星载晶振短稳对导航增强系统PPP精度的影响分析

分析星载恒温晶振（Oven Controlled Crystal Oscillator，OCXO）短稳对导航增强系统精密单点定位（Precise Point Positioning，PPP）精度的影响。本文首先介绍了OCXO短期频率稳定度的概念，然后根据其短稳特性进行噪声反演，最后建立了基于OCXO短稳噪声反演的系统PPP定位模型，将短稳量级不同的OCXO反演噪声引入模型并对系统最终PPP定位精度进行分析比较。实验表明：在无控制段调校星上时频的情况下，选用短稳量级为E-13的OCXO在中长观测时间段内（<1 000 s）可满足系统厘米级的定位需求。该分析可为低轨导航增强系统的时频指标设计提供一定参考。     

非高斯风场作用下桥梁抖振响应研究

为研究非高斯风场作用下桥梁结构的抖振响应特性，以太洪长江大桥为例，基于Hermite多项式模型，模拟了非高斯脉动风场时程，计算了不同平均风速下不同非高斯特性脉动风场的抖振响应。结果表明：非高斯风场作用下结构响应的幅值和均方根值均比高斯风场更大，非高斯特性越强，均方根值越大；随着平均风速的增加，风场峰度对结构响应均方根的影响逐渐明显。因此，对于非高斯风场，高斯过程假定低估了实际的响应情况。此外，不同非高斯特性脉动风场作用下，结构响应的偏度和峰度均趋近高斯过程的结果。     

某型号仪器舱组合体联合动强度试验方法

针对某型号导弹仪器舱组合体结构和设备的联合动强度考核需求，开展组合体的动强度试验方法研究:设计专门的气瓶过载弹性加载装置，实现了气瓶过载力的等效模拟；通过整舱振动试验边界模拟和传递特性分析，验证了噪声激励振动传递与机械振动传递的差异性，提出采用大刚度模拟边界代替级间段真实边界与仪器舱组合进行联合动强度试验的方法；针对3个重点结构部段提出各自的试验条件，并通过预试验和归一化输入响应的比较分析确定了舱段不同部位结构和设备的联合考核方法。该试验方法可以有效模拟由发动机脉动和气动噪声引起的声振环境，避免产品过试验，达到对舱段结构及设备的动强度考核和设备支架动特性及放大倍数评估的目的。     

气流激励下叶片振动响应分析方法

为开展气流激励下叶片振动响应分析方法研究,建立了气动激振力预估方法,采用非线性谐波法对叶排进行三维非定常流动分析,获得叶片表面的脉动压力,编制流固转换程序,计算叶片所受的气动激振力.建立了叶片气动阻尼分析方法,基于能量法和弱耦合分析法,对叶片与流场进行流固弱耦合分析,将气动力对运动的叶片所做的气动负功等效为黏滞阻尼力所...     

基于缩比模型的薄壁结构声振响应等效研究

声振试验是研究强噪声作用下结构动力学响应的一种有效方法。然而，高声强、宽频率噪声环境的试验室模拟是声振试验面临的挑战之一。为了降低声振动试验对严酷噪声环境的依赖性，本文提出了一种等效方法。根据该等效方法，缩比模型在等效外力作用下，可获得和全尺寸结构完全一致的结构响应。提出的等效方法可以评估不同类型的噪声激励，包括集中力、点声源、面声源和混响声场等激发的结构振动，而不需要模拟更宽频率的外激励。为了验证该等效方法的可靠性，研究对不同方法，包括数值计算、地面试验和等效方法等获得的结构频域响应结果进行对比，对比结果表明基于缩比模型的等效方法能准确地预测全尺寸结构的动载荷响应。此外，本研究还讨论了不同支撑边界和材料效应对等效方法的影响，进一步扩展了等效方法的适用范围。     

飞机起落架系统摆振动力学研究进展

摆振是起落架支柱侧向运动与围绕支柱的扭转运动相互耦合产生的自激振动，对飞机地面滑行的操纵性与安全性等具有很大的危害，是起落架系统设计中重点关注的动力学问题之一。摆振主要有“轮胎型”和“结构型”2类，可以采用动力学理论建模、多体动力学数值分析与全尺寸物理试验等方法对起落架系统的摆振特性进行研究，已发展了线性与非线性理论建模方法和数值工具，建立起了起落架摆振试验系统，也开展了全机瞬态激励下的滑跑稳定性试验。为防止摆振问题的产生，在认识摆振机理的基础上，研究者广泛而又深入地研究了起落架设计参数、轮胎参数、机体特性等对滑跑动响应与稳定性的影响，在获得各种设计参数对起落架摆振稳定性影响的基础上，发展了摆振动力学优化设计方法和智能器件与半主动/主动控制的摆振抑制方法，并开展了试验验证或装机演示验证。结合未来飞机平台的发展和起落架技术的创新，对起落架摆振动力学问题的未来发展方向进行了展望。     

基于改进终端SMC和SMO的SRM瞬时转矩控制

针对开关磁阻电机(SRM)常规终端滑模控制器（SMC）响应速度慢和传统滑模观测器（SMO）存在的抖振问题，提出一种基于改进终端SMC和变速趋近律SMO的SRM瞬时转矩控制（DITC）方法。设计了电机速度误差可快速收敛的改进非奇异快速终端滑模面和可自适应调整趋近律速度的变速幂次趋近律，利用等效控制法，得出了连续非奇异控制律。通过Lyapunov函数证明了该系统的稳定性和有限时间收敛性。设计了变速趋近律SMO以实现SRM无位置传感器控制。采用双曲正切函数作为切换函数，并引入快速幂次趋近律作为SMO速度观测的趋近律，克服了传统SMO固定开关增益带来的抖振和收敛速度问题。通过Lyapunov函数证明了SMO运行的稳定性。仿真和实验验证了所提方法的有效性。结果表明：与常规终端SMC相比，改进终端SMC能够在0.07 s内实现对期望转速的跟踪，调节时间减少了0.04 s，并且系统稳定时转速波动降低了0.5 r/min，具有更好的响应速度和稳定性。在负载突增时，系统转速可在0.02 s内调节至给定值，恢复时间减少了0.05 s，具有更好的调节性能。变速趋近律SMO能够在0.01 s内实现转速估计误差...     

输电塔钢管涡激振动控制措施的风洞试验研究

为了深入研究输电塔钢管的涡激振动特性，对安装不同设计参数扰流板的输电塔钢管进行了风洞试验。验证了输电塔钢管涡激振动临界风速和最大振幅的预测公式，并得到了扰流板外形、间距、长度、肋高等参数对输电塔钢管涡激振动抑振率的影响规律。在此基础上综合考虑材料成本、制作安装成本和抑振效果对不同设计参数下扰流板的抑振性价比进行了评估，最后基于帕累托最优解法选取了考虑成本后的扰流板最优设计方案，研究结果为扰流板设计参数的取值提供参考。     

大直径整流罩运载火箭选型抖振试验研究

运载火箭在研制初期会根据卫星的包络需求提出整流罩的包络尺寸，进而提出火箭的初步构型设计。为了预示火箭设计构型的抖振风险，需针对火箭具体的外形尺寸、箭体频率、刚度数据开展跨声速抖振试验研究的相关工作。采用全弹性模型的抖振试验技术，以某型火箭3种5 m级直径整流罩构型为研究目标，通过开展2个方向的抖振试验，采用特征系统实现算法，评估3种火箭构型的抖振风险。研究结果表明：5.2 m直径整流罩+3.35 m直径三级构型一阶弹性模型对来流的响应时间短、响应幅值低，一阶和二阶弹性模型的气动阻尼值均大于零，可作为中国未来中型运载火箭大直径整流罩构型的外形设计方案。     

ARJ21-700飞机完成高速特性等高风险操稳局方审定试飞科目

<正>2014年1月17日,ARJ21-700飞机104架机在完成一架次飞行后顺利降落,标志着新支线飞机高速特性、失配平、抖振和抖振边界等高风险操稳局方审定试飞科目圆满完成。从1月7日到17日,104架机共飞行14架次,共计25小时58分,充分验证了飞机在大速度、高过载系数和大迎角条件下的操纵品质和飞行特性,