临界阻尼比法在POGO振动稳定性分析中的适用性

以典型的单元推进剂液体火箭模型为例,通过Hurwitz稳定性判据导出POGO振动稳定的充分必要条件,在此基础上深入研究阻尼比等参数对POGO振动稳定性的影响机理。研究发现,当结构阻尼比小于推进系统阻尼比时,结构阻尼比对于POGO振动稳定性的影响是单调上升的,此时临界阻尼比法是适用的;当结构阻尼比大于推进系统阻尼比时,结构阻尼比对于POGO振动稳定性的影响则是非单调和复杂的,增加结构阻尼比,可能提高系统稳定性,也可能降低系统稳定性,此时临界阻尼比法已不适用。相同的结论适用于推进系统阻尼比。本文还进一步指出结构与推进系统的耦合强度是POGO振动稳定性的决定因素。     

基于大变形梁模型的风力机叶片气动弹性分析

以水平轴风力机为研究对象分析其叶片大幅值气动弹性动态响应问题.基于非线性欧拉梁模型和风力机叶片动态入流、动态失速气动力模型进行气动弹性建模.气弹方程的动态平衡求解采用Newton-Raphson迭代,分别通过牛顿下山法和同伦沿拓法这两种数值手段改善其迭代收敛性,并对这两种算法的有效性进行比较,结果表明同伦沿拓法的收敛性相对较好.以两种典型的水平轴风机为算例,在额定工作状态以及某些极端风况下计算叶片动态响应.根据叶片根部弯矩载荷幅值定义系统是否达到临界稳定状态,并针对关停状态的风机研究了叶片临界风速与来流方向角的关系.结果表明,某些极端风况和工作状态下,风机叶片根部弯曲载荷较大,相应临界稳定的风速较低.     

颤振分析中的模态跟踪技术

颤振求解是一种研究参数(如空速)变化的特征值问题.在颤振模态判别和防颤振设计中,需要正确确定各阶模态对应的特征值随参数变化时的前后对应关系,避免出现模态交叉.针对颤振求解p-k法,发展了一种基于特征值摄动理论的模态跟踪技术——预测跟踪法,它利用特征值及左、右特征向量信息求解下一空速点的特征值估计量,以估计量为参考对特征值进行排序,将预测跟踪法和相似排序法、正交检验法进行了对比.数值结果表明:预测跟踪法比相似排序法和正交检验法具有更好的模态跟踪效果.     

大柔性飞机非线性飞行载荷分析及优化

 大柔性飞机在气动力作用下产生较大的弯曲变形,线性理论难以获得比较合理的载荷分析及优化解答。为了综合考虑结构气动非线性效应的影响,飞机结构由相互连接的几何非线性欧拉梁表示,升力面由顺来流方向沿展向分布的可压缩马蹄涡网络表示,通过多控制面协调偏转对飞行载荷进行优化。算例表明：随着变形增大线性分析结果将产生误差,最大误差接近20%;通过协调偏转升降舵与机翼上的4组控制面显著减缓了翼根弯曲载荷13.6%。得出以下结论：结构弯曲效应将导致升力损失,线性理论的分析结果将产生显著误差;多控制面协调偏转方法可有效减缓结构载荷。     

空间太阳能电站地球同步拉普拉斯轨道动力学特性

现有关于空间太阳能电站(SpaceSolarPowerStation,SSPS)轨道动力学的研究中,均将其放置于地球静止轨道（GeostationaryOrbit,GEO〖BF〗）,然而这并非最优的工作轨道。文章提出了一种优于ＧＥＯ的地球同步拉普拉斯（GeosynchronousLaplacePlane,GLP）轨道。首先,建立了轨道运动模型及影响轨道运动的摄动模型,包括地球非球形引力摄动、日月引力摄动、太阳光压力摄动及微波反冲力摄动;然后,提出了评估空间太阳能电站轨道的3个指标：接收功率、轨道适用性和安全性,并据此分析了GLP轨道相对于ＧＥＯ的优势。最后,给出了数值仿真算例。结果表明：在发电功率大致相同且满足供电需求的情况下,工作在GLP上的SSPS每年大约能节省用于轨道保持的燃料364534kg。     

特种风洞试验中气动伺服弹性失稳故障分析

在某带飞行控制系统的特种风洞试验中,试验模型在闭环大增益情况下出现了振动发散现象。为分析故障原因,对试验数据进行了频谱分析并检验了无风情况下伺服稳定性;同时,将风洞试验动力学系统简化为数学模型,并建立相应的运动微分方程进行分析,得到以下结论:加入支持结构后整个系统的弹性影响较大,并与控制及气动力发生耦合出现气动伺服弹性失稳。进一步针对以上简化模型,进行数值仿真,其结果验证了以上机理。为解决此失稳问题,对控制系统提出了2种改进方案:增加结构陷波器或更改操纵面偏转比例参数,2种方案亦得到仿真验证。最后,将增加结构陷波器的改进方案应用到试验中,达到了预期的效果。      

基于边界元法的三维结构体滑跳运动数值仿真

利用滑跳运动实现近水面高速机动飞行的击水式飞行器是近年来的热点问题，三维结构体高速斜入水冲击载荷求解是滑跳运动数值仿真的关键步骤。针对滑跳运动开展研究，建立了一种基于边界元法的可以考虑结构弹性效应的三维结构体近水面滑跳运动时域数值仿真方法。高速斜入水冲击载荷由边界元法求得，利用状态方程直接积分法求解得到结构节点位移动力响应，并通过滑跳运动动力学模型更新结构体的质心位置及运动速度。针对钢球高速斜入水冲击现象进行数值仿真并与试验结果对比，验证了所提方法的准确性。开展三维刚性球冠体的近水面滑跳运动时域数值仿真和变参分析，得到了结构质量、初始高度、水平抛出速度和半径大小4种参数对球冠体滑跳运动的影响规律。考虑结构弹性效应后，高速斜入水冲击载荷减小，对球冠体滑跳运动也有一定影响。      

基于Armijo准则和BFGS算法的运载火箭控制重分配

以某型运载火箭为研究对象，研究了伺服机构故障下的重构控制问题。将该问题转化为有约束二次规划问题，采用一种Armijo准则和BFGS算法相结合的控制分配方法来求解。Armijo准则可以保证优化算法的收敛性，而BFGS算法则避免了迭代过程对Hesse阵的求逆运算，且具有收敛快的优点。将该重构方法与不动点迭代算法进行了对比，该算法经过8次迭代收敛，目标函数值和误差值分别收敛到${\mathrm{10}}^{\mathrm{2}}$量级左右和${\mathrm{10}}^{-\mathrm{5}}$量级；而不动点迭代算法经过30次迭代尚未完全收敛，目标函数值和误差分别收敛到${\mathrm{10}}^{\mathrm{3}}$量级左右和${\mathrm{10}}^{-\mathrm{2}}$量级。结果表明该重构方法比不动点迭代算法收敛快且收敛精度高。以单台发动机发生卡死故障为例对该方法进行了仿真验证，得到了与无故障情况下相同的控制效果，验证了该重构方法的有效性和正确性。      

大展弦比无人机平台的阵风减缓飞行试验

阵风减缓主动控制技术是飞机应对阵风影响的有力手段，为了对设计的阵风减缓系统进行评估，飞行试验是不可或缺的。由于阵风的精确测量较为困难，如何验证减缓系统是否有效是一个难题，提出一种“开-闭”式统计学试验方法以解决该问题。以一架大展弦比无人机作为试验对象，将基于PID控制原理设计的阵风减缓系统叠加在原飞机的增稳系统上进行了飞行试验。通过统计学方法对试验结果进行分析，结果表明搭载了阵风减缓系统的飞机质心过载降低20.5%,翼根弯矩降低12.9%,验证所提的试验方法可行、有效。