摘要：压电陶瓷叠层作动器的迟滞蠕变非线性特性严重影响了控制系统的稳定性及动态跟踪精度。针对其迟滞蠕变非线性补偿控制问题,提出了一种高精度动态补偿压电陶瓷叠层作动器非线性特性的自适应混合补偿控制方法,即迟滞蠕变前馈补偿与自适应滤波反馈补偿结合的前馈-反馈混合控制方法。采用改进的Prandtl-Ishlinskii(Modified PrandtlIshlinskii,MPI)模型对压电陶瓷叠层作动器迟滞蠕变非线性特性进行精细化建模,并得到其逆补偿模型进行前馈补偿。根据前馈补偿误差,采用自适应滤波反馈控制对输入信号进行实时调控,实现对压电陶瓷叠层作动器的迟滞非线性及lg(t)型蠕变特性的实时精确补偿控制。数值仿真与实验结果表明,相比于常规前馈迟滞蠕变补偿,所提出的自适应混合补偿控制方法可以有效降低压电陶瓷叠层作动器的迟滞补偿误差,极大提高了迟滞蠕变非线性动态跟踪精度以及自适应性。

摘要：确定飞机在抖振工况下的限制载荷是现代飞机动强度设计分析的关键步骤之一。运用次序统计和长期极值估计理论的极值Ⅰ型分布和Ⅲ型分布,在风洞试验数据基础上,分别应用最小二乘法和最大似然估计法进行极值模型的参数估计,并根据预设的重现期指标进行了某型飞机尾部结构抖振设计载荷的极值估计。探讨了极值分布概率模型、估计方法和样本数量对抖振载荷极值估计结果的影响。提出了实现准确有效极值估计的样本数量基本要求的指标,根据该指标可以确定最小振动响应采集时间,以指导测试方案和数据处理方法的制定。实例分析结果表明:极值Ⅲ型分布能够较好地估计抖振试验数据的极值(相对误差在±5%以内),且进行分布模型的参数估计时,最大似然法的精度略高于最小二乘法。对比分析的结果也表明,应用传统的3σ准则进行随机振动结构的限制载荷设计可能偏危险,不适于工程应用。

摘要：相对于常规直升机,基于前行桨叶方案(ABC)速度更高的刚性共轴双旋翼直升机对旋翼翼型的气动性能要求更加苛刻,包括更高马赫数下的低阻和高阻力发散特性,并维持良好的中、低马赫数下的升阻特性以及所有状态下的力矩特性等10余项指标要求,面临高维多目标优化难题。针对该类问题,首先发展了基于核主成分分析(KPCA)的非线性目标降维技术,然后建立了基于新型多可信度多项式混沌-Kriging(AMF-PCK)代理模型的高效多目标稳健优化方法,并提出了变可信度伪期望改进矩阵(VF-PEIM)并行样本填充方法,使多目标优化设计效率和能力显著提高。利用所建立的基于新型多可信度代理模型的多目标优化方法对高速直升机7%厚度旋翼翼型进行了优化设计。设计翼型的气动表现分别与经典的OA407翼型在高、中、低马赫数下进行了全面比较,对比结果验证了提出的新型多目标优化设计方法的有效性,设计翼型高速气动特性得到了显著提升。

摘要：针对鸭式旋翼/机翼(Canard Rotor/Wing,CRW)飞机独特的气动布局,常规的分析方法及经验公式很难准确地对CRW飞机进行飞行动力学研究,通过飞行辨识对CRW飞机悬停状态特性进行了研究。首先,设计了飞行试验并获得了高质量的飞行数据,基于频率响应对CRW飞机的状态空间模型进行了简化。然后,在频域内对飞机的动力学参数进行了拟合优化,获得了CRW飞机悬停状态的动力学模型,并用飞行数据对所建模型进行了验证。最后,用辨识所得参数与常规直升机悬停状态时的参数进行了对比。结果显示悬停时CRW飞机的操纵导数和阻尼导数均比常规直升机小,经分析,操纵导数的减小主要是CRW飞机独特的旋翼设计所致,阻尼导数减小的原因主要是旋翼气动影响以及鸭翼、平尾、垂尾的结构影响。动力学特性分析结果为CRW飞机旋翼模式总体设计的进一步优化提供了指引和参考,所建立的模型可用于控制系统设计。

摘要：首先介绍了临近空间伞张式飞艇气囊结构的组成和工作原理,针对原有伞张式气囊伸缩机构存在的受力集中问题提出了改进设计方案,然后对改进设计的伞张式气囊伸缩机构进行了多柔体动力学仿真,得到连接盘处的位移时间函数,并对20 km飞行高度的飞艇气囊结构进行有限元分析,得到气囊表面应力分布和气囊张力传递到气囊伸缩机构连接盘处的作用力,最后提出了一种多柔体动力学分析和有限元分析协同仿真方法,得到整个变形过程中气囊伸缩机构中受力最大连杆的载荷历程。通过与原有气囊伸缩机构中连杆的载荷历程进行对比,验证了改进设计方案的合理性。

摘要：以西北工业大学自行研制的摆线桨飞行器为研究对象,对简化的二维摆线桨模型进行了非定常数值模拟.在数值模拟模块中,桨叶的公转及俯仰振荡运动采用弹簧近似光滑模型和局部重划模型相结合的动网格技术来处理.重点研究了关键设计参数对摆线桨气动性能的影响,结果表明:随着桨叶数的增加,悬停气动效率提高;随着翼型厚度增加,推力变大,气动功耗减小;桨叶俯仰轴位置位于桨叶弦向中部位置时的功率载荷最大,悬停气动效率最高;随着最大俯仰角增大,气动功耗逐渐增加,悬停气动效率降低;当桨叶上、下半周最大俯仰角之和一定时,采用上半周最大俯仰角小的设置时,推力和气动功耗较大,悬停气动效率也更高.

摘要：介绍类别形状函数(CST)方法的三维实现,分析其数学性质,提出分块CST参数化方法,保留CST方法的特性,实现了分块曲面之间的光滑连接。在确保曲面描述精度的情况下,对于形状复杂度不同的曲面,分块CST方法可以有效地减少参数个数;对于类别形状性质不同的曲面,也可以实现曲面的整体参数化建模。基于分块CST参数化方法、遗传算法和气动力快速计算方法,对类乘波翼身组合飞行器进行了优化设计,优化后气动性能改善明显。设计结果表明分块CST方法设计变量少、表达复杂外形能力强,有效地扩展了CST方法的应用范围。

摘要：针对同时存在随机基本变量和模糊基本变量的结构,提出了一种模糊可靠度隶属函数求解的迭代线抽样方法。所提方法首先求得给定隶属度水平下模糊基本变量的取值域。然后通过优化建模和迭代策略,求得使功能函数取最值的模糊基本变量取值点,并求得对应的缩减后的随机变量空间内功能函数的设计点。最后基于功能函数最值对应的模糊基本变量取值点及其相应的设计点,运用线抽样法求得给定隶属水平下可靠度值的上界、下界,进而得到模糊可靠度的隶属函数。对于每个给定隶属度水平对应的模糊变量取值域,所提方法通过寻找功能函数的最值代替寻找可靠度最值的策略,大大降低了计算量。另外,所提方法通过迭代过程保证功能函数最值对应的设计点收敛于可靠度最值对应的设计点,并通过线抽样方法来求解相应的可靠度,可以保证算法具有较高的精度。该文算例将对所提算法的优越性进行验证。

摘要：针对跨声速宽体客机机翼、机身、短舱、挂架、平尾、垂尾全机构型中各部件之间存在的气动干扰和力矩耦合问题,采用多块拼接自由变形(FFD)方法进行全机多部件的参数化,利用雷诺平均Navier-Stokes方程(RANS)进行流场求解,结合离散伴随技术和序列二次规划优化算法进行考虑短舱安装参数变化和平尾配平的气动外形优化设计。经过优化之后,短舱附近机翼的压力分布形态变光顺,设计点阻力减小3.82%,并且获得了无激波的压力分布形态。

摘要：针对非定常流固耦合设计、分析问题所面临的计算效率与精度、鲁棒性之间的矛盾,采取将Chebyshev谱方法与基于非定常面元和几何非线性梁有限元模型的流固耦合分析方法相结合的方式,建立了针对大展弦比机翼非定常流固耦合优化设计问题的,可与伴随方法相结合的时间谱方法。Chebyshev谱方法直接对流固耦合的控制方程进行处理,利用Chebyshev算子替换系统状态变量,将非定常问题转化为Chebyshev控制点处耦合的定常问题。通过这种方式建立的流固耦合时间谱方法具有较高的计算精度、效率和足够的鲁棒性。验证算例及Goland机翼颤振速度计算实例表明,Chebyshev谱方法的计算精度随着Chebyshev控制点个数的增加而不断增大。只需选取较少的控制点,Chebyshev谱方法便可以达到满足精度要求的计算结果。与此同时,建立的流固耦合时间谱方法不仅适用于周期性非定常问题还适用于非周期性非定常问题。