A novel none once per revolution blade tip timing based blade vibration parameters identification method

The vibration caused blade High Cycle Fatigue(HCF) is seriously affects the safety operation of turbomachinery especially for aero-engine. Thus, it is crucial important to identify the blade vibration parameters and then evaluate the dynamic stress amplitude. Blade Tip Timing(BTT) method is one of the promising method to solve these problems. While, it need a high resolution Once Per Revolution(OPR) signal which is difficult to get for the aero-engine. Here, a Coupled Vibration Analysis(CVA) met...     

柔性空间机械臂捕获卫星过程的碰撞动力学、镇定控制和柔性振动线性二次最优抑制

研究空间机械臂系统捕获卫星过程的碰撞动力学及受碰撞后不稳定系统的控制问题. 利用第二类拉格朗日方程推导得到空间机械臂系统的动力学模型. 在空间机械臂捕获卫星而受碰撞冲击过程中,利用动量冲量法评估碰撞冲击对空间机械臂系统运动状态变化的影响效应. 为使受碰撞冲击后不稳定的空间机械臂与被捕获卫星组合体系统恢复稳定,设计了线性反馈和线性二次最优复合控制算法对受碰撞冲击后空间机械臂系统进行镇定控制和柔性杆振动抑制,所提出的控制算法无需控制漂浮基的位置,从而可以节省漂浮基位置控制推进器燃料消耗. 通过数值算例模拟了碰撞冲击对空间机械臂系统运动状态的影响效应并验证上述控制算法的效果.     

在轨服务中的仿生抗冲击结构研究

针对在轨服务航天器末端执行器在抓捕目标时由于速度不匹配而产生的振动问题,本文受自然界中高速奔跑的袋鼠腿部结构启发,将嵌套仿生X形结构安装在服务航天器机械臂和抓捕机构之间,来抑制由碰撞所产生的抓捕后振动。通过对此系统在受到外冲击力下进行建模分析,并与传统的弹簧质量阻尼器和单层仿生X形结构的隔振性能进行对比,仿真结果表明,此嵌套仿生X形结构隔振系统具有更好的振动隔离效果,能够更加有效地抑制航天器抓捕后振动。     

星载TDICCD随机振动与数据处理研究

对星载TDICCD进行了随机振动试验,提出了TDICCD机体在进行宽带随机振动工程试验中必定面临的几个技术问题及处理方法,分析了振动环境与结构振动特性的关系及其对TDICCD结构的影响和危害,研究了试验的实用技术和控制方式的选择要点.根据对星载TDICCD振动信号的现场采集结果,分析了振动信号的时域划分、信号采集基本参数的选择原则,并用信号分析仪进行了数据处理,获得了该机体振动的参数,这些动态特性参数为星载TDICCD的防振、隔振提供了可靠的参考,为对机体进行有限元模态计算提供了修正和科学依据.     

绳系卫星释放及工作态动力学分析

考虑绳系卫星系统绳索质量的影响,导出三维空间动力学方程,运用Pontryagin极小值理论求出释放过程中张力优化控制规律;得到最佳释放速度变化曲线.对子星工作阶段进行动力学分析,讨论系统质心沿椭圆轨道运动与姿态运动的耦合.文中附有算例.     

Constrained adaptive neural network control of an MIMO aeroelastic system with input nonlinearities

A constrained adaptive neural network control scheme is proposed for a multi-input and multi-output (MIMO) aeroelastic system in the presence of wind gust, system uncertainties, and input nonlinearities consisting of input saturation and dead-zone. In regard to the input nonlinear-ities, the right inverse function block of the dead-zone is added before the input nonlinearities, which simplifies the input nonlinearities into an equivalent input saturation. To deal with the equiv-alent input saturation, an auxiliary error system is designed to compensate for the impact of the input saturation. Meanwhile, uncertainties in pitch stiffness, plunge stiffness, and pitch damping are all considered, and radial basis function neural networks (RBFNNs) are applied to approximate the system uncertainties. In combination with the designed auxiliary error system and the backstep-ping control technique, a constrained adaptive neural network controller is designed, and it is pro-ven that all the signals in the closed-loop system are semi-globally uniformly bounded via the Lyapunov stability analysis method. Finally, extensive digital simulation results demonstrate the effectiveness of the proposed control scheme towards flutter suppression in spite of the integrated effects of wind gust, system uncertainties, and input nonlinearities.     

挠性结构主动控制系统中执行机构配置与系统可控性的关系研究

研究了挠性结构主动振动控制系统中执行机构的配置与系统可控性的关系,针对可以简化为梁结构的挠性结构,分析了为了保证系统可控性所需要配置的执行机构的具体数目,得到了定量的结论。     

激光测振仪用于微梁和AFM探针振动测量

激光光纤测振仪将直径小于200μm的激光光斑会聚于Si微悬臂梁和AFM探针上，分别由静电场和PZT进行激振，实现了激光微结构振动特性非接触测量，并给出了测量结果。     

一种无卫星辅助的制导弹药滚转角误差修正算法

针对海军舰载制导弹药MEMS惯导系统在卫星失锁后滚转角误差较大的问题，提出了一种不依赖卫星的制导弹药误差修正算法。根据弹体高速旋转时的定轴性使得短期内弹体侧向位移为零的特点，建立了弹体发射坐标系导航误差方程。利用自适应扩展Kalman滤波估计与修正卫星失效条件下的滚转角误差。为了检测并抑制量测突变引起的随机误差，使用自适应因子来调整滤波器参数。车载模拟试验和弹道仿真结果表明，10s对准时间内，滚转角误差能够收敛到0.5°以内，满足制导弹药控制精度的要求, 降低了制导弹药飞行过程中对卫星导航的依赖，提高了系统的自主性。     

某型航空发动机机载振动监测点选择

为给出某型航空发动机机载振动监测测振点较为合理的选择方案,基于转子支承和传力特点以及该型发动机实测振动信号的分析对比,定性和定量分析了各测点振动信号对于结构故障的反映和敏感程度。得出三个测振点能够比较真实客观地反映该型发动机的振动情况,但对于不同部件的振动敏感程度各测点又有所侧重的结论。即前测点主要反映低压压气机的振动;中测点综合反映高低压转子的振动,对以高压压气机为主导的组合故障反应更为敏感;后测点主要反映低压涡轮的振动,一定程度反映高压转子的振动,对以涡轮部件为主导的组合故障反应更为敏感。结合13台次故障发动机试车台振动测试超限报警结果的统计,给出了机载测振点较为合理的选择方案。若采用单点测振应重点考虑后测点,若采用两点测振应一个为前测点,一个为后测点。