挤压式磁流变液阻尼器—转子系统的振动控制试验

以小型航空发动机的转子和支承结构为设计参考,设计和制造了一种支承在挤压式磁流变液阻尼器上的单盘转子系统,并试验研究了在不同控制电流条件下系统的不平衡响应特性。试验发现,磁拉力对一阶临界转速和临界振幅的影响可以忽略;油膜反力可降低转子系统在无阻尼临界转速处的振幅,并使临界转速增加。根据这一特性,提出用开关控制能使阻尼器具有最佳的减振效果。研究表明,挤压式磁流变液阻尼器具有结构简单、控振效果明显、反馈迅速等特点,在高速柔性转子系统的振动控制中极具应用前景。      

用传递矩阵法分析缘板干摩擦阻尼叶片的减振

针对在叶片缘板部位设置干摩擦阻尼块后的叶片减振效果问题,进行理论模型简化后,利用传递矩阵法进行分析计算。为了验证传递矩阵法的计算结果,利用ANSYS有限元程序对缘板干摩擦阻尼叶片减振进行计算。两种计算方法所得结果基本一致,说明适合于链状结构系统的传递矩阵法可以成功应于板状结构系统,且算法与结果均正确。      

基于有限元模型的飞行器柔性附件分散化滑模控制

研究分散化滑模控制在大型柔性附件振动控制领域中的应用。在设计控制系统时,滑模控制滑模面通过最小化最优价值函数得到,控制器采用饱和控制器。受控系统受到任意不可测量和不确定性外部扰动以及初始位移。分别利用分散化控制和集中控制方法对结构进行控制,仿真结果表明,当具有初始位移或受到不确定性外扰时,分散化控制非常有效。最后研究表明分散化控制方法所求解的Riccati方程数量远远少于集中控制方法,特别是大系统。     

航天器动力学环境试验故障诊断专家系统

文章概述了对卫星及星上组件进行振动环境试验现有的故障诊断方法,并阐述了建立经济、有效的航天器故障诊断专家系统的重要性。提出了航天器故障诊断专家系统的研究方案,并通过对卫星结构模型的应用,验证了将小波系数作为故障诊断特征向量的可行性。利用此系统可在航天器研发过程中提高航天器结构的可靠性,缩减用于排查故障的时间与财力,缩短卫星研制周期。     

NASA将在原动力学试验站完成Ares火箭的地面振动试验

NASA马歇尔空间飞行中心原有的动力学试验站将在2011年应用LMS试验软件完成全尺寸Ares发射系统的地面振动试验（GVT）。这个大型火箭的振动试验是利用柔软的悬挂系统将空间飞行器“悬浮”在无约束环境里进行。该设施最早建于1964年,它作为阿波罗载人登月计划的一部分,为进行土星V的火箭振动试验而建的,     

防空导弹侧向通道过载变结构控制设计及仿真

针对以大攻角飞行防空导弹三通道间严重的交叉耦合和气动参数剧烈的非线性变化,将三通道间的耦合等效为单通道的等效舵偏干扰,气动参数的非线性变化等效为标称参数的摄动,设计了一种变结构控制器,并以最大静不稳定点为弹道特征点进行了仿真.结果表明:该控制器具较高的稳态精度,能抑制一定的干扰和气动参数摄动.     

可压缩修正的k-ε模型数值模拟喉道变形的推力矢量喷管

提出利用智能可变形材料,通过喷管喉道变形,实现喷管的推力矢量控制.将标准的后k-ε双方程湍流模型进行可压缩性修正,对喉道二次流矢量喷管进行了数值模拟,并与实验结果进行比较,发现可压缩修正的k-ε双方程模型较标准k-ε模型、单方程模型具有更好的计算结果;同时,利用修正的湍流模型对基于喉道智能变形的推力矢量喷管进行数值模拟,结果表明该推力矢量控制方法较喉道二次流推力矢量喷管具有更好推进效率,但推力矢量角度控制范围降低.     

飞机结构的随机振动疲劳分析方法

飞机使用中经常会遇到因为结构振动而产生的疲劳破坏现象。飞机结构的振动疲劳分析是进行飞机结构动力学设计的重要设计分析手段。本文通过对国内外几十年来形成的主要的振动疲劳分析方法进行了归纳整理,为飞机设计和维修提供振动疲劳的设计与分析技术支持。     

整星隔振技术的原理分析

用刚度—质量—阻尼模型分析在地面振动试验条件下带隔振器的卫星振动传递函数,得 到隔振前后振动传递函数与卫星模态阻尼、卫星频率下降率和隔振器损耗因子的关系。据此 关系,从抑制共振响应峰值和隔离中高频振动两方面提出了整星隔振器刚度和阻尼设计的若 干准则。     

压电主动杆Maxwell动力学建模与鲁棒H∞控制研究(英文)

未来高性能航天器迫切需要基于压电作动的主动减振控制。针对压电作动器和检波器组成的主动杆系统,基于控制目的,推导了作动器Maxwell动力学模型,为了更好的反映检波器噪声和低频较差性能带来的影响,采用同价的SUITE动杆的系统辨识模型设计了H∞控制器,仿真结果表明H∞控制器对100Hz的正弦扰动有效隔离73% (11.4dB),对频带250Hz的白噪声有效隔离70%