导读:本文包含了主动颤振抑制论文开题报告文献综述及选题提纲参考文献，主要关键词:大展弦比,气动弹性分析,几何非线性,PID控制
主动颤振抑制论文文献综述
高翼飞[1]（2019）在《多控制面大展弦比机翼的颤振分析与主动抑制》一文中研究指出高空长航时无人机拥有十分广阔的应用前景,现在已经成为国内外航空设计工程的研究热点。此类飞行器的机翼普遍具有大展弦比、大柔性的结构特点,在气动载荷作用下容易产生较大的变形,计算这种类型机翼的颤振速度时就需要考虑几何非线性因素的影响。本文首先针对某大展弦比机翼进行了结构建模与线性颤振分析。然后采用“增量有限元”法和“准模态”法,通过DMAP语言编写新的NASTRAN求解序列,得到了机翼在自重及给定飞行条件下的静气动弹性变形以及静平衡位置处的模态,根据此模态计算大展弦比机翼在考虑几何非线性效应下的颤振临界速度。结果表明,受几何非线性因素的影响,机翼的颤振临界速度会有所降低。颤振会对机翼结构造成灾难性的破坏,颤振主动抑制技术可以显着的提高飞行器的气动弹性稳定性,近年来逐渐成为设计人员防颤振措施的首选。本文通过在机翼的后缘安装两个控制面来实现颤振主动抑制的工作。首先讨论增加控制面对机翼颤振特性的影响,然后通过有理函数拟合法得到时域内的气动力表达式,采用伺服电机作为作动器,在翼尖处安装加速度传感器,建立了带有控制面的机翼气动伺服弹性模型,并将模型在Simulink/Matlab中做了相应的开环时域仿真。本文最后介绍了PID控制以及模型预测控制两种控制方法,并将这两种方法应用于大展弦比机翼颤振主动抑制的研究,仿真结果验证了两种控制方法对机翼颤振抑制的有效性。由于模型预测控制可以通过模型预测和滚动优化实现对控制条件的约束,因此要优于简单的PID控制。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2019-04-01）
崔超[2]（2018）在《基于机翼控制的倾转旋翼机回转颤振主动抑制研究》一文中研究指出倾转旋翼机结合了固定翼飞机和直升机的优势,可以通过旋翼倾转,实现直升机模式和飞机模式之间的过渡,使倾转旋翼机具备垂直起降和大速度前飞的能力。倾转旋翼机的旋翼与机翼之间存在着严重的气弹耦合,可能导致动力学不稳定,其中回转颤振现象一直是限制倾转旋翼机发挥前飞速度优势的关键问题。如何提高前飞速度,扩大倾转旋翼机的飞行包线一直是倾转旋翼技术研究的热点。本文针对控制机翼的翼面,通过开展建模仿真和实验,重点研究翼面偏转对倾转旋翼机回转颤振抑制的可行性,为工程应用打下基础。本文基于Hamilton原理,建立了考虑副翼偏转的倾转旋翼/机翼/短舱气弹耦合动力学分析模型,并对建立的模型进行了模型验证,对比Johnson建立的模型和BELL公司在AMES风洞中的全尺寸半展长倾转旋翼机风洞试验数据,确定了所建立模型的准确性。利用状态观测器,设计基于线性二次型(LQR)优化方法的主动控制器,利用状态反馈实现对副翼偏转角度控制,研究LQR控制方法实现倾转旋翼机副翼主动偏转对倾转旋翼机回转颤振抑制的可行性。通过对BELL全尺寸试验模型和课题组缩比实验模型仿真研究表明:副翼主动偏转能够有效抑制倾转旋翼机的回转颤振,提高系统的稳定性,并且具有减振的效果。本文设计了带有机身的半展长缩比倾转旋翼机风洞实验模型,能够在低风速下出现回转颤振现象,并开展了副翼静态偏转的风洞吹风实验。通过实验对比,在设计角度范围内,相对副翼无偏转实验状态,副翼静态偏转能够使实验模型的回转颤振边界速度提高7%左右,证明了翼面偏转能够有效地抑制倾转旋翼机的回转颤振现象。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2018-12-01）
郑晓珂,唐炜,王立博,王波[3]（2018）在《颤振主动抑制的LPV控制设计》一文中研究指出飞行器的气动弹性特性随飞行状态发生改变,因此,颤振主动抑制控制器需在一定的飞行包线内保证其控制性能。线性变参数(LPV)控制设计因其考虑了系统参数的时变特性而被广泛关注。在此基础上,一种LPV控制器设计方法被研究用于颤振主动抑制,首先,针对原始气动弹性模型阶次偏高的问题,采用LPV斜投影法建立了低阶LPV模型;随后,在离散网格法基础上设计了LPV控制器;最后,以Goland Wing机翼为仿真模型验证了所提的LPV控制器设计方法,结果表明:采用该方法得到的LPV降阶模型可有效表征气弹系统的动力学特性,所设计的LPV控制器能够保证较宽飞行包线范围内颤振有效抑制。(本文来源于《振动工程学报》期刊2018年03期）
许行之[4]（2016）在《带操纵面二元机翼非线性颤振主动抑制控制方法研究》一文中研究指出非线性颤振主动抑制是气动弹性领域的研究热点,通过控制操纵面的偏转来进行机翼颤振主动抑制是一种具有实际工程应用前景的方法,其中颤振主动抑制控制方法的研究一直受到国内外气动弹性研究者的高度重视,当控制系统中存在饱和、不确定性和约束等问题时,研究具有低阶的、鲁棒的且稳定性好的非线性颤振主动抑制控制方法具有重要的理论与实际意义。本文基于现代控制理论、智能控制理论及非线性动力学原理,以亚音速内带有控制面的非线性二元机翼为研究对象,针对控制系统所遭受的非线性参数不确定性、外界扰动、输入饱和以及状态约束等问题,设计闭环系统稳定且能达到期望性能、鲁棒性好的非线性控制策略来实现机翼的颤振抑制。本文主要做了以下几方面的工作:1.本文首先通过准定常气动力理论推导了作用于翼面上的气动力及气动力矩表达式,利用拉格朗日方程建立了二自由度二元机翼的气动弹性运动方程,采用基于劳斯-赫尔维茨(Routh-Hurwitz)判据的特征值法求解了线性机翼系统的颤振频率和颤振速度,并探讨了非线性极限环颤振的机理和分类。2.研究了具有双线性迟滞非线性特征的二元机翼气动弹性系统的颤振主动抑制控制策略。首先,设计了基于状态相关的黎卡提方程(state-dependent Riccati equation,SDRE)的控制方法,将模型处理成适用于SDRE控制的标准形式,通过SDRE选取适当的性能权重参数来获得系统最优反馈增益,进而结合李雅普诺夫(Lyapunov)稳定性理论给出了闭环系统渐近稳定控制器。紧接着,又设计了具有规范形式的滑模控制(Sliding Mode Control,SMC)方法,通过引入线性变换将系统的状态方程转换成为一种低阶规范形式,然后利用二次型指标最优控制得到状态反馈矩阵,进而得到了能够确保系统渐近稳定快速收敛于零点的滑模控制器。最后,通过数值仿真对所提控制算法的有效性进行了验证,探讨了输入信号与执行器时滞对于响应的影响,并比较了两种控制方法的优劣。3.针对俯仰方向含有刚度和阻尼多项式非线性二元机翼气动弹性系统存在非线性参数不确定性问题,首先,通过状态变换和反馈对非线性系统进行反馈线性化,将其转化为线性系统,并在李雅普诺夫稳定意义下设计自适应反馈控制律。然后,又设计了模型参考自适应控制(model reference adaptive control,MRAC)方法,通过引入参考模型来提供理想的系统响应,并利用Lyapunov函数确定了非线性参数更新规律,进而保证了闭环系统的稳定性,并探讨了自适应增益矩阵对系统参数估计收敛速度的影响。最后,通过数值仿真对所提控制算法的有效性进行了验证,研究了刚度参数不确定性对系统响应的作用以及刚度、阻尼参数不确定性之间的关系。4.针对非线性二元机翼气动弹性系统同时存在非线性参数不确定性和外界干扰问题,设计了一种基于变更边界层的自适应滑模反演控制方法,通过滑模控制与反演技术相结合,将复杂非线性系统分解为若干子系统,同时设计部分Lyapunov函数和中间虚拟控制量,并利用SMC的鲁棒性保证分解后的每一个子系统的稳定性,然后引入切换控制,对系统参数不确定性和外加扰动进行补偿,并通过自适应方法设计了未知不确定性上界估计的更新规律,随后根据设定跟踪误差阈值,判断跟踪误差与误差阈值的比较关系来改变边界层的厚度,进而利用Lyapunov稳定性理论,证明了闭环系统的稳定性和跟踪误差的收敛性。最后,通过数值仿真对所提控制算法的有效性进行了验证。5.针对非线性二元机翼气动弹性系统存在非线性参数不确定性和外界干扰且同时考虑状态约束的问题,设计了一种基于队列条件下的迭代学习控制方法,以基于队列条件的迭代学习控制(iterative learning control,ILC)理论为基础,通过使用界限李雅普诺夫函数(Barrier Lyapunov Function,BLF)来确保沿系统轨线的有界性,克服了传统的全局正定和径向无界Lyapunov函数(Quadratic Lyapunov Function,QLF)无法解决约束控制的弊端,从而防止了违背状态约束条件,同时通过引入复合能量函数(Composite Energy Function,CEF),将传统压缩映射方法需要满足的条件拓展为局部利普希茨条件,进而通过合并BLF到CEF中组成界限复合能量函数(Barrier Composite Energy Function,BCEF),最终确保了系统在参数和非参数不确定性作用下BCEF沿着迭代轴的渐近收敛性。最后,通过数值仿真对所提控制算法的有效性进行了验证。6.针对带有控制面的非线性二元机翼气动弹性系统,从鲁棒性及轨迹跟踪性能等方面,对于前述章节的模型参考自适应控制方法、基于变更边界层的自适应滑模反演控制方法及基于队列条件下的迭代学习控制方法进行了对比仿真验证,比较了几种方法的优劣。(本文来源于《西北工业大学》期刊2016-07-01）
吴侃[5]（2016）在《含结构非线性和时滞的二元翼段颤振主动抑制研究》一文中研究指出近年来,通过控制机翼控制面的转角输出来实现颤振主动抑制,在航空领域已成为一种有望应用于实际工程的控制方法。然而,过去对机翼颤振主动控制技术的研究往往忽略了控制系统中的时滞因素和机翼的结构非线性因素。本文以叁自由度的二元翼段模型为研究对象,研究了时滞因素以及控制面间隙非线性对机翼颤振控制系统的动力学影响。主要研究内容如下:(1)基于DSP处理器,超声电机作动器和各传感器完成了机翼主动控制系统的硬件设计,搭建了机翼颤振抑制风洞实验的平台。完成了对超声电机实验测试和数学建模,并设计了PID运动控制算法,实现了电机精确的运动跟踪控制效果。此外,还设计了机翼颤振控制系统的串口通信监控界面,便于对整个系统的状态进行实时监测。(2)根据Theodorsen非定常气动力理论建立了该翼段模型的运动状态方程,并采用根轨迹法对二元翼段气动弹性模型求解得到了颤振速度。然后根据鲁棒控制理论设计了H_∞控制器和μ控制器,分别与二元翼段气动弹性系统共同组成了机翼颤振主动控制系统,并在不同的风速情况下进行了数值仿真和风洞实验。仿真和实验结果都表明,所设计的鲁棒控制器对机翼的颤振具有很好的控制效果。(3)针对控制回路中时滞问题,在控制系统的输出反馈信号中引入时滞量,通过数值仿真和风洞实验探求不同的时滞量对机翼颤振控制系统控制效果的影响,并比较了H_∞控制器和μ控制器对不同大小时滞量的鲁棒稳定性。(4)最后,建立了含控制面间隙非线性的叁自由度二元机翼气动弹性模型,并以状态方程的形式加以描述。通过对机翼控制面部分进行结构设计使控制面传动连接处能产生不同的间隙值,研究了不同大小的控制面间隙对机翼颤振主动系统的动力学影响。风洞实验表明,控制面间隙非线性的存在使机翼颤振控制系统产生了极限环振荡等动力学现象,并与仿真结果一致。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2016-03-01）
岳承宇,王立峰,赵永辉[6]（2015）在《基于压电作动器/传感器的升力面颤振主动抑制》一文中研究指出利用压电材料的正压电效应与逆压电效应对悬臂板结构复合材料机翼进行观测与颤振抑制.采用不同的压电材料分别作为作动器与传感器,建立了含有压电层的复合材料层合板的有限元模型,采用偶极子网格法(DLM)计算升力面的亚音速非定常空气动力,用Roger近似法对频域空气动力进行有理化近似,在此基础上建立了力-电-气动耦合系统的控制方程.针对多输入多输出(MIMO)系统,设计LQG最优控制律,对比系统的开、闭环颤振特性.应用Runge-Kutta法求解系统的时域动响应,数值仿真验证了该方法对颤振抑制的有效性.(本文来源于《动力学与控制学报》期刊2015年05期）
刘祥,孙秦[7]（2015）在《一种弹性机翼的颤振主动抑制与阵风减缓方法》一文中研究指出由于航空器的弹性性质,飞行过程中飞行参数的不断变化会引发运动稳定性和阵风响应特性的改变。在设计颤振主动抑制或阵风减缓控制器的过程中,以某一飞行状态为基础设计出的控制律往往不能保证在一定飞行参数范围内的性能。针对此问题,首先通过非定常气动力有理拟合方法建立时域连续阵风响应状态空间方程,再考虑模型随马赫数和动压的变化特性建立线性参数变化(LPV)模型。最后以线性参数变化模型为基础构造了包含动压和马赫数参数不确定性的线性分式变换模型,并设计了机翼颤振主动抑制与阵风减缓鲁棒控制器。结果表明,对于算例机翼,其在马赫数0.5~0.7范围内的颤振动压平均增大10%,且在飞行参数不断变化的时域仿真中,翼尖过载的均方根值降低51.4%。(本文来源于《西北工业大学学报》期刊2015年05期）
杨月婷,高国生,张作良[8]（2014）在《半主动动力吸振镗杆系统的颤振抑制机理》一文中研究指出深孔镗削过程中,针对影响工件加工精度和表面质量的颤振现象,建立单自由度切削颤振系统的动力学模型,利用谐波平衡法求得机床主轴转速与极限切削宽度的关系式,并绘制了机床主轴转速与极限切削宽度的稳定性图,结合半主动动力吸振镗杆刚度和阻尼系数的可控性,分析了机床结构刚度及阻尼系数大小对颤振抑制的影响。研究结果表明:机床颤振频率随着主轴转速呈分段线性变化,增大机床结构的刚度和阻尼,系统的稳定性区域在一定范围内相应的增大。为今后进行半主动动力吸振镗杆具体模型的建立和相关参数的选取提供了理论依据,具有实际意义。(本文来源于《石家庄铁道大学学报(自然科学版)》期刊2014年03期）
钱文敏[9]（2014）在《基于不确定性建模新方法的多作动机翼颤振主动抑制》一文中研究指出颤振主动抑制(以下简称为颤振抑制)是近几十年内发展起来的气动弹性新技术,主要得益于经典控制和现代控制的发展和成功应用。随着主动柔性机翼概念的提出,人们从以往着力避免气动弹性的负面效应转向充分利用主动控制技术来获得所需的气动弹性效应,使飞行器具有柔性增大、结构重量下降、飞行包线扩大、机动性能提高等特点,可为下一代飞行器设计提供关键技术。本文以含多操纵面的小展弦比叁维机翼风洞模型为研究对象,开展了理论分析、数值模拟和风洞实验一体化的颤振抑制研究。作者设计了颤振抑制控制器,建立了多作动机翼颤振抑制的风洞实验控制系统,并在风洞实验中验证了颤振抑制控制器的有效性。本文的主要工作和学术贡献如下:1.提出了一种气动弹性系统中参数化不确定性建模的新方法。传统方法直接对系统状态矩阵进行不确定性分析,存在重复建模和不确定性耦合问题,使得不确定性模型维数非常高,给控制器综合带来困难。而新方法从气动弹性建模的根源出发,通过对信号进行分析和汇合,避免了不确定性的重复建模,并能够对耦合的不确定项进行解耦,从而大幅减少不确定性模型的维数,进而可以更有效地设计颤振鲁棒控制系统。2.针对含前后缘控制面的二元机翼/外挂系统,使用偶极子网格法,考虑外挂的非定常气动力影响,采用上述建模新方法建立了流速扰动下机翼/外挂气动伺服弹性系统的不确定模型。开环颤振分析验证了新方法的正确性,闭环仿真结果表明基于不确定性建模新方法设计的控制器能够大幅提高颤振临界速度。3.将超声电机作动器应用到叁维机翼颤振抑制中,基于超声电机和数字信号处理器(DSP)自行设计和研制了多作动机翼颤振抑制的风洞实验平台,通过DSP的模拟输出实现了前后缘超声电机的精确角度跟随。通过添加额外的输出方程,成功地将二阶微分方程描述的超声电机数学模型合并到多作动机翼的气动伺服弹性系统方程中,设计了多作动机翼颤振抑制的多输入/多输出(MIMO)LQG控制器。风洞实验结果表明,常规的LQG控制器并不能起到颤振抑制的效果,而对控制系统中存在的时滞进行补偿的LQG控制器能够把多作动机翼的颤振临界速度从34.5 m/s提高到37 m/s。4.自行设计并研制了以实时仿真器(AD5435)为核心的具有高实时性的多作动机翼风洞实验控制系统,提出了一种前馈补偿的增量式PID控制方法,能够实现前后缘直流电机的精确角度跟踪。针对流速和空气密度不确定性,采用上述建模新方法建立了多作动机翼的气动弹性系统不确定性模型,分别设计了颤振抑制的单输入/单输出(SISO)和MIMOμ控制器。风洞实验结果表明,SISO控制器能够将机翼颤振临界速度从36.5 m/s提高到39 m/s,而MIMO控制器能够将颤振临界速度从36.5 m/s提高到38 m/s。与LQG控制器相比,μ控制器并没有对时滞进行补偿,但是却能够有效地抑制颤振,验证了μ控制器的鲁棒性。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2014-06-01）
韩晓斌[10]（2014）在《含时滞反馈的二维翼段颤振主动抑制系统动力学分析》一文中研究指出目前主动控制逐渐成为颤振抑制的一种重要方法。然而过去的研究常常将系统中时滞量忽略，近期的研究成果表明，时滞对颤振抑制系统具有明显的影响。在本文中，研究超声电机驱动控制面实现二维翼段颤振主动抑制。首先通过理论分析与实验相结合的方法，重点研究了超声电机的建模与控制；其次对二维翼段气动弹性系统建模以及控制律设计，讨论了不同沉浮、俯仰非线性弹簧对颤振系统的影响；最后分析了含有时滞时颤振抑制系统的稳定性，以及含时滞的控制律设计。主要研究如下：（1）DSP作为二维翼段颤振抑制控制系统的核心，采用了Matalb和DSP联合开发，搭建了超声电机控制实验平台，得到超声电机的数学模型，设计了PID、模糊-PID和模糊免疫-PID控制算法，通过实验和数值仿真，表明超声电机具有良好的可控性。(2)设计了一个含有控制面偏转的叁自由度二维翼段颤振主动抑制实验平台。采用Theodorsen非定常气动力，建立了二维翼段气动弹性模型，并根据此模型计了次最优控制律。数值仿真表明，采用超声电机控制控制面偏转可以有效地抑制系统模型的颤振，将系统的颤振临界速度提高了22.2%；讨论了沉浮、俯仰非线性弹簧对系统运动的影响。(3)考虑系统中阻尼存在的不确定因素以及超声电机在建模时忽略的一些因素，分别设计了控制器和控制器。数值仿真表明这两种控制器都有良好的可控性，与控制器相比，控制器的控制效果更好；分析了当控制面是含有间隙时，采用鲁棒控制器，不同间隙时对系统稳定性的影响。(4)考虑到时滞动力系统具有无穷维特性，其数值分析和理论分析均有较大难度，采用广义Sturm理论，通过对含有时滞反馈的二自由度翼段系统的稳定性进行分析，在给定的参数范围内得到了系统的全时滞稳定性区间；采用等效转换的方法，将含有时滞的状态方程转变为同维数不含时滞的状态方程，根据离散方法设计了最优控制律，数值验证该种方法可以有效的实现含有时滞的系统的控制。(本文来源于《南京航空航天大学》期刊2014-03-01）
主动颤振抑制论文开题报告
（1）论文研究背景及目的
此处内容要求：
首先简单简介论文所研究问题的基本概念和背景，再而简单明了地指出论文所要研究解决的具体问题，并提出你的论文准备的观点或解决方法。
写法范例：
倾转旋翼机结合了固定翼飞机和直升机的优势,可以通过旋翼倾转,实现直升机模式和飞机模式之间的过渡,使倾转旋翼机具备垂直起降和大速度前飞的能力。倾转旋翼机的旋翼与机翼之间存在着严重的气弹耦合,可能导致动力学不稳定,其中回转颤振现象一直是限制倾转旋翼机发挥前飞速度优势的关键问题。如何提高前飞速度,扩大倾转旋翼机的飞行包线一直是倾转旋翼技术研究的热点。本文针对控制机翼的翼面,通过开展建模仿真和实验,重点研究翼面偏转对倾转旋翼机回转颤振抑制的可行性,为工程应用打下基础。本文基于Hamilton原理,建立了考虑副翼偏转的倾转旋翼/机翼/短舱气弹耦合动力学分析模型,并对建立的模型进行了模型验证,对比Johnson建立的模型和BELL公司在AMES风洞中的全尺寸半展长倾转旋翼机风洞试验数据,确定了所建立模型的准确性。利用状态观测器,设计基于线性二次型(LQR)优化方法的主动控制器,利用状态反馈实现对副翼偏转角度控制,研究LQR控制方法实现倾转旋翼机副翼主动偏转对倾转旋翼机回转颤振抑制的可行性。通过对BELL全尺寸试验模型和课题组缩比实验模型仿真研究表明:副翼主动偏转能够有效抑制倾转旋翼机的回转颤振,提高系统的稳定性,并且具有减振的效果。本文设计了带有机身的半展长缩比倾转旋翼机风洞实验模型,能够在低风速下出现回转颤振现象,并开展了副翼静态偏转的风洞吹风实验。通过实验对比,在设计角度范围内,相对副翼无偏转实验状态,副翼静态偏转能够使实验模型的回转颤振边界速度提高7%左右,证明了翼面偏转能够有效地抑制倾转旋翼机的回转颤振现象。
（2）本文研究方法
调查法：该方法是有目的、有系统的搜集有关研究对象的具体信息。
观察法：用自己的感官和辅助工具直接观察研究对象从而得到有关信息。
实验法：通过主支变革、控制研究对象来发现与确认事物间的因果关系。
文献研究法：通过调查文献来获得资料，从而全面的、正确的了解掌握研究方法。
实证研究法：依据现有的科学理论和实践的需要提出设计。
定性分析法：对研究对象进行“质”的方面的研究，这个方法需要计算的数据较少。
定量分析法：通过具体的数字，使人们对研究对象的认识进一步精确化。
跨学科研究法：运用多学科的理论、方法和成果从整体上对某一课题进行研究。
功能分析法：这是社会科学用来分析社会现象的一种方法，从某一功能出发研究多个方面的影响。
模拟法：通过创设一个与原型相似的模型来间接研究原型某种特性的一种形容方法。
主动颤振抑制论文参考文献
[1].高翼飞.多控制面大展弦比机翼的颤振分析与主动抑制[D].南京航空航天大学.2019
[2].崔超.基于机翼控制的倾转旋翼机回转颤振主动抑制研究[D].南京航空航天大学.2018
[3].郑晓珂,唐炜,王立博,王波.颤振主动抑制的LPV控制设计[J].振动工程学报.2018
[4].许行之.带操纵面二元机翼非线性颤振主动抑制控制方法研究[D].西北工业大学.2016
[5].吴侃.含结构非线性和时滞的二元翼段颤振主动抑制研究[D].南京航空航天大学.2016
[6].岳承宇,王立峰,赵永辉.基于压电作动器/传感器的升力面颤振主动抑制[J].动力学与控制学报.2015
[7].刘祥,孙秦.一种弹性机翼的颤振主动抑制与阵风减缓方法[J].西北工业大学学报.2015
[8].杨月婷,高国生,张作良.半主动动力吸振镗杆系统的颤振抑制机理[J].石家庄铁道大学学报(自然科学版).2014
[9].钱文敏.基于不确定性建模新方法的多作动机翼颤振主动抑制[D].南京航空航天大学.2014
[10].韩晓斌.含时滞反馈的二维翼段颤振主动抑制系统动力学分析[D].南京航空航天大学.2014