【摘 要】
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风洞试验是进行飞行器设计必不可少的环节之一。通过模拟飞行时飞行器周围的流场情况,风洞测试能够得到飞行器的阻力、升力等空气动力学参数。在风洞测试中,悬臂式尾支杆结构由于结构简单且对模型的空气动力学干扰较小而通常用于支撑飞行器模型。然而这种细长的尾支杆有着较低的固有频率,当试验的来流频率与之接近时,很容易引发大幅度且低频的共振,从而导致数据不准确,严重时甚至会破坏支撑结构,危害风洞试验的安全。目前单自
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风洞试验是进行飞行器设计必不可少的环节之一。通过模拟飞行时飞行器周围的流场情况,风洞测试能够得到飞行器的阻力、升力等空气动力学参数。在风洞测试中,悬臂式尾支杆结构由于结构简单且对模型的空气动力学干扰较小而通常用于支撑飞行器模型。然而这种细长的尾支杆有着较低的固有频率,当试验的来流频率与之接近时,很容易引发大幅度且低频的共振,从而导致数据不准确,严重时甚至会破坏支撑结构,危害风洞试验的安全。目前单自由度振动主动控制的研究较为成熟,而飞行器模型很多是如火箭、导弹等回转体,这种振动不仅会发生在俯仰方向上,同时也会发生在偏航方向上。多自由度振动主动控制不仅需要新的减振结构,还要解决振动耦合等问题。为了抑制俯仰和偏航平面上风洞尾支杆的振动,本文建立了基于压电叠堆的多自由度系统识别与振动主动控制系统,主要研究内容如下:（1）设计了基于压电叠堆的多自由度减振结构,提出了一种基于应变-位移转换矩阵（SDT,Strain-Displacement Transformation）的振动监测方法,将应变信号转换为振动位移信号。搭建了多自由度减振实验平台,编写了振动监测方法的验证程序,实验结果证明了其有效性。（2）分别使用步进正弦算法及线性调频Z变换（CZT,Chirp Z-Transform）算法,对风洞尾支杆多自由度结构进行了系统识别。利用敲击的方法并结合PD工程经验整定法,对系统识别结果的正确性进行了验证。（3）根据系统识别的结果设计了控制器。利用经典PID算法和自整定神经网络PID算法,对尾支杆多自由度结构进行实时控制,控制效果良好,验证了算法的实际控制效果及实用性。
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