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摘要
近年来，人们对飞机的舒适性提出了更高的要求，在飞行过程中产生振动需及时进行控制，但因其易受飞机舱体夹芯板结构模型状态自由度维度较高影响，振幅和收敛速度较大，为此，提出飞机舱体夹芯板结构振动主动控制技术得研究。对夹芯板结构空间内的自由度维度进行初步降低处理时，利用模态截断的方式保留特定阶次动力学特性，剔除高阶（高频）弹性模态和蠕性模态。在振动控制阶段，借助线性二次型控制器实现对夹芯板结构力学微分方程状态的控制。在测试结果中，夹芯板结构的振幅始终稳定在0.25mm以内，收敛时间也稳定在0.15s以内。
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