结构振动的直驱式AMD控制系统建模及数值分析
结构振动的直驱式AMD控制系统建模及数值分析
结 构 振 动 的 直 驱 式 ＡＭ Ｄ 控 制 系 统 建 模 及 数 值 分 析
刘 军 龙 ，张春 巍 ，欧 进 萍
（． １ 哈尔 滨 工 业 大 学土 木 工 程 学 院 ，黑 龙 江 哈 尔 滨 １０ ９ ；． 连 理 工大 学 土 木 水 利学 院 ，辽 宁 大 连 １６ ２ ） ５ ００ ２ 大 １０ ４
和 民用工业 上得 到 了广泛 的应压 驱 动 ＡＭＤ 控 制 系 统 的应
用。 电机虽 然对 液压 驱动作 了一些改 进 ， 由于它需 但 要借 助于机 械传 动部 件 （ 如齿 轮 、 丝杠 、 或 或皮 带 ） 等 中 间环 节 ， 存 在 诸 如 响应 慢 、 制精 度 低 、 程受 仍 控 行
的 ＡＭＤ 控 制 系 统 ， 现 结 构 振 动 的主 动 控 制 。 实
关键 词 ：结 构 振 动控 制 ； 震 响 应 主 动 控 制 ； 地 ＡＭＤ 控 制 ；直 驱 式 容 积控 制 ； 一 速 模 型 力 转
中 图分 类 号 ： ＴＵ３ ２ １ ５ ． 文 献 标 识 码 ：Ａ 文 章 编 号 ：１ ０ — ５ ３ ２ ０ ） ４ ０ ２ — ６ ０ ４ ４ ２ （ ０ ８ ０ — ３ ３ ０
直驱 式容 积控 制作 动器 的组 成 如 图 １所示 。这
高效 、 体积 小 、 速 范 围宽 、 制精度 高等 优点 ， 调 控 研究
利用 直驱 式容 积控 制伺 服系统 代 替传统 的液压 系统
以 代 替 使 用 伺 服 阀的 传 统 电液 伺 服 系 统 ［ 。１ ９ ２ ９７ ］
年， 日本 福 山制 铁所 运 用 直驱 式 容 积控 制 伺 服 系统 改造 连铸设 备 ， 节能效 果 明显 ， 改造后 的 电费仅 为 改
基于CFD
第８卷㊀第６期２０２３年１１月气体物理ＰＨＹＳＩＣＳＯＦＧＡＳＥＳＶｏｌ.８㊀Ｎｏ.６Ｎｏｖ.２０２３㊀㊀ＤＯＩ:１０.１９５２７/ｊ.ｃｎｋｉ.２０９６￣１６４２.１０８８基于ＣＦＤ/ＣＳＤ耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析李泳德ꎬ㊀郭㊀力ꎬ㊀季㊀辰(中国航天空气动力技术研究院ꎬ北京１０００７４)ＣｈａｒａｃｔｅｒｉｚａｔｉｏｎｏｆＴｒａｎｓｏｎｉｃＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃＤａｍｐｉｎｇｏｆＲｏｃｋｅｔｓＢａｓｅｄｏｎＣＦＤ/ＣＳＤＣｏｕｐｌｉｎｇＬＩＹｏｎｇ￣ｄｅꎬ㊀ＧＵＯＬｉꎬ㊀ＪＩＣｈｅｎ(ＣｈｉｎａＡｃａｄｅｍｙｏｆＡｅｒｏｓｐａｃｅＡｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｓꎬＢｅｉｊｉｎｇ１０００７４ꎬＣｈｉｎａ)摘㊀要:随着新型大推力火箭的发展ꎬ弯曲模态频率的不断降低ꎬ以及流动分离和跨声速飞行时产生的激波震荡等因素ꎬ其在跨声速飞行过程中更容易出现非定常振动发散ꎮ文章以某带助推的运载火箭模型为研究对象ꎬ通过数值计算获取火箭强迫振动时的气动阻尼ꎬ并对影响火箭气动阻尼的因素进行了分析ꎮ包括结构节点位置㊁振动振幅大小㊁脉动压力等ꎮ研究表明:助推主要起到增大气动阻尼的作用ꎻ前节点主要影响收缩段的气动阻尼ꎻ振动振幅大小和脉动压力对气动阻尼的影响可忽略不计ꎮ关键词:气动阻尼ꎻ数值计算ꎻ跨声速ꎻ气动弹性ꎻ运载火箭㊀㊀㊀收稿日期:２０２３￣０９￣２５ꎻ修回日期:２０２３￣１０￣２３第一作者简介:李泳德(１９９５￣)㊀男ꎬ工学硕士ꎬ助理工程师ꎬ主要研究方向为气动弹性分析ꎮＥ￣ｍａｉｌ:５６２０６４１６９＠ｑｑ.ｃｏｍ通信作者简介:季辰(１９８２￣)㊀男ꎬ工学博士ꎬ研究员ꎬ主要研究方向为气动弹性力学ꎮＥ￣ｍａｉｌ:ｊｉｃｈｅｎ１６７＠ｈｏｔｍａｉｌ.ｃｏｍ中图分类号:Ｖ４７５.１㊀㊀文献标志码:ＡＡｂｓｔｒａｃｔ:Ｗｉｔｈｔｈｅｄｅｖｅｌｏｐｍｅｎｔｏｆｎｅｗｈｉｇｈ￣ｔｈｒｕｓｔｒｏｃｋｅｔｓꎬｔｈｅｄｅｃｒｅａｓｉｎｇｆｒｅｑｕｅｎｃｙｏｆｔｈｅｂｅｎｄｉｎｇｍｏｄｅｓｏｆｔｈｅｒｏｃｋｅｔꎬａｓｗｅｌｌａｓｔｈｅｆａｃｔｏｒｓｓｕｃｈａｓｆｌｏｗｓｅｐａｒａｔｉｏｎａｎｄｓｈｏｃｋｏｓｃｉｌｌａｔｉｏｎｓｇｅｎｅｒａｔｅｄｄｕｒｉｎｇｔｒａｎｓｏｎｉｃｆｌｉｇｈｔｍａｋｅｉｔｍｏｒｅｐｒｏｎｅｔｏｎｏｎ￣ｃｏｎｓｔａｎｔｖｉｂｒａｔｉｏｎ.Ｉｎｔｈｉｓｐａｐｅｒꎬａｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｍｏｄｅｌｗｉｔｈｂｏｏｓｔｗａｓｔａｋｅｎａｓｔｈｅｒｅｓｅａｒｃｈｏｂｊｅｃｔꎬａｎｄｔｈｅａｅｒｏｄｙ￣ｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｏｆｔｈｅｒｏｃｋｅｔｄｕｒｉｎｇｆｏｒｃｅｄｖｉｂｒａｔｉｏｎｗａｓｏｂｔａｉｎｅｄｔｈｒｏｕｇｈｎｕｍｅｒｉｃａｌｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ.Ｔｈｅｆａｃｔｏｒｓａｆｆｅｃｔｉｎｇｔｈｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｏｆｔｈｅｒｏｃｋｅｔｗｅｒｅａｎａｌｙｚｅｄꎬｉｎｃｌｕｄｉｎｇｔｈｅｐｏｓｉｔｉｏｎｏｆｓｔｒｕｃｔｕｒａｌｎｏｄｅｓꎬｔｈｅｍａｇｎｉｔｕｄｅｏｆｖｉｂｒａｔｉｏｎａｍ￣ｐｌｉｔｕｄｅꎬｐｕｌｓａｔｉｎｇｐｒｅｓｓｕｒｅａｎｄｓｏｏｎ.Ｔｈｅｓｔｕｄｙｓｈｏｗｓｔｈａｔｔｈｅｂｏｏｓｔｍａｉｎｌｙｐｌａｙｓｔｈｅｒｏｌｅｏｆｉｎｃｒｅａｓｉｎｇａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐ￣ｉｎｇａｎｄｔｈｅｆｒｏｎｔｎｏｄｅｍａｉｎｌｙａｆｆｅｃｔｓｔｈｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｏｆｔｈｅｃｏｎｔｒａｃｔｉｏｎｓｅｃｔｉｏｎ.Ｔｈｅｖｉｂｒａｔｉｏｎａｍｐｌｉｔｕｄｅｓｉｚｅａｎｄｔｈｅｐｕｌｓａｔｉｎｇｐｒｅｓｓｕｒｅｈａｖｅａｎｅｇｌｉｇｉｂｌｅｅｆｆｅｃｔｏｎｔｈｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇ.Ｋｅｙｗｏｒｄｓ:ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇꎻｎｕｍｅｒｉｃａｌｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎꎻｔｒａｎｓｏｎｉｃꎻａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｙꎻｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅ引㊀言通常情况下人们认为气动力对火箭的振动起到阻尼作用ꎬ即气动阻尼为正值ꎮ然而随着大推力火箭发展ꎬ火箭的长细比逐渐加大ꎬ导致弯曲刚度越来越小ꎬ同时为了满足有效载荷的外形要求ꎬ火箭头部整流罩尺寸不断加大ꎬ后续箱体的直径却保持不变ꎬ形成了典型的锤头体外形ꎮ国内外大量的火箭研制经验表明[１￣９]ꎬ对于此类锤头体外形火箭的气动设计ꎬ必须要进行动态气动载荷与动态气弹稳定性分析ꎬ否则设计的疏忽可能会导致火箭结构出现毁灭性的破坏进而导致发射失败ꎮ目前常用的衡量气弹稳定性的方法是通过风洞试验来获取气动阻尼系数ꎮ早在１９６３年ꎬ美国国家航空航天局Ａｍｅｓ研究中心(ＮＡＳＡＡｍｅｓＲｅ￣ｓｅａｒｃｈＣｅｎｔｅｒ)采用半刚性模型开展试验研究[１０]ꎬ获取火箭头部的气动阻尼来评估其稳定性ꎬ但这只能用来模拟火箭弯曲振型前节点之前部分的结构动力学特性ꎮ直到兰利研究中心(ＮＡＳＡＬａｎｇｌｅｙＲｅｓｅａｒｃｈＣｅｎｔｅｒ)开发了全弹性模型气动阻尼试验气体物理２０２３年㊀第８卷技术ꎬ其可以模拟整体的结构动力学特性以及气动外形ꎬ并应用于多款运载火箭研制[１１￣１５]ꎮ国内ꎬ中国航天空气动力技术研究院对气动阻尼问题开展过较多的研究[１６￣２０]ꎬ从模型设计方法㊁模型制作工艺㊁试验机构设计和数据处理等诸多方面ꎬ逐步改进实现了从半刚性模型到全弹性模型的过渡ꎬ并在多个型号上得到验证ꎮ然而通过风洞试验研究气动弹性问题ꎬ技术难度大ꎬ试验成本高ꎬ同时几乎不可能开展全尺寸试验ꎮ因此通过数值计算的方法开展相关研究是另一种重要的手段ꎮ刘子强等[２１]实现了通过数值计算确定气动阻尼系数的技术和方法ꎬ并与试验结果进行对比ꎬ证实了该方法的可靠性ꎮ冉景洪等[２２]通过模态数据结合准定常理论的方法分析了减阻杆加后体这一弹性结构的气动阻尼ꎬ结果表明减阻杆造成的分离流会对后体的气动阻尼系数产生影响ꎮ朱剑等[２３]针对新一代捆绑式运载火箭发展了非结构网格下的气动阻尼计算方法ꎬ并分析了攻角㊁Ｍａｃｈ数等参数对气动阻尼的影响ꎮ本文在之前的计算方法[２３]的基础上采用ＩＤＤＥＳ模型ꎬ考虑脉动压力的影响ꎬ通过强迫振动的方式ꎬ针对捆绑式运载火箭的某一特定模态进行数值计算仿真ꎬ研究前节点位置ꎬ振动振幅ꎬ脉动压力等参数对气动阻尼的影响规律ꎮ１㊀计算方法图１为本文所用的捆绑式运载火箭的计算模型ꎬ是典型的锤头体结构ꎮ在跨声速阶段ꎬ其头部会产生激波造成激波边界层干扰ꎬ而在锤头体外形的过渡段会出现气流分离ꎮ为探究各部分气动阻尼的变化ꎬ将整个箭体分为头部㊁过渡段㊁弹身３个部分ꎮ图１㊀表面网格及区域划分Ｆｉｇ.１㊀Ｓｕｒｆａｃｅｇｒｉｄａｎｄｒｅｇｉｏｎｄｉｖｉｓｉｏｎ１.１㊀流场仿真模型本文分别用Ｒｅｙｎｏｌｄｓ平均法(Ｒｅｙｎｏｌｄｓ￣ａｖｅｒａｇｅｄＮａｖｉｅｒ￣ＳｔｏｋｅｓꎬＲＡＮＳ)和改进的延迟分离涡模拟(ｉｍｐｒｏｖｅｄｄｅｌａｙｅｄｄｅｔａｃｈｅｄ￣ｅｄｄｙｓｉｍｕｌａｔｉｏｎꎬＩＤ￣ＤＥＳ)[２４￣２５]进行计算ꎬ在ＲＡＮＳ方程中ꎬ将变量分为平均值和波动值两部分ꎬ对于速度分量有ｕｉ＝ｕｉ＋ｕᶄｉ其中ꎬｉ＝１ꎬ２ꎬ３ꎬｕｉ和ｕᶄｉ分别代表平均量和波动量ꎬ对于压强和其他标量也采用类似的形式ꎬ将这种形式代入连续性方程和动量方程中ꎬ并写成张量形式∂ρ∂ｔ＋∂∂ｘｉ(ρｕｉ)＝０(１)∂∂ｔ(ρｕｉ)＋∂∂ｘｊ(ρｕｉｕｊ)＝∂ｐ∂ｘｉ＋∂∂ｘｊμ∂ｕｉ∂ｘｊ＋∂ｕｊ∂ｘｉ－２３δｉｊ∂ｕｋ∂ｘｋæèçöø÷éëêêùûúú＋∂∂ｘｊ(－ρｕᶄｉｕᶄｊ)(２)其中ꎬｉꎬｊꎬｋ可分别取１ꎬ２ꎬ３ꎻρ是密度ꎻｔ是时间ꎻ当ｉ＝ｊ时δｉｊ取０ꎬ否则取１ꎮ式(１)㊁(２)是ＲＡＮＳ方程ꎬ由方程可知ＲＡＮＳ方法将湍流脉动对平均流动的作用模化为Ｒｅｙｎｏｌｄｓ应力项即－ρｕᶄｉｕᶄｊꎬ之后采用湍流模型进行封闭ꎬ本文采用的湍流模型为ＳＳＴｋ￣ω模型ꎬ其输运方程为∂∂ｔ(ρｋ)＋∂∂ｘｉ(ρｋｕｉ)＝∂∂ｘｊΓｋ∂ｋ∂ｘｊæèçöø÷＋Ｇｋ－Ｙｋ∂∂ｔ(ρω)＋∂∂ｘｉ(ρωｕｉ)＝∂∂ｘｊΓω∂ω∂ｘｊæèçöø÷＋Ｇω－Ｙω其中ꎬｋ和ω分别代表湍流动能和湍流耗散率ꎬΓｋ和Γω分别代表ｋ和ω的有效扩散系数ꎬＧｋ和Ｇω分别代表ｋ和ω的生成率ꎬＹｋ和Ｙω分别代表ｋ和ω的耗散率ꎮ因此ＲＡＮＳ方法只能计算大尺度的平均流动ꎬ本文采用ＩＤＤＥＳ方法计算脉动压力对气动阻尼的影响ꎮＩＤＤＥＳ方法是由分离涡模拟(ｄｅｔａｃｈｅｄ￣ｅｄｄｙｓｉｍｕｌａｔｉｏｎꎬＤＥＳ)方法改进而来ꎬ其本质思想与ＤＥＳ方法相同ꎬ是想以网格尺度和模型中的特征尺度隐式划分ＲＡＮＳ和大涡模拟(ｌａｒｇｅ￣ｅｄｄｙｓｉｍｕｌａｔｉｏｎꎬＬＥＳ)区域ꎬ使其既能处理ＲＡＮＳ方法无法得到的脉动场ꎬ也能降低ＬＥＳ方法在模拟高Ｒｅｙｎｏｌｄｓ数流动时所需的计算资源ꎮ区别在于当边界层较厚或者分离区域较窄时ꎬＤＥＳ方法会出现如模型应力损耗(ｍｏｄｅｌｅｄｓｔｒｅｓｓｄｅｐｌｅｔｉｏｎꎬＭＳＤ)ꎬ网格诱导分离(ｇｒｉｄ￣ｉｎｄｕｃｅｄｓｅｐａｒａｔｉｏｎꎬＧＩＳ)以及对数层不匹配(ｌｏｇａｒｉｔｈｍｉｃ￣ｌａｙｅｒｍｉｓｍａｔｃｈꎬＬＬＭ)问题[２４]ꎬ而ＩＤＤＥＳ模型通过改良计算区域划分ꎬ结合延迟分离涡模拟(ｄｅｌａｙｅｄｄｅｔａｃｈｅｄ￣ｅｄｄｙｓｉｍｕｌａｔｉｏｎꎬＤＤＥＳ)和０３第６期李泳德ꎬ等:基于ＣＦＤ/ＣＳＤ耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析壁面模型大涡模拟(ｗａｌｌ￣ｍｏｄｅｌｅｄｌａｒｇｅ￣ｅｄｄｙｓｉｍｕｌａ￣ｔｉｏｎꎬＷＭＬＥＳ)ꎬ定义新的长度尺度解决了这些问题ꎬ具体公式详见文献[２５]ꎮ流场网格如图２㊁图３所示ꎬ边界层采用棱柱层结构ꎬ并调整第１层网格高度使得ｙ＋小于１ꎬ远场部分采用六面体结构网格ꎬ与边界层的过渡层采用非结构网格ꎮ整体网格单元数量为４.２ˑ１０６ꎮ图２㊀ｙ方向截面网格示意图Ｆｉｇ.２㊀Ｓｃｈｅｍａｔｉｃｄｉａｇｒａｍｏｆｃｒｏｓｓ￣ｓｅｃｔｉｏｎａｌｇｒｉｄｉｎｔｈｅｙ￣ｄｉｒｅｃｔｉｏｎ图３㊀ｘ方向截面网格示意图Ｆｉｇ.３㊀Ｓｃｈｅｍａｔｉｃｄｉａｇｒａｍｏｆｃｒｏｓｓ￣ｓｅｃｔｉｏｎａｌｇｒｉｄｉｎｔｈｅｘ￣ｄｉｒｅｃｔｉｏｎ物面边界条件为无滑移壁面条件ꎬ远场采用压力远场边界条件ꎬ湍流模型采用ＳＳＴｋ￣ω模型ꎬ采用密度基求解ꎬ气体黏性采用Ｓｕｔｈｅｒｌａｎｄ定律ꎬ空间离散采用２阶迎风格式ꎬ对流通量采用Ｒｏｅ格式ꎮ１.２ 结构分析模型结构与流场耦合分析过程中ꎬ结构部分可以采用模态方法描述ꎮ结构模态可以通过有限元方法与结构模态试验方法获得ꎮ本文采用有限元分析结果获得的模态ꎬ图４所示为结构的前３阶模态ꎬ本文只分析计算结果中气动阻尼最小的第２阶模态ꎮ(ａ)ｆ＝１.２００Ｈｚ(ｂ)ｆ＝２.４６０Ｈｚ(ｃ)ｆ＝２.９５７Ｈｚ图４㊀结构的前３阶模态Ｆｉｇ.４㊀Ｆｉｒｓｔｔｈｒｅｅｍｏｄｅｓｏｆｔｈｅｓｔｒｕｃｔｕｒｅ由于火箭结构外形简单ꎬ一般不考虑其扭转影响ꎬ因此可以将其简化为简单的梁模型ꎬ这样就可以给出其模态振动方程ｑ㊆ｉ＋２ｂｉωｉｑ˙ｉ＋ω２ｉｑｉ＝ｆｉ(３)式中ꎬｑｉ为第ｉ阶模态的广义位移ꎬｂｉ为第ｉ阶模态的结构阻尼系数ꎬωｉ为第ｉ阶模态的固有频率ꎬ１３气体物理２０２３年㊀第８卷ｆｉ为第ｉ阶模态下质量归一化的广义气动力ꎮ若将ｆｉ按照Ｔａｙｌｏｒ展开并略去高阶项ꎬ可以将其转化为气动阻尼项与气动刚度项的形式ꎬ则式(３)可写为ｑ㊆ｉ＋２(ｂｉ＋Ｂｉ)ωｉｑ˙ｉ＋(Ｋｉ＋１)ω２ｉｑｉ＝０(４)式中ꎬＢｉ为气动阻尼系数ꎬＫｉ为气动刚度系数ꎬ研究表明[２６]ꎬ气动刚度相对于结构刚度为小量可以忽略不计ꎬ而在计算中结构阻尼往往设置为０ꎬ因此气动阻尼可以直接反映其气弹稳定性ꎮ１.３㊀气动阻尼分析原理气动阻尼的分析可以采用强迫振动或者自由振动的方式进行ꎬ这两种方法获得的时域数据不同ꎬ提取气动阻尼的方式也不同ꎮ强迫振动方法初始演化过程较短ꎬ因此计算量较小ꎬ同时能够分析某一种振动形式的气动阻尼ꎬ明确该振动形式是收敛还是发散ꎮ分析过程中能够获得不同部位与部件的气动阻尼ꎮ但是对于多模态相互作用引起的发散(例如颤振)较难预测ꎮ自由振动方法需要一定的自由演化时间才能够对时域数据进行分析ꎬ不过自由振动方法能够获得最能够吸收能量的模态及其振动频率ꎮ对于本研究所关注的问题ꎬ气动载荷对结构振动的过程中气动阻尼的影响较大ꎬ而对气动刚度与气动质量影响较小ꎬ即结构的固有振动频率受到来流的影响较小ꎬ其稳定性问题主要由气动阻尼的正㊁负引起ꎬ所以采用强迫振动方法分析ꎮ强迫振动下结构做简谐模态振动ｑｉ(ｔ)＝Ａｓｉｎ(ωｉｔ)式中ꎬＡ表示振动的振幅ꎬ将其代入计算气动力的公式中[２１]并做正交积分可得Ｂｉ＝ʏｌ０Ｂｘ(ｘ)ｄｘ＝－１ＭｉＡω２ｉＴʏｌ０ʏｔ０＋Ｔｔ０Ｇ(ｘꎬｔ)ｃｏｓ(ωｉｔ)ｄｔｄｘ(５)式中ꎬＭｉ为第ｉ阶模态的模态质量ꎬＴ为整数倍周期ꎬＧ为广义气动力ꎮ根据式(５)便可以得到局部或分区域的气动阻尼ꎮ１.４㊀耦合计算流程首先进行模态分析ꎬ以确定结构的模态频率与振型ꎬ用以设计强迫振动的频率和振幅ꎮ非定常流场计算前先进行定常流场计算ꎬ来加快非定常计算的演化速度并增强收敛性ꎬ结构节点位移通过径向基函数(ＲＢＦ)插值方法[２７]映射到气动网格节点上ꎬ来进行网格的变形ꎬ这里径向基函数选用ＷｅｎｄｌａｎｄＣ２ꎬ如下所示φ(ｘ)＝(１－ｘ)４(４ｘ＋１)最后将计算出来的广义力提取出来ꎬ截取演化完毕的整数倍周期ꎬ进行气动阻尼计算ꎮ耦合计算流程图如图５所示ꎮ图５㊀耦合计算流程图Ｆｉｇ.５㊀Ｆｌｏｗｃｈａｒｔｏｆｃｏｕｐｌｅｄｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎ２㊀结果分析与讨论２.１㊀流场分析结果计算的来流Ｍａｃｈ数范围为０.７~１.２ꎮ其中中截面的压力分布如图６所示ꎮ可以看出在头部出现了膨胀波以及跨声速激波ꎬ在过渡段存在流动分离ꎬ随着Ｍａｃｈ数的增大ꎬ头部低压区域逐渐扩张ꎬ并且能明显看到ꎬ在流动再附的位置产生了再附激波ꎮ(ａ)Ｍａ＝０.７０２３第６期李泳德ꎬ等:基于ＣＦＤ/ＣＳＤ耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析(ｂ)Ｍａ＝０.７５(ｃ)Ｍａ＝０.８０(ｄ)Ｍａ＝０.８５(ｅ)Ｍａ＝０.８８(ｆ)Ｍａ＝０.９０(ｇ)Ｍａ＝０.９２(ｈ)Ｍａ＝０.９６(ｉ)Ｍａ＝０.９８３３气体物理２０２３年㊀第８卷(ｊ)Ｍａ＝１.００(ｋ)Ｍａ＝１.０５(ｌ)Ｍａ＝１.１０图６㊀不同Ｍａｃｈ数下的中截面压力分布Ｆｉｇ.６㊀ＰｒｅｓｓｕｒｅｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎｉｎｔｈｅｍｉｄｄｌｅｓｅｃｔｉｏｎａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔＭａｃｈｎｕｍｂｅｒｓ２.２ 气动阻尼分布通过上述流场分析ꎬ可以看出火箭不同部位流动结构并不相同ꎬ在头部与箭身上ꎬ流动主要为附着流动ꎬ而在过渡段会出现较为复杂的波系结构以及流动分离ꎮ针对不同的流动结构随流向站位ｘ的变化ꎬ设该位置上广义力与广义位移的相位差为φ(ｘ)ꎬ并且简谐振动没有引入其他模态的广义力ꎬ则广义力的表达式为Ｇ(ｘꎬｔ)＝Ｆｇｅｎ ｓｉｎ[ωｔ＋φ(ｘ)]＋Ｆ０(６)其中ꎬＦｇｅｎ为广义力的振动幅度ꎬＦ０为广义力的常数偏移量ꎮ将式(６)代入到式(５)中得到Ｂ(ｘ)＝－ＦｇｅｎＭＡω２Ｔʏｔ０＋Ｔｔ０ｓｉｎ[ωｔ＋φ(ｘ)]ｃｏｓ(ωｔ)ｄｔ其中ꎬ广义力的常数偏移量Ｆ０的积分为０ꎬ因此省略ꎮ通过将等式中的正弦函数部分进行和差化积得到Ｂ(ｘ)＝－ＦｇｅｎＭＡω２Ｔʏｔ０＋Ｔｔ０ｓｉｎ(ωｔ)ｃｏｓ[φ(ｘ)]ｃｏｓ(ωｔ)ｄｔ＋[ʏｔ０＋Ｔｔ０ｓｉｎ[φ(ｘ)]ｃｏｓ(ωｔ)ｃｏｓ(ωｔ)ｄｔ](７)式(７)中第１部分在整个周期中的积分为０ꎬ只有第２部分保留ꎬ因此得到Ｂ(ｘ)＝－Ｆｇｅｎｓｉｎ[φ(ｘ)]ＭＡω２Ｔʏｔ０＋Ｔｔ０ｃｏｓ２(ωｔ)ｄｔ(８)式(８)中积分部分恒为正值ꎬ决定整个气动阻尼的部分只有相位角φ(ｘ)的正弦值ｓｉｎ[φ(ｘ)]ꎬ为了能够更加直观地获得相位角与气动阻尼Ｂ之间的关系ꎬ须将符号转化为对应的正弦函数转角ꎬ根据正弦关系ꎬ此转角为πꎬ因此得到Ｂ(ｘ)＝－Ｆｇｅｎ(ｘ)ｓｉｎ[φ(ｘ)＋π]ＭＡω２Ｔʏｔ０＋Ｔｔ０ｃｏｓ２(ωｔ)ｄｔ(９)图７为气动阻尼变化曲线ꎬ可以看出随着Ｍａｃｈ数的增大ꎬ整体气动阻尼先增大后减少ꎬ在Ｍａｃｈ数为０.９８时达到最大值ꎬ过渡段与箭体的气动阻尼变化趋势与整体基本相同ꎬ而头部区域则不同ꎬ是随着Ｍａｃｈ数的增大一直增大ꎬ只是增长速率变缓ꎮ图７㊀有助推时气动阻尼变化曲线Ｆｉｇ.７㊀Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｃｈａｎｇｅｃｕｒｖｅｗｉｔｈｂｏｏｓｔ根据式(９)ꎬ得到相位角与气动阻尼Ｂ之间的关系为:当φ(ｘ)ɪ(－πꎬ０)时ꎬ相位角滞后ꎬ气动阻尼Ｂ为负值ꎻ当φ(ｘ)ɪ(０ꎬπ)ꎬ相位角提前ꎬ４３第６期李泳德ꎬ等:基于ＣＦＤ/ＣＳＤ耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析气动阻尼Ｂ为正值ꎻ为当φ(ｘ)＝０时ꎬ无相位角差别ꎬ气动阻尼Ｂ为０ꎮ在过渡段上ꎬ复杂的波系结构以及流动分离ꎬ使得气动力与结构位移之间会出现较为明显的迟滞现象ꎬ从而导致相位角φ(ｘ)ɪ(－πꎬ０)ꎬ由此在过渡段上产生了负的气动阻尼ꎮ计算过程中的广义力与广义位移随时间变化曲线如图８所示ꎬ可以看出所有工况计算结果都表现良好ꎬ需要注意的是在非定常计算初期ꎬ演化的不完全导致广义力存在一些突变异常的结果ꎬ计算气动阻尼时须剔除ꎬ选择后面演化完全的周期ꎮ本文计算了９个周期ꎬ剔除了第１个周期出现的错误结果ꎬ采用后８个周期进行气动阻尼分析ꎮ强迫运动振幅为芯级直径的０.５％ꎮ(ａ)Ｍａ＝０.７０㊀㊀㊀(ｂ)Ｍａ＝０.７５(ｃ)Ｍａ＝０.８０㊀㊀㊀(ｄ)Ｍａ＝０.８５(ｅ)Ｍａ＝０.８８㊀㊀㊀(ｆ)Ｍａ＝０.９０５３气体物理２０２３年㊀第８卷(ｇ)Ｍａ＝０.９２㊀㊀㊀(ｈ)Ｍａ＝０.９６(ｉ)Ｍａ＝０.９８㊀㊀㊀(ｊ)Ｍａ＝１.００(ｋ)Ｍａ＝１.０５㊀㊀㊀(ｌ)Ｍａ＝１.１０图８㊀不同工况下的广义力与广义位移随时间变化曲线Ｆｉｇ.８㊀Ｔｉｍｅｄｅｐｅｎｄｅｎｔｃｕｒｖｅｓｏｆｇｅｎｅｒａｌｉｚｅｄｆｏｒｃｅａｎｄｇｅｎｅｒａｌｉｚｅｄｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｕｎｄｅｒｄｉｆｆｅｒｅｎｔｏｐｅｒａｔｉｎｇｃｏｎｄｉｔｉｏｎｓ２.３㊀气动阻尼影响因素２.３.１㊀有无助推对气动阻尼的影响捆绑式运载火箭相比于传统的运载火箭ꎬ最大的区别就是在尾部四周捆绑了助推器ꎬ使得其流场特性变得复杂ꎬ因此须分析其对气动阻尼的影响ꎮ图７㊁图９分别为有无助推时气动阻尼变化曲线ꎬ可以看出随着Ｍａｃｈ数的增大整体气动阻尼先增大后减少ꎬ在Ｍａｃｈ数为０.９８时达到最大值ꎬ过６３第６期李泳德ꎬ等:基于ＣＦＤ/ＣＳＤ耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析渡段与箭体的气动阻尼变化趋势与整体基本相同ꎬ而头部区域则不同ꎬ是随着Ｍａｃｈ数的增大一直增大ꎬ只是增长速率变缓ꎮ对比两个图可知ꎬ助推主要起增大气动阻尼的作用ꎮ还可以看出有无助推情况下头部的气动阻尼变化很小ꎬ意味着在箭体尾部施加控制很难影响到头部的气动阻尼ꎬ特别是在超声速流场中ꎮ图９㊀无助推时气动阻尼变化曲线Ｆｉｇ.９㊀Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｃｈａｎｇｅｃｕｒｖｅｗｉｔｈｏｕｔｂｏｏｓｔ２.３.２㊀前节点位置影响为了考察前节点位置变化对气动阻尼的影响ꎬ在保持振动频率不变㊁头部最大振型位置与振幅不变的条件下移动前节点ꎬ变化后的振型如图１０所示ꎮ(ａ)Ｆｒｏｎｔｎｏｄｅａｆｔｅｒｔｈｅｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｒｅｇｉｏｎ(ｂ)Ｆｒｏｎｔｎｏｄｅｉｎｔｈｅｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｒｅｇｉｏｎ(ｃ)Ｆｒｏｎｔｎｏｄｅｂｅｆｏｒｅｔｈｅｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｒｅｇｉｏｎ图１０㊀前节点变化后的振型Ｆｉｇ.１０㊀Ｖｉｂｒａｔｉｏｎｍｏｄｅａｆｔｅｒｔｈｅｃｈａｎｇｅｏｆｆｏｒｍｅｒｎｏｄｅ根据对计算结果的分析分别获得了不同前节点位置的整体气动阻尼对比与过渡段气动阻尼对比ꎬ如图１１㊁图１２所示ꎬ可以看出前节点位置的改变并没有影响整体气动阻尼随Ｍａｃｈ数增大而增大的趋势ꎬ且前节点在过渡段上与过渡段前的整体气动阻尼相差不大ꎬ而前节点在过渡段后的整体气动阻尼要高于另两种情况ꎬ因此过渡段与头部放在同一侧有助于提高气动阻尼ꎮ过渡段的气动阻尼会随着前节点的变化发生剧烈改变ꎬ前节点在过渡段前后随Ｍａｃｈ数增大的变化规律相反ꎬ节点前后的振动相位变化导致不同节点位置过渡段的振动相位不同ꎬ进而导致气动阻尼发生变化ꎮ图１１㊀不同节点位置的整体气动阻尼Ｆｉｇ.１１㊀Ｏｖｅｒａｌｌａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｎｏｄｅｐｏｓｉｔｉｏｎｓ图１２㊀不同节点位置的过渡段气动阻尼Ｆｉｇ.１２㊀Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｏｆｔｈｅｔｒａｎｓｉｔｉｏｎｒｅｇｉｏｎａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔｎｏｄｅｐｏｓｉｔｉｏｎｓ２.３.３㊀强迫振动振幅大小对气动阻尼的影响为了考察强迫振动振幅大小对气动阻尼的影响ꎬ在保证流场结构不发生改变的前提下ꎬ振动振幅分别为原来的一半和两倍ꎬ根据工程经验ꎬ如果振幅超过芯级直径的５％ꎬ则须考虑流场结构改变所造成的影响ꎮ图１３㊁图１４分别为不同振幅下的整体与头部气动阻尼ꎮ７３气体物理２０２３年㊀第８卷图１３㊀不同振幅下整体气动阻尼Ｆｉｇ.１３㊀Ｏｖｅｒａｌｌａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔａｍｐｌｉｔｕｄｅｓ图１４㊀不同振幅下头部气动阻尼Ｆｉｇ.１４㊀Ａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｏｆｔｈｅｈｅａｄｒｅｇｉｏｎａｔｄｉｆｆｅｒｅｎｔａｍｐｌｉｔｕｄｅｓ可以发现改变振幅无论是对整体气动阻尼还是头部气动阻尼来说变化都很小ꎬ这意味着气动阻尼的大小主要取决于气动力与结构振动的相位差ꎬ不依赖于振动幅度的大小ꎮ２.３.４㊀脉动压力对气动阻尼的影响为了模拟出脉动压力的影响ꎬ采用ＩＤＤＥＳ方法对火箭气动阻尼进行计算ꎬ计算来流Ｍａｃｈ数为０.９２ꎬ计算过程中的广义力与广义位移如图１５所示ꎬ相较于图８可以看出广义力随时间变化曲线并不光滑ꎬ脉动压力的存在导致广义力由多个频率叠加而成ꎮ由于第２阶模态的频率为２.４６Ｈｚꎬ而由分离流㊁激波振荡等引起的脉动压力频率往往远大于此频率ꎬ因此这里选择３.５Ｈｚ为分界ꎬ将高于３.５Ｈｚ的部分视为由抖振脉动压力引起的广义力ꎬ低于３.５Ｈｚ的部分视为强迫振动引起的广义力ꎬ通过低通滤波把高于３.５Ｈｚ的广义力滤掉ꎬ可以获得由强迫振动引起的广义力与广义位移变化曲线ꎬ如图１６所示ꎬ通过此广义力计算的气动阻尼为２.０８ɢꎮ同样地ꎬ进行高通滤波将低于３.５Ｈｚ的广义力滤掉ꎬ可以获得由抖振脉动压力引起的气动阻尼为(２.９４ˑ１０－３)ɢꎬ由此得到脉动压力引起的气动阻尼变化为０.１４％ꎬ可以忽略不计ꎮ同时使用ＲＡＮＳ方法计算的气动阻尼为２.０７ɢꎬ与ＩＤＤＥＳ的计算结果相比误差约为(２.９４ˑ１０－３＋２.０８－２.０７)/２.０７ʈ０.４８％ꎬ这说明针对气动阻尼的模拟ꎬ抖振引起的脉动压力对气动阻尼的计算结果影响很小ꎬ起主要作用的还是广义力的变化ꎬ该变化由强迫振动引起的结构边界变化所导致ꎮ图１５㊀基于ＩＤＤＥＳ的广义力与广义位移变化曲线Ｆｉｇ.１５㊀ＶａｒｉａｔｉｏｎｃｕｒｅｓｏｆｇｅｎｅｒａｌｉｚｅｄｆｏｒｃｅａｎｄｇｅｎｅｒａｌｉｚｅｄｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｂａｓｅｄｏｎＩＤＤＥＳ图１６㊀滤波后的广义力与广义位移变化曲线Ｆｉｇ.１６㊀Ｖａｒｉａｔｉｏｎｃｕｒｅｓｏｆｇｅｎｅｒａｌｉｚｅｄｆｏｒｃｅａｎｄｇｅｎｅｒａｌｉｚｅｄｄｉｓｐｌａｃｅｍｅｎｔｖａｒｉａｔｉｏｎｃｕｒｖｅａｆｔｅｒｆｉｌｔｅｒｉｎｇ３㊀结论本文通过数值计算方法研究了火箭的气动阻尼特性ꎮ根据流动特征分析与理论推导ꎬ发现火箭过渡段几何外形的收缩导致该区域出现复杂的分离与激波结构ꎬ从而造成了气动力相对于结构振动８３第６期李泳德ꎬ等:基于ＣＦＤ/ＣＳＤ耦合的火箭跨声速气动阻尼特性分析相位的滞后ꎬ导致了该区域为气动负阻尼ꎬ即气动不稳定性的主要来源ꎮ在此机理的基础上ꎬ分析了前节点位置㊁振动振幅㊁脉动压力等因素对气动阻尼的影响规律ꎮ可以得出以下结论:１)助推增加了正阻尼区域的面积ꎬ从而相对于没有助推的构型起到了增加气动阻尼的作用ꎮ２)前节点位置的改变对过渡段气动阻尼影响很大ꎬ节点前后的振动方向相反ꎬ导致节点在过渡段前后的气动阻尼变化规律也截然相反ꎬ将过渡段与头部区域放在节点的同一侧有助于增加气动阻尼ꎮ３)在不改变流场结构的前提下ꎬ改变振动的振幅ꎬ气动力也会产生相应幅度的变化ꎬ因此结构振幅对气动阻尼的影响可忽略不计ꎮ４)高频部分的广义力对气动阻尼的贡献很小ꎬ即结构振动引起的广义力变化对气动阻尼起主要作用ꎬ而脉动压力对计算气动阻尼影响不大ꎬ可忽略不计ꎮ参考文献(Ｒｅｆｅｒｅｎｃｅｓ)[１]㊀ＣｏｅＣＦ.Ｓｔｅａｄｙａｎｄｆｌｕｃｔｕａｔｉｎｇｐｒｅｓｓｕｒｅｓａｔｔｒａｎｓｏｎｉｃｓｐｅｅｄｓｏｎｔｗｏｓｐａｃｅ￣ｖｅｈｉｃｌｅｐａｙｌｏａｄｓｈａｐｅ[Ｒ].ＮＡＳＡＴＭＸ￣５０３ꎬ１９６１.[２]ＣｏｌｅＳＲＪｒꎬＨｅｎｎｉｎｇＴＬꎬＲａｉｎｅｙＡＧ.ＮＡＳＡｓｐａｃｅｖｅ￣ｈｉｃｌｅｄｅｓｉｇｎｃｒｉｔｅｒｉａ[Ｒ].ＮＡＳＡＳＰ￣８００１(ＲＥＶ)ꎬ１９６４. 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[９]张贺ꎬ黄晓鹏.弹性细长旋转弹箭运动稳定性问题的研究进展[Ｃ].第九届(２００５年)全国空气弹性学术交流会论文ꎬ２００５.ＺｈａｎｇＨꎬＨｕａｎｇＸＰ.Ｒｅｓｅａｒｃｈｐｒｏｇｒｅｓｓｏｎｔｈｅｓｔａｂｉｌｉｔｙｏｆｅｌａｓｔｉｃｓｌｅｎｄｅｒｒｏｔａｔｉｎｇｐｒｏｊｅｃｔｉｌｅｓ[Ｃ].９ｔｈＮａｔｉｏｎａｌＳｙｍｐｏｓｉｕｍｏｎＡｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｙꎬ２００５(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ). [１０]ＣｏｌｅＨＡＪｒ.Ｄｙｎａｍｉｃｒｅｓｐｏｎｓｅｏｆｈａｍｍｅｒｈｅａｄｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｓｔｏｔｒａｎｓｏｎｉｃｂｕｆｆｅｔｉｎｇ[Ｒ].ＮＡＳＡＴＮＤ￣１９８２ꎬ１９６３.[１１]ＢａｒｔｅｌｓＲＥꎬＷｉｅｓｅｍａｎＣＤꎬＭｉｎｅｃｋＲＥ.ＣｏｍｐｕｔａｔｉｏｎａｌａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃａｎａｌｙｓｉｓｏｆｔｈｅＡｒｅｓｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｄｕｒｉｎｇａｓ￣ｃｅｎｔ[Ｒ].ＡＩＡＡ２０１０￣４３７４ꎬ２０１０.[１２]ＡｚｅｖｅｄｏＪＬＦ.Ａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃａｎａｌｙｓｉｓｏｆｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｓｉｎｔｒａｎｓｏｎｉｃｆｌｉｇｈｔ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔａｎｄＲｏｃｋｅｔｓꎬ１９８９ꎬ２６(１):１４￣２３.[１３]ＳｉｎｃｌａｉｒＡꎬＦｌｏｗｅｒｓＧ.Ｌｏｗ￣ｏｒｄｅｒａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｍｏｄｅｌｏｆｌａｕｎｃｈ￣ｖｅｈｉｃｌｅｄｙｎａｍｉｃｓ[Ｒ].ＡＩＡＡ２０１０￣７７２５ꎬ２０１０. [１４]ＤｏｔｓｏｎＫＷ.Ｔｒａｎｓｉｅｎｔｃｏｕｐｌｉｎｇｏｆｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｂｅｎｄｉｎｇｒｅｓｐｏｎｓｅｓｗｉｔｈａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｆｌｏｗｓｔａｔｅｖａｒｉａｔｉｏｎｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔａｎｄＲｏｃｋｅｔｓꎬ２００１ꎬ３８(１):９７￣１０４.[１５]ＣｏｌｅＳＲꎬＨｅｎｎｉｎｇＴＬ.Ｂｕｆｆｅｔｒｅｓｐｏｎｓｅｏｆａｈａｍｍｅｒｈｅａｄｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｗｉｎｄ￣ｔｕｎｎｅｌｍｏｄｅｌ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＳｐａｃｅｃｒａｆｔａｎｄＲｏｃｋｅｔｓꎬ１９９２ꎬ２９(３):３７９￣３８５.[１６]崔尔杰.流固耦合力学研究与应用进展[Ｃ].钱学森科学贡献暨学术思想研讨会论文集ꎬ２００１.ＣｕｉＥＪ.Ｒｅｓｅａｒｃｈａｎｄａｐｐｌｉｃａｔｉｏｎｐｒｏｇｒｅｓｓｏｆｆｌｕｉｄ￣ｓｔｒｕｃ￣ｔｕｒｅｉｎｔｅｒａｃｔｉｏｎｍｅｃｈａｎｉｃｓ[Ｃ].ＰｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓｏｆＳｅｍｉｎａｒｏｆＱｉａｎＸｕｅｓｅｎＳｃｉｅｎｔｉｆｉｃＣｏｎｔｒｉｂｕｔｉｏｎｓａｎｄＡｃａｄｅｍｉｃＴｈｏｕｇｈｔｓꎬ２００１(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１７]冯明溪ꎬ王志安.火箭跨音速动导数和抖振实验[Ｊ].宇航学报ꎬ１９８７(１):５５￣６３.ＦｅｎｇＭＸꎬＷａｎｇＺＡ.Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓｏｆｔｒａｎｓｏｎｉｃｄｅｒｉｖａ￣ｔｉｖｅｓａｎｄｂｕｆｆｅｔｉｎｇｏｆｒｏｃｋｅｔ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓꎬ１９８７(１):５５￣６３(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[１８]白葵ꎬ冯明溪.弹性模型实验技术[Ｊ].流体力学实验与测量ꎬ１９９９ꎬ１３(１):３８￣４２.ＢａｉＫꎬＦｅｎｇＭＸ.Ａｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｍｏｄｅｌａｎｄｔｈｅｂｕｆｆｅｔｅｘ￣ｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｔｅｃｈｎｉｑｕｅ[Ｊ].ＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓａｎｄＭｅａｓｕｒｅｍｅｎｔｓｉｎＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ１９９９ꎬ１３(１):３８￣４２(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ). [１９]ＪｉＣꎬＲａｎＪＨꎬＬｉＦꎬｅｔａｌ.Ｔｈｅａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇ９３气体物理２０２３年㊀第８卷ｔｅｓｔｏｆｅｌａｓｔｉｃｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｍｏｄｅｌｉｎｔｒａｎｓｏｎｉｃｆｌｏｗ[Ｃ].Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓｏｆｔｈｅ６４ｔｈＩｎｔｅｒｎａｔｉｏｎａｌＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃａｌＣｏｎ￣ｇｒｅｓｓꎬ２０１３.[２０]季辰ꎬ吴彦森ꎬ何岗ꎬ等.运载火箭气动阻尼风洞试验研究[Ｃ].第十二届全国空气弹性学术交流会论文集ꎬ２０１１.ＪｉＣꎬＷｕＹＳꎬＨｅＧꎬｅｔａｌ.Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｔｕｄｙｏｎａｅｒｏ￣ｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｗｉｎｄｔｕｎｎｅｌｏｆｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅ[Ｃ].Ｐｒｏ￣ｃｅｅｄｉｎｇｓｏｆｔｈｅ１２ｔｈＮａｔｉｏｎａｌＡｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｙＣｏｎｆｅｒｅｎｃｅꎬ２０１１(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[２１]刘子强ꎬ白葵ꎬ毛国良ꎬ等.锤头体弹性振动跨音速气动阻尼系数的确定[Ｊ].宇航学报ꎬ２００２ꎬ２３(６):１￣７.ＬｉｕＺＱꎬＢａｉＫꎬＭａｏＧＬꎬｅｔａｌ.Ｔｈｅｄｅｔｅｒｍｉｎａｔｉｏｎｏｆａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｏｎｈａｍｍｅｒｈｅａｄｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｓａｔｔｒａｎｓｏｎｉｃｓｐｅｅｄｓ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＡｓｔｒｏｎａｕｔｉｃｓꎬ２００２ꎬ２３(６):１￣７(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[２２]冉景洪ꎬ刘子强ꎬ胡静ꎬ等.减阻杆气动阻尼研究[Ｊ].力学学报ꎬ２０１４ꎬ４６(４):６３６￣６４１.ＲａｎＪＨꎬＬｉｕＺＱꎬＨｕＪꎬｅｔａｌ.Ｒｅｓｅａｒｃｈｏｆａｅｒｏ￣ｄａｍｐｉｎｇｆｏｒｂｌｕｎｔｗｉｔｈｓｐｉｋｅ[Ｊ].ＣｈｉｎｅｓｅＪｏｕｒｎａｌｏｆＴｈｅ￣ｏｒｅｔｉｃａｌａｎｄＡｐｐｌｉｅｄＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２０１４ꎬ４６(４):６３６￣６４１(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[２３]朱剑ꎬ冉景洪ꎬ吴彦森ꎬ等.捆绑式运载火箭的气动阻尼数值计算方法[Ｃ].第十三届全国空气弹性学术交流会论文集.哈尔滨:中国力学学会ꎬ中国空气动力学会ꎬ２０１３.ＺｈｕＪꎬＲａｎＪＨꎬＷｕＹＳꎬｅｔａｌ.Ｎｕｍｅｒｉｃａｌｃａｌｃｕｌａｔｉｏｎｍｅｔｈｏｄｆｏｒａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｏｆｂｕｎｄｌｅｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｓ[Ｃ].Ｐｒｏｃｅｅｄｉｎｇｓｏｆｔｈｅ１３ｔｈＮａｔｉｏｎａｌＡｅｒｏｅｌａｓｔｉｃｉｔｙＣｏｎ￣ｆｅｒｅｎｃｅ.Ｈａｒｂｉｎ:ＣｈｉｎｅｓｅＳｏｃｉｅｔｙｏｆＴｈｅｏｒｅｔｉｃａｌａｎｄＡｐ￣ｐｌｉｅｄＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬＣｈｉｎａＡｅｒｏｍｅｃｈａｎｉｃｓＳｏｃｉｅｔｙꎬ２０１３(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ).[２４]ＳｐａｌａｒｔＰＲ.Ｄｅｔａｃｈｅｄ￣ｅｄｄｙｓｉｍｕｌａｔｉｏｎ[Ｊ].ＡｎｎｕａｌＲｅｖｉｅｗｏｆＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２００９ꎬ４１:１８１￣２０２. [２５]ＧｒｉｔｓｋｅｖｉｃｈＭＳꎬＧａｒｂａｒｕｋＡＶꎬＳｃｈüｔｚｅＪꎬｅｔａｌ.Ｄｅｖｅｌ￣ｏｐｍｅｎｔｏｆＤＤＥＳａｎｄＩＤＤＥＳｆｏｒｍｕｌａｔｉｏｎｓｆｏｒｔｈｅｋ￣ωｓｈｅａｒｓｔｒｅｓｓｔｒａｎｓｐｏｒｔｍｏｄｅｌ[Ｊ].ＦｌｏｗꎬＴｕｒｂｕｌｅｎｃｅａｎｄＣｏｍｂｕｓｔｉｏｎꎬ２０１２ꎬ８８(３):４３１￣４４９.[２６]季辰ꎬ吴彦森ꎬ侯英昱ꎬ等.捆绑式运载火箭跨声速气动阻尼特性试验研究[Ｊ].实验流体力学ꎬ２０２０ꎬ３４(６):２４￣３１.ＪｉＣꎬＷｕＹＳꎬＨｏｕＹＹꎬｅｔａｌ.Ｅｘｐｅｒｉｍｅｎｔａｌｓｔｕｄｙｏｆａｅｒｏｄｙｎａｍｉｃｄａｍｐｉｎｇｃｈａｒａｃｔｅｒｉｓｔｉｃｓｏｆａｌａｕｎｃｈｖｅｈｉｃｌｅｗｉｔｈｂｏｏｓｔｅｒｓｉｎｔｒａｎｓｏｎｉｃｆｌｏｗ[Ｊ].ＪｏｕｒｎａｌｏｆＥｘｐｅｒｉｍｅｎｔｓｉｎＦｌｕｉｄＭｅｃｈａｎｉｃｓꎬ２０２０ꎬ３４(６):２４￣３１(ｉｎＣｈｉｎｅｓｅ). [２７]ＡｌｌｅｎＣꎬＲｅｎｄａｌｌＴＣＳ.ＵｎｉｆｉｅｄａｐｐｒｏａｃｈｔｏＣＦＤ￣ＣＳＤｉｎｔｅｒｐｏｌａｔｉｏｎａｎｄｍｅｓｈｍｏｔｉｏｎｕｓｉｎｇｒａｄｉａｌｂａｓｉｓｆｕｎｃｔｉｏｎｓ[Ｒ].ＡＩＡＡ２００７￣３８０４ꎬ２００７.０４。
地震激励下斜拉桥电磁驱动AMD主动控制系统的系统参数优化
收稿 日期 ：２０ ０ ７—０ ０ 修改稿 收到 日期 ：０ ７— ７— ７ ５— ８ ２０ ０ ２ 第一作者 何 敏 女 ， 士生 ，９ ６年 ４月生 博 １７
由以上式 子可 以得 到
二 ＝ 【 （ 一 ） ｘ 】 ； 三 一 ｇ ）ｄ ） （ ” （
维普资讯
为 了减 小 桥梁 结 构 的地 震 反 应 ， ＭＤ系统对 桥 梁 Ａ 结 构施加 的控 制力 为
Ｕ ＝Ｋｒｒ＋Ｃ ｒｒ—Ｐ 作 动 器 的作 动力 为 Ｐ ＝Ｋ ｒｒ＋Ｃ ｒｒ—Ｕ （） ２
（） ３
将式（ ） ３ 代入式 （ ） １
Ｕ ＝ 一 Ｍ
。
（） ４
何 敏 ， 王建 国
２０ ０ ） ３０ ９
（ 合肥工业大学 土木与水利 工程学院 ， 合肥
摘 要 ：提出一种基于遗传算法的斜拉桥结构振动控制系统的系统参数优化设计方法， 针对桥梁控制中的电磁驱
动主动质量阻尼器系统的系统参数设计问题 ， 利用遗传算法强 大的非线性 寻优 能力 ， 出了使 桥梁结构在地 震荷载作用 找 下作动器作功最小的 Ａ ＭＤ控制装置 的系统参数最优组合规律 。 关键词 ：斜拉桥 ； 电磁 驱动 Ａ Ｄ控 制系统 ； Ｍ 参数优化 ； 遗传 算法
１ 电磁 驱 动 Ａ ＭＤ 系统 参 数 优 化 原 理
有关 统计 资 料 显 示 ， 有 的液 压 驱 动 或 伺 服 电 机 现 马达 驱 动 的 Ａ ＭＤ控 制 系 统 由于需 要 外 部 大 功率 的 能 源作 动结 构 ， 当地震 等灾 害 性情 况 出 现 时 ， 因能 源 无 法 供 给或供 给 不及 时 ， 部分 主 动控 制 系统 实 际上 并 未 一 工作 。 鉴 于 此 ， 文 采 用 电 磁 驱 动 Ａ 本 ＭＤ 系 统 新 技 术 ， 直线 电机 的初 级和 次级 线 圈分 离 开 来 ， 别安 将 分
直线电机AMD控制的隔震结构工程仿真
0引言主动质量阻尼器（Active Mass Damper ，简称AMD ），是由观测传感系统、中枢计算机、驱动器和质量块组成的设备，它可以实时测量结构反应和环境干扰，基于现代控制理论的主动控制算法，在精确的结构模型基础上计算最优控制力，最后驱动器在外部能源输入下驱动质量块运动，实现最优控制力以减轻结构振动[1]。
AMD 系统最早在日本经过试验验证了其可行性，并得到实践和应用。
Aizawa S 等人于1987年在缩尺四层钢框架模型的顶部设置了AMD 系统，进行了主动控制试验[2]，并且在1990年与日本Kajima 建筑公司将AMD 系统应用于京桥成和大厦[3]，用于控制风振和地震作用反应，该大厦是世界上第一栋采用了AMD 控制系统的建筑。
在国内，刘季[4]等人在1996年率先开始了对主动控制的试验研究。
随着工业技术的发展，AMD 系统的驱动方式不断更新换代，越来越多样化和智能化，其中便有直线电机驱动的AMD 系统。
直线电机AMD 系统相较于传统的AMD 控制系统，有着构造简单、能源利用率高、出力方式简单、行程较大和时滞效应极小等优点。
张春巍[5-6]等人将电磁驱动的AMD 系统用于结构振动控制试验中，验证了该装置的可行性，并研究了控制算法中的参数对装置控制效果的影响。
刘川[7]自主设计和研发了一套直线电磁驱动的AMD 系统。
刘彦辉[8-10]等人对直线电机驱动的AMD 系统的进行了测试试验研究，提出了纹波推力和综合阻力的计算公式，在此基础上对直线电机驱动的HMD 的减震机理进行了试验研究分析，并将此控制装置技术应用于广州电视塔，研究其动力特性。
AMD 系统目前主要用于传统的高层和大型建筑，对于基础隔震结构的应用领域比较空白，直线电机驱动的AMD 系统的应用更是少之又少，而基础隔震结构的隔震层位移过大的问题同样引起人们关注。
本文从控制基础隔震结构的隔震层反应出发，对直线电机AMD 系统控制的基础隔震结构进行工程仿真分析，对比直线电机驱动的AMD 系统分别安装在结构隔震层和顶层时的控制效果。
AMD结构主动控制系统的建模研究
模态分析是用来确定结 构本身具有的固有频率和 振 型 的方 法 。通 过 Ａ Ｓ Ｓ计 算 ， ＮＹ 可得 到 系统 的前 三 阶 模态分别为 ：．２ Ｈ 、 ．５ Ｈ 和 ２ ．５ Ｈ ， ５３ ９ ｚ１ １４ ｚ ２２ ８ ｚ各阶模 ８ ５
图 １ 受 控结构模型与 Ａ Ｄ装置 Ｍ
２ 系统模型建 立
２ １ 有 限元 法建模 ． ． Ａ Ｓ Ｓ是计算机辅助于工程和工程数值模拟最有 ＮＹ 效 的软件 之一 ［ ， ６ 本文 将 应 用 Ａ Ｓ Ｓ有 限元 软件 对 被 ３ ＮＹ
控对象结构进行数值模拟 ， 建立 Ａ Ｄ Ｂｎｈ ａｋ的模 Ｍ ｅｃｍ ｒ 型， 分析结构 的模 态并导 出结构 的模 型参数。受控结 构的柱和横梁的具体参数如表 １ 所示。
Ａ ＭＤ主动质量阻尼系统由于其结构简单 、 备安装 和 设 施工 比较方便 的优点 ， 成为最流行 的、 最常用 的主动控 制装置。 为 了验证 控 制 方 法 的可 行 性 和 Ａ Ｄ 系 统 的减 振 Ｍ 性能， 本文建立了一套 Ａ Ｄ Ｂ ｎｈ ａ Ｍ ｅｃｍ ｒ ｋ试验系统。 由 于如何建立一个精确的被控结构 的数学模型是控制系 统的设计最重要 的和最具 挑战性 的部分之 一。因此 ， 本文分别采用有限元建模方法和系统辨识两种方法对 受控结构 系统进行 建模。首先通 过有 限元分 析软 件 Ａ ＳＳ Ｎ Ｙ 对受控结构系统进行建模 ， 分析模型物理特性 ， 粗略地获取结构 的模态参数和结构参数。接 着再采用
表 １ 柱和 梁的参数
频域系统辨识得到整个主动控制系统的有限维传递 函 数， 利用实验方法获得输入输 出数据进行辨识 。通过 模型的对 比和验证 ， 最后选 出面向控制的、 为控制器 作 设 计 的结构 模 型 。
振动控制-主动、半主动
目录0．前言 (1)0．1 结构振动控制研究与应用概况 (1)1．结构振动主动控制、半主动控制 (2)2．结构振动控制分类 (3)3．各类控制系统构造及性能 (4)3．1 结构振动主动控制概述 (4)3．1．1 主动控制控制原理 (5)3．1．2 加力方式及加力位置 (7)3．1．3 控制装置 (8)3．2 结构振动半主动控制概述 (8)4．结构振动主动控制、半主动控制算法 (11)4．1 主动控制算法 (12)4．1．2 几种算法的简单介绍 (13)4．2 半主动控制算法 (21)4．3 智能控制算法 (22)5．结构主动、半主动控制系统分析方法及设计方法 (24)5．1 主动控制系统的最优控制力设计与分析 (25)5．1．1 主动控制系统的最优控制力设计 (25)5．1．2 主动最优控制力和受控反应特征分析 (26)5．2 结构主动变阻尼和智能阻尼控制系统的最优控制力设计与分析 (30)5．2．1半主动最优控制力设计 (31)5．2．2系统反应分析 (36)5．3 结构主动变刚度控制系统的最优控制力设计与分析 (37)5．3．1主动变刚度最优控制力设计 (37)5．3．2系统反应分析 (40)6．结构振动主动控制、半主动控制系统的工程应用 (41)6．1 AMD控制系统的工程应用 (41)6．2 结构主动变刚度控制系统的工程应用 (41)6．3 结构主动变阻尼控制系统的工程应用 (42)6．4 其他结构振动控制系统的工程应用 (42)7．研究展望 (43)7．1 结构振动主动控制、半主动控制的研究与发展方向 (43)7．2 结构振动控制的有待研究的问题 (43)8．结语 (43)参考文献 (44)主动控制、半主动控制综述0．前言0．1 结构振动控制研究与应用概况结构振动控制技术与传统的依靠结构自身强度、刚度和延性来抵抗地震作用的做法不同，通过在结构中安装各种控制装置，从而达到减小结构地震反应、保障结构地震安全的目的。
数值仿真工具在“机械振动学”课程教学中的应用
数值仿真工具在“机械振动学”课程教学中的应用作者：俎群马驰骋李欣业刘硕来源：《科技风》2024年第16期摘要：随着科学技术发展，数值仿真模拟为抽象理论知识的学习及应用提供了可视化、低成本、高效率之新途径。
基于ABAQUS有限元软件，以复杂服役环境下DF17导弹振动抑制为工程背景，以梁的横向振动模态为研究对象，分别模拟计算五种常见梁的前三阶横向振动固有频率及振型。
与理论推导结果对比，进行误差分析，验证梁模型的适用条件。
数值仿真模拟与理论学习的有机结合将有效强化学生对振动基本理论的理解，提高先进工具应用能力和问题分析能力。
关键词：数值仿真；机械振动；课程教学；模态分析中图分类号：G642文獻标识码：A一、概述从中国制造世界最大推力70吨级振动台，到实现世界最大单体隔震建筑——北京大兴国际机场的运营，可以知道，振动是影响高端装备、土木建筑等安全性与可靠性的关键因素，也是工程设计及应用中最具挑战性的核心对象。
“机械振动学”理论学习及运用对航空航天、机械工程、土木工程等领域发展举足轻重［1］。
“机械振动学”作为部分工程类专业基础课程，系统地阐述了振动的基本理论与分析方法［23］。
由于该课程具有内容广泛、理论抽象、公式繁多等特点，且学生已习惯在静力学框架下分析问题，在动力学理论学习过程中普遍反映知识抽象、理解困难。
振动实验是辅助学生理解知识和实践应用最行之有效的方法，但通常学时有限且成本较高。
随着科学技术发展，数值仿真模拟为抽象理论知识的学习及应用提供了可视化、低成本、高效率之新途径［45］。
本文以弹性体梁的横向振动为例，应用数值仿真工具辅助理论教学。
DF17导弹作为高超声速、极高精度制导武器，复杂服役环境下振动抑制尤为重要。
在实际飞行过程中，其振动形式是非常复杂的，涉及横向、轴向、扭转等多种振动耦合。
在本科阶段振动基本理论教学中，可将该研究对象简化成欧拉伯努利梁模型进行解耦分析。
下面基于梁横向固有振动模态开展理论分析与数值模拟。
海洋平台结构振动的AMD主动控制参数优化分析
ｃ ｓ ｓ ｏ ｃ ｎｄ ｅ ｒｈ ｕａ ｅ ａ ａ ｒ ｓ ａ ｓ ｎ ｏ ｐｏ ａ ｅ ａ ｅ ｆｉ ｅ ａ ａ ｔ ｑ ｋ ｆ ｉｓ ｉ ｌｏ ｉ ｃ ｒ ｒ ｔ ｄ． Ａｓ ａ ｒ ｓ ｌ ，ｓ ｍｅ ｑ ｌｔ ｉｅ ａ ａ ｉａ ｉｅ ｃ ｎ ｌ ｓｏ ｓ ｅ ｕ ｔ ｏ ｕａ ｉ ｖ ｎｄ ｑｕ ｎｔｔｔｖ ｏ ｃ ｕ ｉ ｎ ａｔ
Ａｂｓｒ ｃ Ｉ ｈｉ ｐｅ ， ＡＭ Ｄ ｏ ｒ ｌｓｒ ｔｇ ｅ ｒ ｒ ｐ ｓ ｄ ｔ ｏ ｒ ｌｔ ｅ ｖ ｂ ａ ｉｎ ｏ ｆｓ ｒ ｌ ｔｏ ｍ ｔｕ ｔ ｒ ｓ ｔ ａ ｔ：ｎ ｔ ｓ ｐａ ｒ ｃ ｎｔｏ ｔａｅ ｉ ｓ ａ ｅ ｐ ｏ ｏ ｅ ｏ ｃ ｎｔｏ ｈ ｉ ｒ ｔｏ ｆｏ ｆｈｏ ｅ ｐ ａ ｒ ｓｒ ｃ ｕ ｅ ｆ
摘 要 ：本 文针 对海 洋平 台结 构 的冰激 振 动和地 震反 应控 制 问题 ， 出了采 用 Ａ 提 ＭＤ主动 控制 的控 制策
略 ， 合 Ｊ２ 结 Ｚ ０—２ ＭＵＱ平 台结 构进 行 了 Ａ ＭＤ控 制系 统 的硬参 数 和软 参数 的优 化 分析 ， 就 相 应 于最 并
优参 数 下的 Ａ ＭＤ控 制海 洋平 台结 构 冰激 振 动 和 地 震反 应 的 几 种代 表 性 工 况 进 行 了 时 程 分析 ， 到 得
Ｋ ｅ ｏ ｄｓ： ｃ ｉ ｅ Ａ Ｍ Ｄ ｏ ｒ ｌ ｆｓ ｒ ｌ ｔｏ ｔ ｃｕｒ ｙｗ ｒ ａ ｔｖ ｃ ｎｔｏ ；ｏ ｆｈｏ ｅ ｐ ａ ｆ ｒ ｓｒ ｔ ｅ； ｉｅ－ｎｄ ｅ ｉ ａ ｉ ｎ； ｐ ｒ ｍｅ ｅ ｐｔｍ ｉａ ｉｎ； ｓｍ ｕ ｍ ｕ ｃ ｉ ｕｃ ｄ ｖ ｂｒ ｔｏ ａ ａ ｔ ｒｏ ｉ ｚ ｔ ｏ ｉ 。
了 一些定 性 和定 量 的结论 ， 为实 际 工 程 的控 制设 计 提 供 了 基 础 。本 文 提 出 的 Ａ ＭＤ 主 动控 制 方法 对 类 似 的海 洋平 台结 构 的控 制 问题 也有参 考价 值 。 关键 词 ：Ａ ＭＤ主 动控 制 ； 洋平 台结构 ； 海 冰激 振动 ； 数 优化 ； 真分 析 ； 制有 效性 参 仿 控
柔性基础动力机械主被动隔振系统的建模与仿真
法需要对系统参数和边界条件作许多假设 ， 然后经过 系列 的 数 学 推 导 得 出 真 实 隔 振 系 统 的 近 似 数 学 模 型 。有 时隔振 系统 的模 型 不 能 用 数 学 公 式 表 示 ， 如基 础 为矩形 平 板 的动 力 机 械 隔振 系统 ， 是 在 矩 形 平 板 只
振 第２ ７卷第 １ １期
动
与
冲
击
Ｊ ＯＵＲＮＡＬ ＯＦ ＶＩ ＢＲＡＴＩ ＡＮＤ Ｓ ＯＮ Ｈ０ＣＫ
柔性 基 础 动 力机 械 主 被 动 隔振 系统 的 建模 与 仿 真
周建鹏 ， 张 志谊 冯 国平 华宏 星 ， ，
（ ．上 海 交 通 大 学 机 械 系 统 与振 动 国 家 重 点 实 验 室 ， 海 １ 上 ２０４ ； ０２ ０
目前四端参数法阻彬导纳综合法和功率流分析法这三种方法常结合在一起对隔振系统进行理论分析旧j即将整个隔振系统可看作是由若干子结构组成运用四端参数法或阻抗导纳法推导各子系统耦合界面的导纳力和速度然后采用功率流从振动能量传输的角度评价隔振系统的隔振效果揭示动力机械隔振器和基础的结构参数对功率流传递的影响给出隔振系统设计中结构参数选择的一般准则
隔振 系统可 看 作 是 由若 干 子 结 构 组 成 ， 用 四 端 参 数 运
法 或阻 抗／ 导纳 法推 导各 子 系 统 耦 合界 面 的导 纳 、 和 力
系统也 能快 速 和准确 地得 到其 数学 模 型 。
１ 刚／ 混 合 的 隔 振 系统 力学 建 模 柔
图 １是所 搭 建 的动 力机 械 主 被 动 隔振 系 统模 拟 试 验装 置 的示 意 图。机 械 子 系 统 由等 效 质 量 、 振器 Ａ、 隔
２ ．上海工程技术 大学 汽车工程 学院 ， 上海
海洋平台结构振动的AMD主动控制试验研究
欧进萍等： 海洋平台结构振动的 AMD 主动控制试验研究
0
引言
我国的海域辽阔， 油气资源蕴藏丰富， 南海、 东
此， 减轻该平台的振动是近几年来中海石油渤海公
［ 8］ 司一直寻求解决的重要问题之一 。我国天津大
控制渤海 学王翎羽等对应用调谐液体阻尼器 （TLD ） JZ20- 2 MUO 平台结构的冰振反应进行了理论分析 ［ 2］ 和实验研究， 结果不甚理想 。 1995 年原哈尔滨建 筑大学受中海石油渤海公司委托， 合作研究了JZ20并就 2 MUO 平台结构冰振控制措施和实施方案 1 ， 几种被动控制方案进行了数值模拟， 其中涉及的主 要内容有： 有无正倒锥体的冰振反应对比； 设置粘弹 性耗能斜撑和粘滞性耗能斜撑对冰振反应、 地震反 应、 风振反应的控制； 设置甲板隔震装置和居住屋隔 震装置对冰振反应、 地震反应、 风振反应的控制。 本文将结合 JZ20- 2 MUO 平台的 1 ： 10 比例模 型， 通过振动台试验， 研究利用 AMD 主动控制平台 地震反应的可行性和有效性。
地震波
峰值 （ gal ）
国家自然科学基金 （ 资助项目。 59895410 ） 男， 博士， 教授； 研究方向： 结构振动与控制， 结构损伤与健康监测， 结构可靠度理论与应用； 联系人。 1959 年生， （收稿日期： 2002- 03- 04 ）
— 851 本文的试验模型系统的输入输出关系可以用图 用传递函数表示的数学表达式如下： 4 表示，
结构振动的电磁驱动AMD系统控制策略与试验
Ａｔｌｓ ，ｕ ｉｇＥｌ ｅ ｔｏｅ ｒｈ ｕ ｋ ｖ ｓｉｐ ｔ ｈ ｆ ｅ ｃ ｆ ｌｏ ｉ ｍ ａａ ｅｅｓｏ ｏ ｔｏ ｆ ａｔ ｓｎ ｎ ｒ ａｔ ｑ ａ ｅｗａ ｅａ ｕ ，ｔ ｅｉ ｌ ｎ ｅｏ ｇ ｒｔ Ｃ ｎ ｎ ｕ ａ ｈ ｐｒ ｍ ｔｒ ｎｃ ｎ ｒ ｌ — ｅ ｆｃ，ｃ ｎ ｒｌｖ ｌ ｇ ｎ ａｓｓｒｋ ｒ ｏ ｐ ｅ ｘ ｅｉ ｎ ａｌ ｅ ｔ ｏ ｔｏ ｏｔ ｅａ ｄ ｍ ｓ ｔｏ ｅｗｅｅ ｃｍ ａ ｄ ｅ ｐ ｒ ａ ｒ ｍｅ ｔｌ ｙ，ｔ ｅ ｒｓ ｌ ｈ ｗｅ ｈ ｔｐ ｏ ｅ ｈ ｅ ｕｔ ｓ ｏ ｄ ｔ ａ ｒ ｐ ｒ ｓ
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机械工程控制基础实验课程介绍
机械工程控制基础实验课程介绍1.教学单位名称：机械科学与工程学院2.实验中心名称：液压基础实验中心3.课程名称：机械工程控制基础4.课程代码：412445.课程类别：学科基础课6.课程性质：必修7.课程学时：30学时，其中含实验4学时8.课程学分：1.59.面向专业：机械工程、机械工程实验班（卓越工程师教育培养计划）10.实验课程的教学任务、要求和教学目的教学任务：通过自动控制基本原理与基础知识的学习，使学生掌握系统自动控制的一般规律，典型控制环节传递函数，机械系统的控制器分析与设计的步骤，为解决工程实际问题奠定基础。
教学要求：熟悉MatIab/Simu1ink控制模块的功能，使用各模块能够建立系统的控制模型。
培养学生制订实验方案、实施实验方案、数据处理、分析总结和撰写实验报告的能力，学生独立从事实验和初步的实验设计能力；并根据条件安排一定的设计性实脸，培养学生独立设计创新实验能力。
教学目的：通过实验教学，可以加深对所学机械系统典型环节的时域特性与频域特性分析的知识理解，培养运用系统与反馈控制的理论分析处理实际问题的能力。
掌握数字仿真方法来进行原理实验，获得控制系统调节校正的实验技能，培养、锻炼学生的创新思维和科研能力。
11.学生应掌握的实验技术及实验能力(1)掌握使用MAT1AB语言及SimUIink动态仿真工具进行系统仿真与调试。
学会使用硬件仿真软件对系统进行模拟仿真。
(2)掌握自动控制原理的时域分析法，根轨迹法，频域分析法(NyqUiSt 图、Bode图)，通过建立系统的传递函数分析系统的动态响应特性；由线性系统频率特性分析判断系统的稳定性；以及各种补偿(校正)装置的作用及用法，能够利用不同的分析法对给定系统进行性能分析，能根据不同的系统性能指标要求进行合理的系统设计，并调试满足系统的指标。
基于自适应动态规划的主动质量阻尼系统振动控制
基于自适应动态规划的主动质量阻尼系统振动控制
李智;贾苏;孙建桥;丁千
【期刊名称】《应用力学学报》
【年(卷),期】2021(38)2
【摘要】主动质量阻尼(AMD)系统是一种主动减振控制技术,其核心在于控制策略的设计。
针对该系统力学模型中参数不确定性和外部载荷随机性问题,本文采用数据驱动的自适应动态规划(ADP)算法,设计基于ADP的鲁棒控制器。
构建评价神经网络和执行神经网络,分别逼近代价函数和控制策略,在系统模型参数完全未知的情况下,通过采集系统振动响应数据进行双神经网络权值迭代,可以得到近似最优控制策略。
通过在一个受基础激励的模拟结构系统上安装AMD系统进行仿真分析,结果表明,基于数据驱动的ADP算法,对模型参数未知的受控结构具有良好的振动控制效果。
【总页数】7页(P545-551)
【作者】李智;贾苏;孙建桥;丁千
【作者单位】天津大学机械工程学院;加州大学工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】O327
【相关文献】
1.主动质量阻尼器控制方式在电梯振动控制中的应用研究
2.基于电液可控挤压油膜阻尼器的转子系统振动的主动控制研究
3.基于调频质量阻尼器的并网风力机叶片
振动主动控制4.基于模型实时辨识自适应控制算法的时变机械系统振动主动控制5.挠性转子变刚度阻尼支承系统振动主动控制(三) 转子超速试验台振动主动控制
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结构参数非匹配不确定性问题的滑动模态控制
第24卷第6期2004年12月地 震 工 程 与 工 程 振 动EARTHOUAKE ENGINEERING AND ENGINEERING VIBRATIONVoi.24，No.6Dec.2004收稿日期：2004-04-22； 修订日期：2004-05-18基金项目：国家高技术发展计划项目（“八六三”计划）（2001AA602015）；国家自然科学基金项目（50338020） 作者简介：吴斌（1970-），男，教授，博士，主要从事结构振动控制和结构动力试验技术研究.文章编号：1000-1301（2004）06-0154-06结构参数非匹配不确定性问题的滑动模态控制吴 斌，王倩颖，欧进萍（哈尔滨工业大学土木工程学院，黑龙江哈尔滨150090）摘要：本文针对结构参数非匹配不确定性问题，采用简化滑动模态控制方法，即在滑动面的设计中忽略非匹配不确定性的影响，对一个顶层放置AMD 系统的五层弹塑性建筑结构进行了主动控制数值分析，考虑了结构层屈服位移的不确定性。
数值模拟结果表明，简化方法具有很强的鲁棒性，结构参数相对于期望值的变化幅度为-40%至40%时，简化方法均有很好的控制效果。
关键词：滑动模态控制；非匹配不确定性；AMD 控制；建筑结构中图分类号：P315.966文献标识码：ASliding mode control of structural Vibration with unmatched uncertaintiesWu Bin ，Wang Oianying ，Ou Jinping（Schooi of Civii Engineering ，Harbin Institute of Technoiogy ，Harbin 150090，China ）Abstract ：A simpiified siiding mode controi aigorithm is introduced to controi the vibration of structures with para-metric unmatched uncertainty.The aigorithm is appiied to controi the vibration of a 5-story structure with active tuned mass damper （AMD ）induced by earthguake.The controiier is designed by the open-ciosed-ioop method.The uncertainty （yieiding dispiacement ）of structurai story is considered.The resuits of numericai anaiysis show the strong robustness of the simpiified SMC aigorithm.The structurai responses are effectiveiy controiied when the variety of structurai parameters ranges from -40%to 40%corresponding mean vaiues.Key words ：siiding mode controi ；unmatched uncertainty ；AMD controi ；civii engineering structure引言在控制理论中不确定性可以分为2类：如果不确定性的部位被控制输入覆盖，这种不确定性称为匹配不确定性；如果不确定性的部位不能完全被控制输入覆盖，这种不确定性可称为非匹配不确定性［1］。
京基100大厦AMD控制系统在线计算关键技术研究
ｒｑ ｉ ｍ ｎｓ ａｅ ｎ ｔｅ ｒｄ ｃｄ ｏｄ ｒ ｍ ｄｌ ｈｅ ｎｉｅ ａｔ ｅ ｃｎｒｌａ ｏ ｔｍｓ ｉｃ ｄｎ ２Ｌ Ｒ，ｐｌ ｅ ｕｒ ｅｔ．Ｂ ｓｄ ｏ ｈ ｅ ｕ ｅ ｒｅ ｏ ｅ，ｔ ｅ ｏ ｌ ｃｉ ｏ ｔ ｌ ｒｈ ｎｌ ｉｇ Ｈ ／ Ｑ ｅ ｒ ｎ ｖ ｏ ｇｉ ｕ ｏ ｅ
置 。 １ 的 Ａｚｗ 、 ｕ ａ 人 率 先 完 成 了 设 置 有 ３本 ｉ ａ Ｆｋｏ等 ａ Ａ ＭＤ控制 系统 的 四层 框架 模 型振 动 台实验 ；９９年 日 １８ 本 建成 世界 上第 一座采 用 Ａ ＭＤ控制 系 统 的办 公 大楼 ；
的 安装 位 置 。
关键词 ：Ａ ＭＤ控制 ； 降阶模型 ； 在线计算 ； 观测器设 计
中图分类号 ：Ｔ ２ ３ ３ Ｈ １ ． 文献标识码 ：Ａ
Ｓｔ ｙ ｏ ｙ Ｔｅ ｈｎ ｑ ｓ ｏ ｌｎｅ Ａｌ ｏ ｉｈ ｓ ｆ ｒ ＡＭ Ｄ ｎ ｒ ｌＳ ｓｅ Ｕｓ ｄ ｉ Ｋ１ ０ ｕｄ ｆ Ｋｅ ｃ ｉ ｕｅ ｆ Ｏｎ ｉ ｇ ｒ ｔ ｍ ｏ Ｃｏ ｔ ｏ ｙ ｔ ｍ ｅ ｎ Ｋ ０
结构简化为二维 串联多 自由度模型 ， 且所建模 型能较好地 反应 原结构动力 特性 ， 为结构主动控制 在线计算提供 了兼顾计 算精度 和效率 的数值模 型 ； 分别设计了 ／ Ｑ Ｌ Ｒ控制算法 、 极点 配置算法 、 糊神经 网络 控制算 法等三 种主动控制 算法 ， 模 并进行 了对 比分 析 ， 得到了合适的算法及相关参数 ； 设计 了基于加速度 的状态观测器 ， 基于此观测器 确定 了加 速度传感 器
振
第３ Ｏ卷第 １ 期 １
动
与
冲 击
Ｊ ＯＵＲＮ Ｂ ＡＬ ＯＦ ＶＩ ＲＡＴＩ ＯＮ ＡＮＤ Ｓ ＨＯＣＫ
高柔结构风振AMD控制极点配置算法研究
ｆ ｓ ｅ ｅａ ｉｒｔ ｎｍｏ ｅ ｆｓｒｃｕｅａｅｃ ｏｅ ｓｃ ｎｒｌ ｎ ｂｅｔｂ ｎ ｌｚｎ ｈ ｄ ｌ ａｔ ｉａｉｇｍａ ｓｒｔ ｎｔｉ ｐ ｐ ｒ ｉ ｔ ｖ ｒｌ ｂａｉ ｄ ｓｏ ｔｕ ｔｒ ｒ ｈ ｓｎａ ｏ ｔ ｌ ｇｏ ｊｃ ｙ ａ ａｙ ｉｇｔｅｍｏ ａ ｒｃｐ ｔ ｓ ａｉ ｉ ｈｓ ａ ｅ ． ｒ ｓ ｖ ｏ ｏｉ ｐ ｉ ｎ ｏ Ｔ ｉ ｍｅｈ ｄｃ ｎ ｅ ｓｒ ａ ｅｆｒｅｗｉ ｏ ｅｔｏｌｒｅａ ｄｃ ｎ ｒｃ ｉｅｇ ｏ ｏ ｔ ｌｅｆｃ．Ｔｈ ｂｅ ｔ ｅｏ ｉ ｔｏ ｓｃｅ ｒ ｎ ｈｓ ｔｏ ａ ｎ ｕｅｔ ｔｈ ｏｃ ｌ ｎ ｔ ｏ ａｇ ｎ ａ ｅ ｅｖ ｏ ｄｃ ｎｒ ｆ ｔ ｈ ｔ ｌ ｂ ｏ ｅ ｅｏｊｃｉ ｆｔ ｓｍｅｈ ｄｉ ｌａ ｄ ｖ ｈ ａ ｍａ ｅ ｖ ｒｂｌ ｙｉ ｓｒｎ ．Ｌ ｌｏｉ ｍ ｎ ｏｅ ａｓｇ ｍｅ ｔａｇ ｒｈ ｒｐ ｓｄ ｂ ｈｓｐ ｐ ｒａｅａ ｐｉｄｉ ａｃ ｌｔ ｇ ｅ ａ ｌ ｆ ｎ ｕ ｅａ ｉｔ ｓ ｔ ｇ ＱＲ ａｇ ｒ ｈ ａ ｄ ｐ ｌ ｓｉｎ ｎ ｌｏｉ ｍ ｐ ｏ ｏｅ ｙ ｔｉ ａ ｅ ｒ ｐ ｌ ｎ ｃｌｕａｉ ｘｍｐｅ ｏ ｉ ｏ ｔ ｔ ｅ ｎ
Ａｂ ｔａ ｔ Ｂ ｓｄ ｏ ｒｃｉａ ｐｏｅ ｔ ｎｌｅ ｃ ｎｃ ｎｒｌ ｙｔｍ ｂ ｅｃａｓｃ ｌｉｅ ｒ ｕ ｄａｉ ｏ ｔ ｌ ｏ ｔ ｌ（ ＱＲ）ａｇ ｒ ｈ ｉ ｓｒ ｃ ： ａｅ ｎａｐａ ｔ ｌ ｒｊｃ ，ｉｆ ｎ ｅｏ ｏ ｔｏ ｓｓｅ ｙｔ ｌｓｉａ ｌ ａ ａ ｒｔ ｐｉ ｎｒ Ｌ ｃ ｕ ｈ ｎ ｑ ｃ ｍａ ｃ ｏ ｌｏｉ ｍ ｓ ｔ
第 ３ Hale Waihona Puke 卷 第 ｌ 期 ２１ ０ ０年 ２月
工 程 抗 震 与 加
基于工程问题的高柔结构不确定性AMD鲁棒控制系统研究
基于工程问题的高柔结构不确定性AMD鲁棒控制系统研究在强风作用下,由于高柔结构的振动过大,往往造成结构层间位移及舒适度等性能指标不满足相关规范的要求。
为此,通常采用附加阻尼器、耗能减振材料等方式以满足高柔结构预期的减振效果及舒适度要求。
其中,主动质量阻尼器的控制技术(Active Mass Damper/Driver,AMD)因其良好的性能而备受青睐,但因噪声信号、结构参数的不精确性、时变时滞及传感器故障信号等不确定性因素的影响,其在高柔结构振动控制中的应用受到一定程度的限制。
因此,本文重点研究了上述不确定性因素的影响,并基于改进的低维系统和状态观测系统,提出了相应的鲁棒控制系统。
主要开展的工作如下:基于改进均衡截断法的低维模型构建。
在减维过程中,经典均衡截断法因舍弃结构高阶阻尼比及高阶振型模态等信息,从而导致低维模型精度降低。
为此,本文基于计及高阶振型信息的改进均衡截断法提出了相应的低维模型,并以传递函数、模型维数及控制效果等为指标,对比分析了低维模型与原模型的差异。
进而,基于保性能控制算法设计了低维控制系统的最优增益,以十层框架结构的数值模型和四层钢框架的试验模型为例,验证了该控制器的有效性。
带有鲁棒滤波器的状态观测系统构建。
首先针对AMD控制系统全状态向量不易直接测得的问题,设计了以结构质点层加速度响应为输入的全状态观测器。
其次,针对观测系统中加速度传感器更易引入测量噪声的问题,提出了卡尔曼滤波器和基于线性矩阵不等式(Linear Matrix Inequality,LMI)的鲁棒滤波器等两种设计方法。
相比于卡尔曼滤波器,基于LMI的鲁棒滤波器由于考虑了增益矩阵的优化设计,从而更好地保证了AMD控制参数的稳定性。
基于区域极点配置算法的时滞补偿控制系统分析。
理论推导了时变时滞对单、多自由度控制系统的极点及稳定性的影响。
在增益的计算过程中,利用区域极点配置算法对不确定结构参数及时变时滞这两种不利因素进行了补偿。
AMD控制结构地震反应的试验研究
AMD控制结构地震反应的试验研究
李惠;铃木祥之
【期刊名称】《振动工程学报》
【年(卷),期】1999(012)002
【摘要】采用二次型调节器和Ｈ∞两种算法设计了主动质量控制器的控制策略，并利用该控制策略对ＡＭＤ控制结构地震反应进行了试验研究，试验中分别对模型输入了不同频谱成分的地震波。
通过试验研究了ＡＭＤ控制高层建筑地震反应的可行性，并比较了两种控制策略控制结构地震反应的特点。
【总页数】6页(P223-228)
【作者】李惠;铃木祥之
【作者单位】哈尔滨建筑大学建筑工程学院;哈尔滨建筑大学建筑工程学院
【正文语种】中文
【中图分类】TU311.3
【相关文献】
1.钢连梁控制结构地震反应弹塑性动力时程分析 [J], 邓志恒;潘峰;潘志明
2.MTMD控制结构地震反应的特性研究 [J], 蔡国平;孙峰;黄金枝;王超
3.向心式变摩擦阻尼器控制结构地震反应分析 [J], 李惠;彭君义;周锡元;张平
4.半主动磁流变阻尼控制结构的地震反应分析 [J], 周云;徐龙河;李忠献
5.基于H∞控制方法的AMD Benchmark主动控制结构的试验研究 [J], 徐洋;华宏星;韩俊伟
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控制效果
Northridge 地震动
Kobe 地震动
工况
最大层间位移 mm 底层 顶层
12 1741 9122 27 164%
最大加速度 (m ・ s-2 ) 底层
21729 21165 20 167%
最大层间位移 mm 底层
22 123 16 185 24 12%
最大加速度 (m ・ s-2 ) 底层
下最优关系[8,14,15] , 按结构第一自振频率计算。 Ξa Βa = = Ξ0 Λ 2 Φ a = 1+ Λ
1-
Λ 14 ( 1+
Λ 4
Λ) 1-
Λ 2
( 15 )
其中 Λ 为AMD 系统与结构的质量比, 设 Λ=4 ◊ 。 则可得 TMD 系统的参数为: m a =3 12 ×10 4 kg , k a =
21508 11790 28 163%
顶层
41574 31228 29 143%
顶层
12 151 8173 30 122%
顶层
41036 21771 37 134%
无控
DAMD 控制
20 191 16 185 19 142%
控制效果
第 4 期
刘军龙, 等: 结构振动的直驱式AMD 控制系统建模及数值分析
2908 180 kN m , ca =30 1197 kN ・s m 。DAMD
2 e =6 × 10 Pa ; D p =2 × 10 m ;Β 3 8 -6
子
-3 系统参数: A p =0 1012 m ; Κ =V Β e; V =1 156 × 10
m
3
rad ; C t =3 ×
10
-11
第 21 卷第 4 期 2008 年 8 月
振 动 工 程 学 报
Journal of Vibration Engineering
Vol.21No .4 Aug .2008
结构振动的直驱式AMD 控制系统建模及数值分析
刘军龙1 , 张春巍1 , 欧进萍1,2
( 1. 哈尔滨工业大学土木工程学院, 黑龙江 哈尔滨 150090;2. 大连理工大学土木水利学院, 辽宁 大连 116024 )
地震动作用下其位
在主动控制作动器不发挥作用时, 系统还可发 挥被动TMD 的作用。 设系统作为被动TMD 的质量 为 m a , 自 振 频 率 Ξa = ka m a , 阻 尼 比 Φ a = ca ( 2m a Ξa ) 。TMD 系统的自振频率和阻尼比应满足以
移的控制效果为 19 142%～ 27 164%, 加速度的控制 效果为20 167%～ 29 143%; Kobe 波作用下其位移的 控制效果为24 12%～ 30 122%, 加速度的控制效果为
723
图 6 结构顶层位移和加速度反应时程
图 7 控制力和泵转速时程
4 结 论
本文针对传统伺服阀控液压驱动主动质量驱动 控制系统驱动器存在的能源效率低等问题提出基于 无阀作动器的直驱式DAMD 控制系统, 与传统的液 压 驱 动 或 旋 转 电 机 驱 动 AMD 控 制 系 统 相 比,
DAMD 控制系统具有液压出力大和电机控制灵活
28 163%～ 37 134% 。
表 1 结构地震最大反应和控制效果 工况 无控
DAMD 控制 El Centro 地震动 最大层间位移 mm 最大加速度 (m ・ s-2 ) 底层 顶层 底层 顶层 18 181 13 160 27 166% 10 15 7 33 13% 41127 21937 28 18% 51604 31675 34 13% Hachinohe 地震动 最大层间位移 mm 最大加速度 (m ・ s-2 ) 底层 顶层 底层 顶层 17 152 12 101 24 186% 10 1818 61188 32 145% 21262 11553 23 106% 31692 21291 37 168%
Ξ
摘要: 针对传统伺服阀控液压作动主动质量驱动控制系统 (Active Mass Driver , AMD ) 存在的能源效率低等问题 提出基于无阀作动器的直驱式DAMD (Direct driving Active Mass Driver ) 控制系统。 首先分析了直驱式容积控制作 动器的组成和控制原理及其用于 AMD 控制系统的策略; 其次基于电机学、 流体动力学原理推导建立了 DAMD 控 制系统的转速2驱动力关系模型, 给出了以泵的转速 ( 伺服电机的驱动电压) 为输入量、 系统主动控制力为输出量的 系统转速2力关系模型, 建立了受控结构2 DAMD 控制系统的状态方程。最后以顶部设置DAMD 控制系统的两层剪 切型框架结构为例, 进行地震荷载输入下 DAMD 主动控制的数值分析, 计算结果表明直驱式容积控制作动器能够 满足各种结构地震响应主动控制典型工况的出力需求, 能够有效地减轻结构的反应, 在一定范围内可以代替传统 的AMD 控制系统, 实现结构振动的主动控制。 关键词: 结构振动控制; 地震响应主动控制; AMD 控制; 直驱式容积控制; 力2转速模型 中图分类号: TU 352.1 文献标识码: A 文章编号:1004 24523 ( 2008 ) 04 20323 206
引 言
液压技术在工业中的应用虽然已经有 100 多年 的历史了, 但是液压控制技术的形成与发展却只有 几十年的历史, 特别是在二战期间和战后, 由于军事 工业的需要, 重量轻、 尺寸小、 反应迅速和负载刚度 大的液压系统得到了很大的发展, 特别是控制理论、 计算机技术、 电子技术和液压基础理论的研究和发 展, 为液压技术注入了新的活力, 因而在航天、 军事 [1] 和民用工业上得到了广泛的应用 。 直驱式容积控制伺服系统是交流伺服电机技术 和液压技术相结合的产物, 是近 10 余年学科交叉相 结合的技术成果。 这种伺服系统具有电动机控制的 灵活性和液压大出力的双重优点。 在一定场合下, 可 以代替使用伺服阀的传统电液伺服系统[2] 。 1997 年, 日本福山制铁所运用直驱式容积控制伺服系统 改造连铸设备, 节能效果明显, 改造后的电费仅为改 造前的 18 ‰[3,4] 。1997 年, 美国Moog 公司将该系统 应用于 F 218 战斗机的作动系统; 其改进系统在 2001 年引用于 F 235 战斗机中[5] 。 1998 年, 日本第一电气 株式会社研制了装有此系统的 100 t 精密锻压机, 其 静止精度为 0103 mm , 还获得了用作飞机作动系统 的美、 英、 日三国的专利[6] 。
DAMD 控制系统能有效地减轻结构的反应, 对位移
相结合的特点, 从而使该新型系统的能量损耗更小、
的控制效果达 19.4% ～ 33.3%, 对加速度的控制效
823
振 动 工 程 学 报
897 —971.
第 21 卷
果达 20.7% ～ 37.7%, 结果表明该系统在一定范围 内可以代替传统的AMD 控制系统, 实现结构振动 的主动控制。 参考文献:
27 16%～ 33 13%, 加 速 度 的 控 制 效 果 为 28 18%～
图 5 数值分析采用的地震动波形
34 13%; Hachinohe 地震动作用下其位移的控制效
311 系统设计及计算模型
果 为 24 186%～ 32 145%, 加 速 度 的 控 制 效 果 为
23 106%～ 37 168%; Northridge
出版社,1993.
[2] 姜继海, 苏文海, 刘庆和. 直驱式容积控制电液伺服系
统. 军民两用技术与产品.2003, ( 9) :43 —48.
[3] ITO M , SATO H , Maeda Y. Direct drive volume control of hydraulic system and its application to the 97[ C ]. steering system of Ship [A ]. FLUCOME ’ Hayama ,1997,445 [4] Masanori
Ξ
主动质量驱动 阻尼器 (AMD ) 能够对控制系统 进行合理设计, 控制作用可以大范围调整, 其以良好 的控制效果和低廉的控制代价成为目前研究与应用 最为广泛的一种控制方法[7～ 10] 。 现有的AMD 控制 系统绝大多数是液压驱动或者是伺服电机马达驱动 的主动控制系统[11] 。 其中, 传统的液压系统由于构 造复杂、 所占空间大、 能源利用效率低, 需要定期换 油, 维护成本高, 运行时噪声大, 污染环境等问题在 一定程度上限制了液压驱动 AMD 控制系统的应 用。 电机虽然对液压驱动作了一些改进, 但由于它需 要借助于机械传动部件 ( 如齿轮、 或丝杠、 或皮带) 等 中间环节, 仍存在诸如响应慢、 控制精度低、 行程受 限等问题。 由于直驱式容积控制伺服系统具有节能 高效、 体积小、 调速范围宽、 控制精度高等优点, 研究 利用直驱式容积控制伺服系统代替传统的液压系统 或伺服电机作为AMD 主动控制系统的驱动系统具 有深远的意义和光明的前景。
(m
3
s) Pa 。
312 系统地震反应DAMD 控制分析
表 1 列出了AMD 控制系统控制下的各楼层位 移和加速度反应峰值。 结构在地震作用下的各层位 移和加速度时程如图6 所示, 在此仅列出在4 条地震 波作用下的顶层位移和加速度时程。 DAMD 控制系 统驱动力及泵转速时程曲线如图 7 所示。 仿真分析 结果表明, DAMD 控制系统可以有效地减小结构的 地震反应, El Centro 波作用下其位移的控制效果为
1 直驱式容积控制作动器的组成、 特点
直驱式容积控制作动器的组成如图 1 所示。 这 种 系统在国外又被称为无阀系统 ( 指无电液伺服 阀) , 是用交流伺服电机直接驱动可双向转动的定量 泵, 定量泵直接驱动液压油缸。 通过调节伺服电动机
收稿日期:2007 209 228; 修订日期:2008 204 208 基金项目: 国家自然科学基金资助项目 ( 50608026 ) ; 科技支撑计划 ( 2006BAJ 03B 06 ) 和 973 计划 ( 2007CB714204 ) 资助项目