变截面悬臂梁结构动载荷辨识方法

在航空航天领域，作用在结构上动载荷的确定对结构健康监测是非常必要和重要的。为此，本文以类似机翼结构的变截面悬臂梁结构为研究对象，提出了一种基于光纤光栅传感器与卡尔曼滤波器的动载荷识别方法。首先，根据变截面梁单元形式，推导出变截面梁的质量矩阵与刚度矩阵，建立动力学运动方程。然后，以光纤光栅传感器测得的应变信息作为观测信号，通过卡尔曼滤波器生成的增益矩阵、新息序列矩阵以及协方差矩阵，得到灵敏度矩阵和估计力的增益矩阵。在此基础上，利用广义回归模型及其最小二乘算法，估算出动载荷大小、判断出动载荷激励位置。借助数值仿真与实验手段，分别验证了该方法对于单点正弦激励、方波激励、锯齿波激励以及多点同时激励等工况下的动载荷识别效果。结果表明，本文所提算法具有较好的动载荷识别效果和噪声抑制能力，能够为未来风洞试验和真实飞行试验环境中诸如大展弦比机翼表面气动压力等载荷实时辨识、气动外形自适应控制以及结构健康监测提供技术支撑。     

电磁阀颤振的流固耦合模拟研究

采用流固耦合数值模拟研究了液体火箭发动机高压供气系统中的电磁阀在地面试验中出现的不稳定现象。固体结构采用质量弹簧阻尼单自由度模型描述,纽马克算法(The Newmark Method)求解;流体控制方程为三维Euler方程,采用基于弹簧近似动网格的ALE(Arbitrary Lagrangian-Eulerian)有限体积格式求解。程序应用了新的离散几何守恒律和流固界面算法,采用"虚拟挡板通气"技术实现电磁阀开启过程引起的计算区域拓扑变化。验证算例表明程序的有效性及算法的精度。数值模拟复现了试验中出现的故障,认为故障机理是典型的颤振现象,指出电磁阀和减压器之间的管路长度是影响气体激振力频率的主要因素。     

结构和工况参数对电主轴动静压轴承性能的影响

针对精密铣磨床的电主轴的使用需求，分析了动静压轴承的基本结构和使用工况，建立了动静压轴承静动特性参数的计算模型，静特性参数包括温升、流量、承载力和功耗，动特性参数为刚度。计算分析了结构参数半径间隙、节流孔径、宽径比和工况参数供油压力和工作转速对动静压轴承静动特性参数的影响，并将计算结果与层流模型结果和试验结果进行了对比。研究表明：半径间隙是一个较为敏感的变量，对温升的影响较大，使温升降低了约77.6%，和节流孔径、宽径比相比半径间隙对动静压轴承性能的影响程度最大；转速对动静压轴承的静动特性均有较为明显的影响，特别是对温升和功耗的影响幅度较大，分别增长了初值的17.8倍和18.1倍，电主轴在高速工况下需有较好的降温措施。     

电动静液作动器的新型变阻尼级联滑模控制

为改善电动静液作动器（EHA）的动态性能，提出了一种基于新型准自适应变阻尼滑模控制（DV-SMC）和PID控制的级联控制（CC）算法。所提算法将高阶EHA分为液压和机械2个低阶系统，分别对2个低阶系统采用了DV-SMC和双环PID控制策略。DV-SMC方法能够自适应调整滑模面阻尼。在起始阶段采用欠阻尼、末段自适应调节为过阻尼，从而在保证EHA快速性的同时也能够完全抑制超调现象。通过仿真验证了所提算法的有效性，并讨论给出了DV-SMC滑模面最优参数。      

靶机零长发射过程中的刚柔耦合动力学分析

针对无人靶机零长发射起飞的动力响应问题,基于刚柔耦合动力学建立靶机零长发射的靶机-火箭-发射架动力学模型,考虑靶机与滑块、火箭的连接接触关系及气动载荷、发动机推力的作用,分析靶机零长发射过程中机身、机翼在火箭推力冲击作用下的动力学响应,得到了靶机起飞过程中的姿态与强度特性,并探讨发射参数(油箱载荷、发射角度及重心偏差)...     

基于改进HHT的一体化电液作动器故障诊断

介绍了机载变排量变转速一体化电动静液作动器(EHA-VPVM,Electro-Hydrostatic Actuator with Variable Pump displacement and Variable Motor speed)的系统结构,根据EHA-VPVM早期故障信号非平稳、时变等特点,采用一种新的时频分析方法希尔伯特黄变换(HHT,Hilbert-Huang Transform)进行信号分析.针对HHT方法的模态混叠和虚假本征模态函数问题,提出两点改进:通过集合经验模式分解算法抑制模态混叠的发生;采用相关系数法保留真实本征模态函数.对EHA-VPVM工程样机进行早期故障诊断实验,用Hilbert边际谱和HHT谱分析永磁无刷直流电机两种工作状态下的振动信号.实验结果表明:改进HHT方法较好解决了HHT的模态混叠和虚假本征模态函数问题,能准确提取研究对象的早期故障特征,对EHA-VPVM早期故障具有良好的诊断效果.     

返回舱跨声速自由飞行的静动稳定性

采用运动自由度不受约束的风洞自由飞试验技术，研究大钝头、小升阻比的类"联盟号"返回舱在跨声速区自由飞行时的运动特性与气动特性规律。以单平面光路拍摄返回舱模型在风洞中自由飞动态运动过程图像，经图像自动判读获取其运动轨迹与姿态角，并以参数微分法对模型运动姿态角进行线性与非线性气动参数辨识，得到模型俯仰方向的静、动稳定导数系数。研究结果表明:采用线性与非线性气动参数辨识所获得的静稳定导数系数C_mα均小于零，在数值上差距不大；从非线性气动参数辨识结果看，返回舱静稳定导数系数的数值主要由线性项C_mα0决定，非线性项C_mα2α2所占比例较小；类"联盟号"返回舱静稳定导数系数的非线性较弱，可近似用线性气动模型进行辨识。在试验迎角范围内，返回舱的动稳定导数系数呈现出非线性性质，且在小迎角范围内由线性项决定，在大迎角范围内主要由非线性项主导。     

动失速型非定常分离流的主动控制

本文对动失速型非定常分离流的主动控制方法在低速风洞中进行了实验研究。在二元平板模型中部安装一作振荡运动的主扰流板产生动失速型非定常分离流；在其上游的模型表现上安装另一控制用的振荡小扰流板，应用非定常流的相平均测压技术，研究前置小扰流板的控制效果。实验结果表明，通过控制两扰流板之间的运动相位差，可以显著影响并改变动失速型分离涡的强度和对流时间特性。在有利的控制相位下，涡的负压峰值最大可降低４８％，涡     

用于航天器微振动试验的高静刚度-低动刚度隔振器研究进展

随着高精度航天器有效载荷的发展,对隔振的要求越来越高。在航天器地面微振动试验中测试微振动时,要求在支撑航天器重力的情况下,模拟航天器在轨自由状态,并隔离来自地面的低频振动。为此,可以引入具有高静刚度–低动刚度特性的隔振器。文章综述了用于航天器微振动隔离的高静刚度–低动刚度隔振器,包括实际应用中的常用类型和近年来具有应用前景的类型,对各类型隔振器的研发热点进行分析,并就此种隔振器的结构特点限制提出下一步研究方向。     

炮舱结构段的动特性与动响应分析

对B型机原炮舱结构进行了动特性与动响应分析,并以此为基础,对其结构进行了加装阻尼材料的最佳设计。本计算采用了空间迭代法求结构动特性,采用模态迭加法求结构动响应。经试验验证,计算结果与试验结果基本吻合。