挠性空间结构振动的独立模态空间最优控制方法

针对大型挠性空间结构的特性,考虑在独立模态空间内进行控制,设计模态滤波器,对从物理空间采集到的模态信息进行预滤波处理;设计模态观测器,从模态加速度中获取模态位移和模态速度;其次,利用独立模态空间理论中各阶模态相互独立解耦的特性,设计了基于最优控制的独立模态空间控制器;在此基础上,考虑外部干扰信号作用下,设计了基于模态滤波器的 次优控制器,构成了一个完整的挠性空间结构闭环主动振动控制系统。对简化的桁架和单翼帆板结构振动控制进行了仿真验证,结果表明：两种控制器均能使振动得到有效抑制,相比传统比例积分微分控制器最大振幅减小约一半,且具有一定的抗干扰能力。     

多旋翼无人飞行器必要建模因素

近年来多旋翼无人飞行器(UAV)成为了小型无人飞行器发展的热门领域,而学界对于多旋翼飞行器飞行力学建模与飞行力学特性分析的研究还相对较少。针对相关研究需求,基于传统旋翼模型,建立了适用于多旋翼无人飞行器的飞行力学模型,并利用此模型对多旋翼无人飞行器悬停模态特性进行了初步分析,结果显示多旋翼飞行器模态稳定性明显弱于传统直升机,且横向Phugoid模态取代了荷兰滚模态。随后利用弱耦合系统理论与纵向模态简化模型,对多旋翼建模过程中的旋翼旋转自由度(DOF)动态特性、入流模型和旋翼气动力矩的建模必要性进行了研究。分析表明,旋翼旋转自由度的动态特性在飞控增稳条件下对全机特性有着重要影响,入流分布对刚性旋翼的俯仰、滚转气动力矩有着决定性作用,而旋翼气动力矩是决定多旋翼悬停模态的重要因素,这三者在多旋翼建模分析中不能忽略。     

燃烧室宽度对煤油旋转爆震波传播模态的影响

为研究基于煤油的旋转爆震波的传播特性,以煤油和含氧量40%的富氧空气作为燃料和氧化剂,对基于燃烧室外径均为100mm的无内柱燃烧室和燃烧室宽度分别为32,26,20mm的环形燃烧室开展了对比实验。不同氧化剂流量下,共观察到四种燃烧波模态,分别为爆燃模态、准稳定爆震模态、双波对撞模态和稳定旋转爆震模态。无内柱燃烧室中,氧化剂流量较低时无法维持旋转爆震波的稳定传播,出现爆燃模态和准稳定爆震模态;当氧化剂流量超过154g/s时,可以得到稳定旋转爆震模态,旋转爆震波峰值压力超过0.7MPa,平均传播速度为1750m/s。对于环形燃烧室,旋转爆震波的传播速度仅为1245~1465m/s,明显低于无内柱燃烧室中的传播速度。随环形燃烧室宽度减小,对应旋转爆震波模态的工况范围更窄,传播速度更慢。在本研究对应的工况范围内,增大燃烧室宽度,更有利于基于煤油的旋转爆震波的稳定传播。     

电机定子系统振动模态的研究分析

针对电机定子系统的振动与噪声特性,利用Ansys有限元仿真软件对电机定子系统三维模型进行模态仿真,得到电机定子系统的固有频率与振形,并通过试验对仿真结果进行验证。同时,对电机进行电磁仿真,分析其气隙磁密与电磁力谐波,得到电机内部电磁力各次谐波频率。将电磁力谐波频率与电机固有频率进行对比,确保电磁力谐波不会引起电机定子系统共振。验证了电机结构的合理性,为同类产品的设计优化提供了一定的参考价值。     

一种新型的内置式永磁同步电机无位置传感器控制策略

针对内置式永磁同步电机(IPMSM)在低速域运行时模型参考自适应观测器对电机参数变化敏感、位置检测精度低以及鲁棒性差等缺点,提出了通过利用电机本体的参考模型和相应可调模型的差值构造滑模面,取代了传统模型参考自适应观测器中采用PI调节器作为自适应机构的做法,并且采用模糊控制器自适应调整滑模增益以抑制滑模运动的抖振。在MATLAB/Simulink环境下搭建了仿真模型。仿真表明:在外部扰动以及电机参数变化时,估计转速和转子位置均能跟踪到实际的转速和转子位置。     

采用DMD方法研究叶栅不同攻角的拟序结构

为分析平面叶栅分离流非定常拟序流动特征,对三个不同攻角下的叶栅进行了单通道的大涡模拟仿真,并采用动力模态分解（DMD）三个工况的流场结构进行了分析。DMD方法对包含复杂时空信息的叶栅分离流流场进行了解耦,剥离出了反映流场主要动力信息的模态,获得了其频率和与之对应的空间结构。并且通过DMD方法,将原本需要研究大量不同时刻的流场,转移到仅需要对少量模态的研究即可,实现了保留主要动力特征的低维近似。通过DMD分析表明:气流经过叶片前缘产生流动分离,形成不稳定的剪切涡结构,它和尾迹区脱落涡相互耦合,并形成新的拟序结构。随着攻角的增大,前缘剪切涡及其与尾迹涡的耦合也同时增强,流场变得更加复杂。      

跪式起落架结构参数对直升机滚转模态频率影响的研究

铰接式单旋翼直升机的滚转模态是影响地面共振最关键的模态。文章针对跪式起落架结构和力的非线性特点,计算了起落架轮轴垂向力与缓冲支柱轴向力的传递系数。利用缓冲支柱及轮胎的静压缩试验数据,采用迭代计算的方法进行了全机地面平衡计算。基于刚度和阻尼等效计算原则,提出了跪式起落架系统的等效刚度和等效阻尼计算方法。通过对UH-60直升机仿真计算可知,摇臂外撑一定角度、缓冲支柱及轮轴长度增加、缓冲支柱与机身连接点下移能够不同程度的提高机体滚转模态频率。若将摇臂撑开30°,缓冲支柱伸长0.2 m,轮轴伸长0.2 m时,机体滚转模态频率可从3.54Hz提高到4.35Hz,比设计改进前提高了22.8%。通过改进起落架结构参数设计提高机体滚转模态频率,能够有效改善直升机的地面共振特性。     

模态选取对静气动弹性分析的影响

静气动弹性研究中关于结构的分析通常采用柔度法和模态法。相比技术成熟、计算量大的柔度法,模态法具有阶次低、求解快和便于试验验证的优点。但其作为近似的分析方法,在工程应用中需要一定的经验,尚缺乏模态选取的准则,该研究的目的是为模态法的工程应用提供模态选取的定量评价标准。针对某典型飞行器进行升降舵效率、副翼效率及气动导数弹性修正等分析,提出模态影响系数的概念来评估模态的选取对这些气动弹性分析的影响。结果表明,模态影响系数指标合理,能够反映模态选取对静气动弹性特性的影响,可以作为模态法中模态选取的定量评价指标。     

基于扩展状态观测器的电动负载模拟器反演滑模控制

针对电动负载模拟器中存在的强位置扰动、摩擦、间隙非线性以及参数时变等不确定干扰,提出了一种基于扩展状态观测器的反演滑模控制策略。基于反演设计的思想,将电动负载模拟器分解为负载力矩子系统和永磁同步电机驱动子系统。对负载力矩子系统,利用带有滤波器的扩展状态观测器,消除量测噪声对系统的影响,同时估计出系统中存在的干扰,而后采用比例趋近滑模控制律,得出负载力矩子系统所对应的虚拟控制量;对永磁同步电机驱动子系统,利用常规扩展状态观测器估计出子系统中的复合扰动,采用非奇异终端滑模控制律,消除观测误差以及干扰对系统的影响,并得出系统所需的最终控制量。最后,利用李雅普诺夫方法证明了电动负载模拟器的稳定性,并通过实验验证了所提方法的有效性。     

减载加速度计组合减振设计与分析

运载火箭飞行过程中振动量极大,影响减载加速度计组合输出精度,必须加上减振器才能满足系统指标的要求。同时,为了实现减载加速度计组合小型化、轻量化的要求,采用四点减振的减振方案,介绍了减载加速度计组合减振设计过程,并采用ANSYS有限元软件分析了减载加速度计组合未采用减振系统情况下的模态、应力和加速度响应。通过在减载加速度计组合底座上安装4个减振器,使用电磁振动台对减载加速度计组合3个方向进行正弦振动及随机振动试验。试验结果表明,减载加速度计组合采用的四点减振形式可以有效地隔离振动,减载加速度计组合输出精度满足系统提出的零偏均值小于4mg的指标要求,减振器指标设计合理。