基础是将结构的特征量视为设计参数的函数。然后依据特征量对设计参数的一阶导数信息进行迭代求解。本文提出了一种基于径向基神经网络的有限元模型修正方法，把模型修正归结为正问题进行研究。首先将特征量视为自变量．设计参数视为因变量，以径向基神经网络逼近两者之间的非线性映射关系，然后利用神经网络的泛化特性直接求解设计参数的目标值。不但无需迭代求解，而且避开了反问题所面临的复杂的非线性优化计算。GARTEUR飞机模型仿真研究的结果表明．修正后设计参数误差在2％以内，模态频率误差在1％以内。     

基于Volterra级数的非定常气动力降阶模型

为了满足气动伺服弹性分析与综合的需要,优化了一种基于Volterra级数的非线性非定常气动力降阶模型。通过CFD技术计算出的广义非定常气动力阶跃响应辨识出Volterra核,应用特征系统实现算法建立非定常气动力的状态空间模型,并将该模型应用于气动弹性计算。用气动弹性标准模型AGARD 445.6机翼对该降阶模型做了验证,结果表明这种方法可以快速准确地求解气动弹性问题。