三维球坐标系下重力波波包非线性传播过程听数值研究

采用全隐欧拉（FICE）格式，对三维球坐标系下重力波波包在中层大气的非线性传播过程进行了数值模拟，模拟结果完整地反映了重力波波包在中层大气的非线性传播过程，并与线性重力波理论进行了定量比较。     

非线性弹性理论余能原理的注记

指出非线性弹性理论中余能原理泛函中的位移场可由变分约束方程，即平衡方程和力和边界条件解出为Ｋｉｒｃｈｈｏｆｆ第二应力张量的函数，仅以应力张量为独立变分量的纯粹的余能原理是存在的。通过一般一维问题及三维精形简例，说明了分析的正确性。     

行波管非线性失真和交调干扰分析及其软件实现

行波管功率放大器(TWTA)是卫星通信星载系统中重要的高功放元件,TWTA的非线性特性会使多载波信号产生交调成份,导致交调失真、邻道干扰,影响通信系统的性能。通过建立基于TWTA的AM-AM与AM-PM效应的非线性模型,采用V isual C 6.0,开发了可根据TWTA参数动态建立非线性模型并能对任意载波信号产生的交调干扰进行分析的软件,对实际应用具有一定价值。     

基于融合算法的航空发动机涡轮前温度最优控制

涡轮前温度是航空发动机的关键控制参数之一,在保持发动机推力不变的前提下,降低涡轮前温度可以有效提高发动机使用寿命,涡轮前温度最优控制是降低涡轮前温度的有效技术途径.本文研究了航空发动机涡轮进口温度的在线优化问题,并根据该优化问题的特点,提出了一种基于小生境遗传算法(NGA)与非线性规划(NLPQL)相结合的混合优化算法...     

舰面状态直升机机体在起落架上的固有频率分析

针对起落架缓冲支柱和轮胎的非线性特性,应用等效线性模型,提出一种预估刚性机体在弹性起落架上的固有频率计算方法。利用缓冲支柱和轮胎的刚度和阻尼试验数据,采用循环迭代方法计算了机体耦合振动的固有频率;分析了直升机重量、旋翼拉力、舰面运动状态、舰面风力等因素对机体模态固有频率的影响。对最不稳定的机体侧向二阶模态而言,最大设计重量和大升力状态时其固有频率最低,与最小重量、零升力状态相比其稳定转速余度减少约133 r/min;文中假设的舰面运动状态和舰面风力对机体模态的固有频率影响很小,而采用纵、横侧向独立的简化模型来预估机体模态固有频率具有足够的精度。     

含有非解析子模块的非线性系统控制

针对模型中含有非解析子模块的非线性系统,提出了一种预测控制的设计方法。首先建立了与传统广义预测控制(Generalized predictive control,GPC)的联系,探讨了针对含有非解析子模块的非线性系统控制对性能指标的选取原则,并由此推导出了最优预测控制器,并进一步讨论了控制器的实施问题。由于所提出的设计方法不需要对非线性系统求逆,因此具有较低的计算复杂度。对两节机械手臂的仿真研究验证了所提出的设计方法的有效性。     

1 种软轴推拉钢索运动关系的建模分析方法

为解决软轴推拉钢索在航空发动机反馈机构中运动关系的传递缺乏有效分析方法的问题,根据软轴推拉钢索的结构特点,构建了软轴推拉钢索的运动关系传递模型。通过对采用软轴推拉钢索的高压压气机静子可调叶片角度反馈机构进行建模,获得了高压压气机静子可调叶片角度反馈关系曲线,并采用带约束的非线性优化方法对关系曲线进行了优化设计。结果表明:基于软轴推拉钢索位移绝对值构建的运动关系传递模型能够有效的对其运动关系实现建模和分析。     

一种非线性模型下的复合材料螺栓连接失效分析

复合材料螺栓连接结构已广泛应用于飞机结构件,研究其拉伸失效问题具有重要意义。结合Hashin失效准则、能量耗散率方法、Puck失效准则和材料损伤连续退化方法,建立一种包含面内损伤和层间损伤的复合材料三维非线性模型;将含开孔层合板准静态拉伸试验结果与有限元数值模拟结果进行对比,两者之间的应力应变响应及最终断裂失效模式一致,证明该本构模型是有效的;在此基础上,对复合材料单钉双搭接螺栓连接结构进行拉伸失效分析。结果表明:数值模拟所得位移载荷响应与试验结果吻合良好,极限拉伸载荷误差不超过5%,满足工程应用要求;加载过程中的孔边变形和损伤累积使得螺栓连接结构整体刚度下降,其最终破坏模式为中搭接板挤压失效。     

转速比对双转子系统非线性动力学特性影响

以航空发动机双转子系统为研究对象,考虑挤压油膜阻尼器以及中介轴承的非线性力,通过有限元法和固定界面模态综合法建立了双转子系统的耦合动力学模型。利用仿真计算分析了转速比对转子系统非线性响应特性的影响。研究表明:响应中能观察到较明显的交叉激振现象;响应中除了内外转子的不平衡激励频率之外,还出现了两者的组合频率,但不同转速比情况下的组合频率不同;同向旋转情况下的临界转速均不小于反向旋转;转速比对转子系统的轴心轨迹和运动的周期性有较大影响。最后,通过试验验证了本文建模和仿真结果的正确性。     

模型参数扰动下的火星大气进入鲁棒状态估计方法

针对火星大气进入段模型参数扰动及动力学系统的强非线性影响导航系统状态精确估计问题,提出了一种模型参数扰动下的鲁棒插值滤波（DDF）方法。该方法在传统插值滤波方法代价函数的基础上,通过把扰动参数对状态估计精度影响的度量矩阵乘积的迹增广到代价函数,推导了具有解析滤波增益形式的鲁棒插值滤波方法。同时,通过实时计算进入过程中导航系统的非线性,基于系统非线性度给出了鲁棒插值滤波方法阶次自适应选取准则。只在系统强非线性阶段采用高阶鲁棒插值滤波方法,既保证状态估计精度,同时满足导航系统实时性需求。仿真结果表明,提出的鲁棒插值滤波方法比传统的一阶插值滤波方法估计精度更高,能达到二阶鲁棒插值滤波方法的估计精度,比整个进入过程采用二阶鲁棒插值滤波方法具有更高的解算效率。