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%     

静叶角度调节对组合压气机性能优化机理

采用流线曲率法求解组合压气机的准三维流场,在叶片排前后缘及中间设置计算站,使用样条函数拟合流线;根据组合压气机结构特点,发展了适合其特性计算的损失、落后角模型及计算程序;将特性计算程序与导、静叶角度优化调节方案相结合,确定出不同设计转速下,导、静叶最佳调节角度组合.在90%设计转速,近最高效率点处,利用全三维的数值模拟手段分析了组合压气机导、静叶最佳角度调节前后流场结构变化.研究结果表明:导、静叶角度调节削弱了压气机叶片排中的激波强度,减少了损失,同时能抑制气流的分离,明显改善组合压气机的流场结构.      

一种新的捷联惯导系统圆锥误差补偿算法

旋转矢量法应用在捷联惯导系统圆锥误差补偿中,通过增加子样数能有效提高补偿精度,但子样数的增加会增加导航计算机的计算量.由于导航计算机的硬件性能限制,不可能为了获得高精度补偿性能而大幅增加子样数.因此,提出一种在不增加导航计算机负担下能提高圆锥误差补偿精度的新算法,该算法利用已解算出的当前时刻之前2个周期的姿态信息对旋转矢量进行修正,通过理论推导和实例分析比较,在同子样数下,新算法能达到高出传统算法4阶的补偿精度而不多消耗导航计算机资源.      

镍基单晶合金叶片振动特性分析

利用通用有限元程序Marc分析了单晶叶片的振动特性,考虑了取向、温度和转速的影响。计算结果表明,[111]取向的固有频率大于[001]取向的,取向对高阶固有频率的影响比低阶的大;温度升高,固有频率下降;随着转速增加,固有频率也在增加。转速对[001]取向固有频率的影响要比[111]取向的大。在工作状态下,转速对低阶频率的影响大,对高阶频率的影响则比较小。     

缘板摩擦阻尼器的减振实验研究

对叶轮机叶片缘板金属摩擦阻尼器进行了实验研究。着重研究了摩擦阻尼器对叶片的一阶弯曲振型的影响。研究表明,利用金属摩擦阻尼器可以有效地降低叶片的振动;通过合理选择阻尼器的质量(即正压力),可以最大限度地降低叶片的弯曲振动应力,即存在一最优正压力;并且随着激振力的增加,这一最优正压力也将随之增加。因此,它是叶轮机械中一种非常简单有效的减振措施。      

高速滚动轴承保持架自由振动特性研究

通过对航空发动机主轴承保持架自由振动的计算分析,表明:保持架不存在小于751.12 Hz的固有频率;在整体按圆环的规律振动的同时,过梁和侧梁存在弯曲、剪切等局部振型;由于保持架的转动,存在不相等且与转动速度相关的前后行波频率,保持架可能共振的频率数目增多,而保持架又受到多种周期性的干扰,高速转动时更易激发共振,造成破坏,因此在设计中必须对保持架的振动问题给予重视.      

配置压电自感作动器复合层板的振动主动控制

采用一阶剪应变理论,对具有自感作动器的复合层板进行有限元分析,为避免自由度数太大,采用按结构模态展开的方法,给出以模态坐标为变量的状态方程,和以电流为输出的观测方程。在此基础上,考虑振动系统的外激励干扰衰减 LQG,H_∞ 控制问题。对具有四对压电薄膜的层板结构进行了数值仿真,绘制出LQG控制下和 H_∞ 控制下闭环系统控制对象的奇异值曲线,还给出持续外力作用下速度响应曲线比较,仿真结果表明控制的方法是有效的。     

振动结构的多输入/多输出实时辨识控制与试验研究

发展了一种多输入/多输出、具有实时辨识和控制能力的自适应控制方法和控制系统,并将其应用于某自由-自由结构的振动控制。采用最小均方算法统一处理系统的实时辨识与控制问题,在没有任何受控结构特征信息的情况下,实现了对结构振动的自适应控制。控制系统由TMS320C30数字信号处理器和多通道数据采集卡构成,辨识与控制方法由TMS320C30数字信号处理器实现。对周期激励,在激励信号恒频率/恒振幅、变频率、变振幅时,受控结构的振动显著减小,各传感器测得加速度的平方和为无控时的1%或更小。     

离心压缩机梳齿密封气流激振的数值模拟

把研究物体在流场中振动时的受力和运动特性的非线性振子模型,推广到转子密封系统非线性动力学问题的研究中,突出了小间隙中非定常流对转子运动的影响。对某离心压缩机转子密封系统气流激振的数值模拟及其与实际运行数据的对比,证实了本文方法的有效性,为在工程设计和操作中预防和避免气流激振的发生。      

振动辅助钻削对CFRP/钛合金叠层结构孔径阶差影响规律实验研究

在飞机部件装配过程中,CFRP/钛合金叠层结构的连接十分常见,而由于两种材料迥然不同的材料性能,导致制孔后存在孔径阶差,严重影响了CFRP/钛合金结构的疲劳强度。本文开展了低频轴向振动辅助钻削的正交实验,分析了低频振动辅助钻削工艺参数与切削力和切屑形态的关系以及工艺参数对CFRP/钛合金孔径阶差的影响。结果表明,由于低频振动辅助钻削刀具的周期性进给,钛合金切屑由连续长切屑变为扇形短屑,减少了对CFRP的扩孔效应,钻削区域切削热降低,平均轴向力降低;另外,振幅和进给量对孔径阶差的影响较为显著,而主轴转速的影响较小,且孔径阶差随着振幅的增大先减小后增大,随着进给量的增大而增大。通过试验验证和分析,确定面向孔径控制的最优工艺参数组合方案：主轴转速为600 r/min、进给量为0.02 mm/r、振幅为150μm。