火箭推力室喷管内激波对RBCC性能影响分析

针对火箭基组合循环（RBCC）动力系统引射火箭喷管的工作状况,采用准一维方法,假设引射模态火箭推力室喷管内在某些条件下产生的激波为正激波,分析了正激波的存在条件及其对RBCC动力系统性能的影响.结果表明：引射火箭推力室室压越低或飞行器飞行马赫数越高,引射火箭喷管内越易产生正激波;火箭喷管正激波的产生对RBCC动力系统引射性能及比冲特性有一定影响.     

基于PolyMAX法的飞行器工作模态分析技术与应用

飞行器在大气中飞行时经历严酷的力热环境,结构动力学问题显著,而模态特性是分析这些问题的重要输入。传统地面模态试验很难准确模拟飞行环境,而工作模态分析技术能够得到飞行器实际飞行中的模态参数。文章首先简要介绍了工作模态分析技术的背景和发展现状,说明了PolyMAX法的基本原理,然后对飞行器飞行试验测量数据进行了处理和分析,采用PolyMAX法成功识别出该飞行器的模态参数,并进行了模态验证。     

火箭发动机涡轮盘模态影响因素与振动安全性分析

涡轮盘结构模态特性及振动安全性是对其进行动力学设计的基础。首先,在模态试验的基础上,建立了准确的涡轮盘结构动力学模型;其次,开展多物理场作用下涡轮盘结构模态分析,研究轮盘工作时温度场、应力场及其耦合效应对模态特性的影响规律;最后,对轮盘振动安全性进行评价,给出其振动安全裕度。研究表明,离心力的旋转“刚化”作用使得模态频率升高,温度效应引起结构刚度减小使得频率降低,气动力引起结构“软化”使得频率下降;在力热综合作用下,对前6阶模态频率影响程度的大小顺序依次是转速、与温度相关的弹性模量、热应力及气动力,且气动力的影响可以忽略不计;力热载荷影响模态频率,但不影响模态振型;涡轮燃气激励起轮盘结构低阶节径模态行波耦合共振的可能性较小。     

火箭发动机七机并联机架预应力模态分析及优化

针对新一代载人运载火箭七台火箭发动机并联机架在大推力作用下的非线性振动问题,开展了七机并联传力机架的预应力模态分析及优化设计方法研究。以该研究为基础,发展了一种预应力条件下机架材料等效替换方法。在不改变结构传力路径的情况下,通过结构预应力频率优化设计,能够有效降低机架材料物性参数改变所带来的低阶预应力频率误差,以此降低传力机架在动静联合试验时的试验成本。针对七机并联机架结构开展了钛合金和不锈钢材料等效替换,结果表明优化后的不锈钢机架相比原始的钛合金机架,刚度和动力学特性变化维持在合理变化范围之内,验证了该方法的有效性。     

子空间跟踪算法在热模态问题中的应用研究

总结子空间跟踪算法识别模态参数的一般步骤。对一个有理论参考解的时变两自由度系统进行仿真,利用添加不同量级噪声的响应数据对系统进行辨识。辨识结果表明:基于新信息准则的子空间跟踪算法拥有较好的抗噪能力。对飞行器舵面结构进行受控快速加热,辨识快速升温过程中的模态参数。辨识结果表明:子空间跟踪算法可用于热模态辨识,有一定的工程应用价值。     

泡沫铝隔冲器设计及其对卫星可展开附件收拢状态力学特性的影响

文章针对泡沫铝隔冲器可能降低卫星可展开附件收拢状态的模态频率及放大振动响应等问题,首次提出一种基于表层填充J-133常温胶的开孔泡沫铝块的扁平式隔冲器,以某可展开数传天线为例开展泡沫铝隔冲器设计与分析,并进行了模态试验和振动试验验证。试验结果表明:所设计的泡沫铝隔冲器使可展开附件收拢状态前三阶模态频率降低不到2.5 Hz,而振动响应平均降低约30%。     

TBCC进气道涡轮通道扩张段设计及涡轮模态特性

采用拓展中心线、不同的流通截面面积变化规律和倒圆半径变化规律对内并联型TBCC（turbine based combined cycle engine）进气道涡轮通道扩张段进行了设计.通过数值模拟的手段,对涡轮通道扩张段设计参数的影响规律和涡轮模态下涡轮通道扩张段的气动特性进行了研究,并利用高速风洞试验结果对数值模拟方法进行了验证.研究结果表明:中心线控制点纵坐标在1.50~2.25、涡轮通道扩张段出口等直段长度与出口直径比值在0.3~0.7的范围内取值时,涡轮通道扩张段可获得较高的出口总压恢复系数和较小的出口总压畸变指数;采用前急后缓的流通截面面积和倒圆半径变化规律能使涡轮通道扩张段获得较小的出口总压畸变指数;随着飞行马赫数的增加,进气道和涡轮通道扩张段的流量系数先不断减小,在飞行马赫数为0.9附近达到最小,之后又逐渐增加,涡轮通道扩张段出口总压恢复系数不断升高,在飞行马赫数为0.7附近达到最大,之后又逐渐降低;涡轮模态下,涡轮通道扩张段出口总压畸变指数均小于0.5,能很好地满足涡轮发动机对进口流场的要求.      

高超声速飞行器强鲁棒自适应控制器设计新方法

针对高超声速飞行器飞行过程系统参数大范围剧烈变化以及存在严重不确定性的特点,同时考虑外界环境干扰复杂,内部干扰严重的特殊问题,提出了一种新型强鲁棒自适应控制器构型。该新型强鲁棒自适应控制器将控制器分为标称控制器和补偿控制器。标称控制器可采用成熟的控制理论来设计,主要考虑闭环系统的性能;采用合适的手段估计系统参数大范围剧烈变化、系统的不确定性以及内、外部干扰等“系统扰动”作为补偿控制器的输入,通过设计强鲁棒补偿控制器对“系统扰动”进行补偿,使整个闭环控制系统对“系统扰动”具有强鲁棒性。将新型强鲁棒自适应控制器应用于高超声速飞行器的姿态控制系统的设计,大大提高了高超声速飞行器控制系统对内、外部干扰的抑制和对系统参数大范围剧烈变化以及严重不确定性的适应能力,可满足高超声速飞行器飞行控制的需求。     

基于自抗扰理论的小型四旋翼飞行器姿态控制

针对四旋翼飞行器的强耦合性、非线性、易受外界干扰等控制难点,研究利用自抗扰控制器对四旋翼飞行器进行姿态控制的技术问题。通过牛顿-欧拉方程建立四旋翼飞行器动力学模型,将不确定性、耦合及参数摄动等干扰作为"总和干扰",利用扩张状态观测器进行估计并动态反馈补偿,再利用非线性反馈抑制补偿残差,进行四旋翼飞行器姿态控制仿真实验。结果表明:在存在模型参数摄动和外界扰动的情况下,扩张状态观测器很好地实时估计和补偿了四旋翼飞行器的总和干扰,基于自抗扰的四旋翼飞行器姿态控制系统具有较好的动态品质、稳态精度以及较强的鲁棒性。     

5000m特大跨度悬索桥空气动力稳定性能理论研究

为研究5000m特大跨度悬索桥的三维空气动力稳定性能,首先实现了考虑竖向、侧向和扭转向三自由度自激力和静风荷载的三维全桥全模态颤振分析方法;其次根据风洞试验获得的气动参数对宽开槽和窄开槽两种方案进行了三维颤振性能分析,并与风洞试验和二维颤振分析结果进行了逐项对比,认为二维和三维颤振分析对于5000m悬索桥有可比性;然后实现了特大跨度悬索桥三维三重非线性静风性能分析方法,并对该方案进行研究发现5000m悬索桥的动力失稳先于静力失稳出现,静风稳定性能不控制设计。最终研究结论：从三维分析的角度看,中央开槽达到足够宽度的方案与窄开槽但设稳定板的方案都能给跨度达5000m的悬索桥提供足够高的颤振失稳临界风速,并能满足世界上绝大多数台风区的要求,5000m特大跨度悬索桥的设计由空气动力稳定性能控制。