运载火箭/航天器耦合分支模态综合法(上)

将运载火箭作为主结构、航天器作为分支子结构,分别采用自由界面模态展开定理和固定界面模态展开定理,导出分支模态综合法,进行运载火箭/航天器组合模型响应分析.进而,采用界面约束模态质量的界面加速度,导出航天器载荷估计方法,这时的运载火箭与航天器连接界面可以是静定的或静不定的.当仅考虑连接界面是静定的情况,界面约束模态质量将...     

大振幅升沉俯仰耦合振荡试验系统支撑机构动刚度分析

本文根据大振幅升沉和俯仰耦合振荡试验系统支撑机构设计方案建立了ANSYS有限元模型，重点进行了模态分析和谐响应分析，从而为支撑机构的方案和结构设计提供了理论依据。     

柔性航天器动力学模型的模态综合—混合坐标法建模研究

针对现代航天器中包含复合柔性结构的特点,本文通过将柔性航天器动力学建模的混合坐标法与结构动力学分析的模态综合法相结合,提出了模态综合—混合坐标建模方法。此方法拓宽了混合坐标法的应用范围,使其适用于包含刚体和复合柔性结构的航天器的动力学建模。     

用试验模态分析法研究结构的动力学特性

总结近几年该领域的发展成果，讨论用试验模态分析技术进行动力学研究和设计的理论基础及实际应用，供导弹及地面车辆总体设计人员参考，以便优化总体参数，更好适应现代战争的需要。     

基于灵敏度分析的结构动力逆向修正方法及应用

在结构动力修正诸方法中，灵敏度分析方法的应用较多，然而在很多文献中，振动模态的灵敏度公式是基于完备模态的，而工程中所能获得的只是极少数的低阶模态，因而直接应用此式会造成很大的误差，本文推导出基于非完备模态的公式，构造了结构动力修正函数，并给出一个算例，计算结果表明，该方法修正效率高，精度高。     

飞行器自适应ESO姿态控制器设计

飞行器无动力再入过程中,姿态受到气动及不确定干扰影响,控制模型具有强耦合、大范围参数摄动等非线性特征。针对再入飞行器姿态控制问题,结合扩张状态观测器（Extended State Observer,ESO）和自适应控制律,基于奇异摄动理论将非线性姿态控制模型分为快慢两回路,分别设计了飞行器内环和外环自适应姿态控制器,并通过 Lyapunov 稳定性理论证明控制器的稳定性。仿真结果表明,控制系统在强干扰及参数大范围摄动的情况下,具有较强的鲁棒性,能够获取良好的动态品质和跟踪性能。     

基于实数编码量子进化算法和模态区间数学的航空发动机设计

本文将实数编码量子进化算法和模态区间数学相结合用于解决模态区间数学中的某些难以求解的问题。应用量子进化算法进行了模态区间数学方程组的求解和模态区间矩阵的求逆,将量子进化算法和模态区间数学用于航空发动机的设计,给出了基于模态区间数学的航空发动机总体性能设计方法。这种设计方法能够考虑设计的不确定性。并以某型涡喷发动机为例进行计算,设计结果更符合实际情况。     

弱模型依赖通用智能姿态控制技术

超高速跨域飞行、敏捷机动等是新一代飞行器发展方向,而长时高速飞行产生的气动外形变化带来的气动参数大范围改变等问题,都对控制系统设计提出了更高的要求。为提高飞行器对模型不确定性的适应能力及控制方法对不同外形、复合执行机构的通用性,深入研究了弱模型依赖的通用智能姿态控制技术,分层次地开展了基于深度学习(DL)的自适应姿态控制、基于深度确定性策略梯度算法(DDPG)的通用姿态控制、弱模型依赖的多维复合控制等技术研究,显著提高了控制系统的鲁棒性和通用性,对人工智能技术在飞行器姿态控制中的应用具有一定的指导意义。