基于声阵列信号的风扇喘振先兆特征识别

提出了一种基于麦克风声阵列信号的航空发动机风扇喘振先兆特征识别方法,有效避免了传统侵入式传感器在测量过程中对管道流场产生的外来干扰.开展多级风扇试验器由稳定旋转至喘振的瞬态测试试验,利用短时傅里叶分析、频谱分析和声模态分解的方法,对喘振先兆特征实现了辨识.结果表明:风扇在进入喘振前有非同步共振频率的强烈单音噪声,约为叶...     

圆柱扰流非定常流动流场动力学模态分解

为了解圆柱扰流中的大尺度有序运动特征,采用非定常数值仿真方法对圆柱扰流进行了研究,通过短时傅里叶变换方法对流场内典型监测点进行了时频分析,并引入DM D方法对非定常流场进行分析,获取了各阶流场模态的频率及分布特征.结果表明:DM D方法提取的模态频率与圆柱后方典型监测点时频分析得到的频率吻合较好,1阶模态表现为圆柱后方...     

三明治结构挠性传动系统的自耦PID控制

针对三明治系统的弱阻尼挠性模态引起的机械谐振问题及齿隙非线性因素的影响,提出一种基于自耦PID(auto-coupling proportional-integration-differential, ACPID)控制理论思想的控制方法.该方法首先将三明治系统已知或未知动态、非线性死区引起的不确定因素定义为一个总扰动,并将4阶非光滑非线性三明治系统等价映射为一个4阶线性扰动系统,然后建立了以总扰动为激励的受控误差系统,根据ACPID控制理论思想设计了基于速度因子的ACPID控制系统,最后分析了ACPID控制系统的鲁棒稳定性和抗扰动鲁棒性.仿真结果表明ACPID控制系统的有效性,不仅有良好的动态品质与稳态性能,而且有良好的抗扰动鲁棒性,在三明治传动系统控制领域具有良好的应用价值.     

一类非线性系统的鲁棒控制

针对一类带不确定性的非线性系统,引入坐标变换,对变换后的系统设计了变结构鲁棒控制器,在一定界的限制下,可以达到对不确定性的抑制,不确定性的界不可知时,利用自适应技术进行在线估计;利用线性化方法,对系统的滑动模态进行设计,得到了稳定的滑动模态。     

基于ANCF的挠性太阳翼动力学建模及模态辨识研究

可展薄膜结构平面太阳翼由于极具纤薄和轻柔的特性,导致其动力学性能参数显得相当复杂.为全面、准确地明晰大挠性太阳翼动力学特征对新型百公斤级低轨卫星姿态控制性能的影响,采用ANCF(absolute node coordinate formulation)索梁模型和ANCF薄膜单元构建主要挠性附件,基于索梁预应力建立大型空间可展结构的动力学模型.通过建立的动力学模型,综合考虑太阳光压力、气动阻力、重力梯度力矩和地磁力矩在内的复杂空间环境干扰,采用复模态指示函数(complex mode indication function, CMIF)进行薄膜结构平面太阳翼模态参数在轨辨识的研究.辨识结果与仿真分析结果的对比表明,CMIF方法能够有效地识别可展薄膜结构平面太阳翼的低阶固有模态,为该技术的工程实施提供了坚实的理论研究基础.     

高超声速飞行器脉冲风洞测力系统研究

吸气式高超声速飞行器具有各系统高度耦合的特点,现阶段的主要研究手段是在脉冲燃烧风洞中开展一体化飞行器带动力试验。针对脉冲燃烧风洞的特点,发展了一体化飞行器风洞试验快速测力方法。对试验模型和天平组成的测力系统进行了建模,获得了测力系统结构设计准则;采用数值仿真和锤击法获得了测力系统的模态,对试验过程中模型振动信号进行分析研究。结果表明:测力系统的振动频率满足测力要求,且其振动形式与锤击法测定模态一致。在脉冲燃烧风洞中开展的飞行器带动力试验结果表明:测力系统满足脉冲燃烧风洞测力要求,能够获得大尺度高超声速一体化飞行器气动力载荷,且满足精度要求,证明了在脉冲燃烧风洞中开展大尺度高超声速一体化飞行器技术研究的可行性。     

一种改进的航天器时变模态参数递推辨识方法

针对基于预测器的递推子空间辨识(RPBSID)方法在估计系统的状态变量时计算量较大的问题,提出一种改进的RPBSID方法并应用于航天器的时变模态参数辨识。与原算法相比,改进后的方法在求解状态量时不需要逐个时刻构建相应的Hankel矩阵,而是利用仿射投影算法(APA)实现状态量的递推估计,从而减少了辨识过程中的数据量。在此基础上,利用该状态变量递推得到时变系统的状态空间模型和模态参数。在数值仿真中,建立带有大型挠性附件的卫星动力学模型,分别考虑系统模态参数线性变化、突变和周期改变的情况,利用改进的RPBSID方法对结构的时变频率和阻尼比等参数进行了辨识。理论分析和数值仿真的结果表明这种改进的方法不仅能够有效地辨识系统的时变模态参数,而且与原方法相比具有更高的计算效率。     

金属筒形谐振陀螺的频率修调技术研究

旋转对称结构的谐振陀螺与传统的陀螺相比,具有高寿命、高稳定性、结构简单等诸多优点,然而该种陀螺在加工制造过程中产生的各种误差以及密度应力不均等缺陷,使得谐振子产生频率裂解,严重影响了陀螺性能。国内外对于频率裂解消除的技术已有一定研究,但缺乏系统化的算法指导修调过程。针对一种金属筒形谐振陀螺,推导了一套系统直观、便于指导修调过程的频率修调算法,并通过仿真验证了该算法的实用性。最后,搭建了一套基于电磁激励、声波检测的频率修调系统,按照修调算法进行了修调实验,成功将谐振子频率裂解修调至0.04Hz。     

高超声速圆锥边界层转捩纹影显示

为发展高超声速边界层转捩的试验研究手段,在中国空气动力研究与发展中心（CARDC）超高速空气动力研究所的FD-14激波风洞上开展了基于纹影显示技术的边界层转捩特性研究。试验模型为半锥角为7°的钝锥,头部钝度R_n有2.0和0.5mm两种。试验的名义马赫数为8和10,单位雷诺数变化范围为1.6×107~4.4×107m-1,高速相机的拍摄帧频20kHz。纹影显示捕捉到了第二模态不稳定波和湍流斑的空间结构。对纹影图像的灰度分布进行了功率谱密度（PSD）分析,结果表明第二模态波长约为边界层厚度的2倍。对纹影图像序列的分析表明,湍流斑波前传播速度大于波尾,并且略大于边界层外缘速度。     

轴承支撑的舵面热模态试验及支撑刚度辨识

对在大气层内及临近空间内长时间飞行的高超声速飞行器,其舵面的模态特性比固支的翼面更加复杂,除了与舵面自身的弹性模量及内部热应力有关外,还受到根部支撑刚度的较大影响,并且支撑刚度还将受到温度的影响。以轴承机构支撑的舵面为对象,考虑温度对支撑刚度的影响,建立了非固支的全动舵面支撑边界条件。通过设计舵面受热相同、支撑部位受热不同的加热工况,辨识出了连接面两侧温升对舵面支撑刚度的线性影响规律,并验证了辨识结果的有效性。结果表明：在舵面受热相同情况下,降低支撑部位的温升,可以有效减少舵面模态频率受气动加热的影响。研究结果可供安装此类舵面的飞行器防热设计参考。