用于高速转子振动主动控制的智能变刚度支承系统

在主动变刚度理论的基础上,利用形状记忆合金(Shape Mem ory Alloys)作为驱动元件,设计了用于高速转子振动主动控制的智能变刚度支承系统。试验证明:利用该支承系统实现了主动变刚度控制转子振动理论。      

飞机结构振动主动控制应用技术

阐述了以压电材料作为感受器与作动器进行真实飞机结构振动主动控制的一些应用技术，利用这些技术进行了真实飞机座舱结构的主动振动控制地面试验研究，取得了很好的控制效果。     

压气机叶片受外物损伤的剩余振动疲劳寿命

采用电磁涡流激振的振动疲劳试验,对TC4材料制成的平板叶片受外物损伤后的剩余振动疲劳寿命进行了研究。结果表明,叶片的外物损伤程度取决于撞击能量E和几何标度S,对于一定的叶片,存在不影响疲劳寿命的极限损伤。对叶片损伤处进行修复和适当减小叶片振动应力水平是提高叶片抗外物损伤能力的的有效途径。通过钢钛叶片试验分析表明,由于设计叶片稳态应力水平通常以抗拉强度为参考基点,那么钢制叶片的疲劳强度的富裕程度相对要高些。      

凸肩摩擦减振效果影响因素研究

为了研究凸肩摩擦减振效果的影响因素,以带凸肩平板叶片为对象,利用数值模拟方法计算了平板叶片的振动响应,进行了初始紧度及凸肩接触面与振动方向夹角对凸肩摩擦减振的影响研究。分析了不同夹角和初始紧度时的1弯振动响应,得到凸肩接触面与振动方向夹角和初始紧度对减振效果的影响规律。结果表明：存在1个最优初始紧度,使减振效果达到最好;接触面与振动方向夹角越小振动越小,但需要综合考虑磨损和紧度变化情况     

形状记忆合金智能结构的主动振动抑制研究

 从形状记忆合金 (SMA)智能结构用于主动振动抑制的构想出发,建立了含SMA非线性本构关系的智能复合材料结构的有限元模型,并结合试验验证了主动振动抑制的效果。试验和计算结果都表明SMA是振动抑制的有效驱动器,通过主动应变能调整 (ASET)的方法对结构固有频率的影响非常显著,这种影响主要体现在基频 (一阶固有频率 )的改变上,对高阶固有频率的影响逐渐减小。     

2.5维树脂基编织复合材料平板固有振动分析

开展2.5维T800碳纤维/BMP350聚酰亚胺树脂编织复合材料平板结构固有振动特性的仿真分析与试验研究。首先，分别采用多尺度分析方法和细观尺度有限元分析方法预测复合材料悬臂平板的固有振动特性。其次，开展了复合材料悬臂平板的模态试验，获取其固有振动特性的实测数据。与试验结果对比，仿真预测固有频率最大误差在10%以内，验证了上述两种固有振动分析方法的有效性，可为后续2.5维树脂基编织复合材料叶片的动力学性能分析与设计研究提供参考。      

主动约束层阻尼结构振动控制试验研究

基于主动约束层阻尼结构及独立模态振动控制方法，利用压电驱动器／传感器和粘弹性材料与薄板构成的复合层压阻尼结构，在理论研究的基础上^[1]，对一组悬壁板结构进行了试验研究，给出了部分试验研究结果，分析总结了主动约束层阻尼结构的主要优缺点。     

航空发动机叶片包容模拟试验与数值仿真研究

为研究航空发动机机匣对断裂叶片的包容性,进行了高速飞断平板叶片撞击同心圆筒的试验,并利用MSC．Dytran软件仿真计算了试验过程。经对比,计算结果和试验结果吻合性较好。通过对结构塑性动力学响应和叶片变形过程的分析,指出了叶片断裂时的不同转速对撞击过程及结果的影响。     

大型空间可展开天线结构的主动振动控制

利用内置压电元件的主动构件作为作动器,对大型空间可展开天线结构进行了振动主动控制的研究。分析了含压电单元的空间天线结构的振动主动控制的原理和方法,采用独立模态控制法对可展开天线结构实施主动控制。并且基于作动器的模态影响矩阵对作动器进行了优化布置,使其效能达到最大。最后采用LQR方法对结构进行控制,应用Matlab软件对该压电结构进行仿真实验控制。仿真的结果表明,通过振动主动控制明显增加了可展开天线结构的结构阻尼,取得了十分有效的振动抑制效果。     

单晶叶片高温振动疲劳试验技术研究

介绍了低压涡轮叶片高温振动疲劳试验方法。研究了高频感应加温原理,考虑集肤效应、端部效应,设计了高频感应加温系统,获得了均匀的温度场;通过夹具定位系统的设计,保证了更换叶片时温度场的精确性和有效性;利用理论研究结合有限元仿真,获得了高温状态下叶尖振幅与最大振动应力的关系,实现了高温环境下通过叶尖振幅对振动应力的控制。在此基础上完成了低压涡轮叶片的高温振动疲劳试验,获得了最低疲劳极限,为工程设计提供了试验依据。     

Large Amplitude Flexural Vibration of the Orthotropic Composite Plate Embedded with Shape Memory Alloy Fibers

研究了形状记忆合金(SMA)纤维混杂复合材料大挠度层合板的非线性自由与受迫振动特性。基于描述SMA力学行为的Brinson理论以及层合板材料性能预测的混合率,建立了SMA纤维混杂复合材料大挠度层合板的本构方程,基于对称层合各向异性弹性板的非线性理论,建立了以横向挠度和应力函数表示的板的横向振动方程和相容方程。采用Galerkin近似解法将振动方程化为时间变量的含有3次非线性项的Duffing型常微分方程,采用谐波平衡法(HBM)获得系统的固有频率方程和强迫振动稳态频率响应方程。数值计算表明,非线性板自由振动频率比与激励温度的关系具有与线性板相同的特征,马氏体相向奥氏体相转变阶段温度对板的振动频响特性曲线的影响最显著,同时也讨论了SMA纤维含量、板的纵横比以及自由振动幅值对板的非线性频率比的影响。     

含SMA纤维的复合材料层合板的应力集中实验与分析

 由于具有形状记忆效应, 埋入复合材料层合板中的形状记忆合金纤维, 相变后将产生很大的回复应力, 不仅改善了整个承载结构的机械性能, 而且改变了危险区域的应力分布, 降低了应力集中程度。针对带孔的复合材料层合板, 通过拉伸实验及测定应力集中因子, 说明形状记忆合金纤维对于承载复合材料构件孔边附近区域的应力集中有很好的抑制作用, 孔边应力集中因子最大可降低9%。     

Damping of Ni-Mn-Ga epoxy resin composites

By combining the advantages of effcient damping and high mechanical properties,Ni-Mn-Ga particle composites have a very good prospect for applications in damping structure design.In this paper,a ferromagnetic shape memory alloy Ni-Mn-Ga composite is prepared.Ni-Mn-Ga particle/bisphenol-A epoxy composite cantilever beam vibration tests under a magnetic feld and without the magnetic feld are conducted to analyze the structural damping ratios n.Meanwhile,the damping characteristics of the Ni-Mn-Ga composite are studied through the axial loading-unloading method and the acoustic emission signals method.The damping coeffcient of the composite for different Ni-Mn-Ga volume fractions is obtained.The interface properties of the composite are discussed by micro examination and axial loading.The relationships between the damping of the composite and that of the component materials are discussed.The specifc damping capacity（SDC）and acoustic emission counts diagram of different specimens with different Ni-Mn-Ga volume fractions are analyzed.     

振动时效对NiTi记忆合金双程记忆应变的影响

研究了振动时效对NiTi形状记忆合金双程记忆效应的影响.结果表明,当预应变较小或较大时,经过振动时效后NiTi合金的双程应变量增加;当预应变适中时,振动时效后NiTi合金的双程应变量减小.这可能是由于振动时效在NiTi合金中产生了微观塑性变形,改变了合金中的双程应力场而导致的.     

复合材料层合板的振动模态试验研究

采用逐点激励单点测试（SISO）的方法,在自由状态和一端固支状态下对无损伤和含开孔损伤的复合材料层合板进行了模态试验和模态识别.根据测量得到的试验件的频率、阻尼和振型等模态参数,分析了层合板在不同边界条件下开孔损伤位置和开孔损伤大小对层合板的振动特性的影响.结果表明：复合材料层合板具有优越的阻尼特性;试验获得的振动特性与相关文献中的结果一致;开孔损伤位置和开孔损伤大小对层合板的振动特性有明显影响.     

Acceleration sensors based modal identification and active vibration control of flexible smart cantilever plate

Some flexible appendages of spacecrafts, such as solar panels, are cantilever plate structures. Thus, vibration problem is unavoidable when there is slewing maneuver or external disturbance excitation. Vibration of such cantilever plate structures includes coupled bending and torsional motion. Furthermore, the low amplitude vibration near the equilibrium point is very difficult to be quickly suppressed due to nonlinear factors of the hardware in the system, which is harmful to stability and attitude control accuracy. To solve these problems, acceleration sensor-based modal identification and active vibration control methods are presented for the first two bending and the first two torsional modes vibration of the cantilever plate. Optimal placements of three acceleration sensors and PZT patches actuators are performed to decouple the bending and torsional vibration of such cantilever plate for sensing and actuating, and identifications are achieved by experiments. A nonlinear control method is presented to suppress both high and low amplitude vibrations of flexible smart cantilever plate significantly. Experimental comparison researches are conducted by using acceleration proportional feedback and the presented nonlinear control algorithms. The experimental results demonstrate that the presented acceleration sensor-based methods can suppress the vibration of cantilever plate effectively.     

1200℃高温环境下板结构热模态试验研究与数值模拟

高超声速飞行器高马赫数飞行时,翼、舵及垂尾等板形姿态控制结构将会面临极为严酷的高温环境,为了获得难于实测的结构在高温与振动复合环境下的热模态参数,本文将瞬态气动热试验模拟系统与振动试验系统相结合,建立了高温热/振联合试验测试系统,实现了高达1200℃热环境下矩形板结构的模态频率等关键振动参数的试验测试。同时,对矩形板结构的热模态特性进行了数值计算,并将试验结果与计算结果进行对比验证。试验中通过自行研制的耐高温陶瓷导杆引伸装置将结构上的振动信号传递至高温热场之外,使用常温加速度传感器对振动信号进行参数识别;并运用时-频联合分析技术对试验数据进行分析处理。本文所获得的高温环境(200~1100℃)下矩形板结构的模态频率的试验结果与数值计算结果取得了比较好的一致性,验证了本试验方法的可信性及可用性。本研究结果为高超声速飞行器翼舵结构在高温环境下的振动特性分析以及安全可靠性设计提供了重要的试验手段和参考依据。     

SMA智能复合材料结构的有限元分析与实验研究

建立了嵌入形状记忆合金(SMA)丝作为智能驱动器的智能复合材料层板结构模型,并对结构变形进行了分析。对SMA的本构关系进行了推导,得到了不同温度下的应力应变关系,并加入了界面的柔化折算,采用数值方法求解。驱动器镶嵌于层板表面或内部,根据电阻反推得到准确的温度。不同温度下的驱动变形计算结果同试验结果吻合较好。对结构的振动特性进行了测试,得到了不同温度下的模态频率变化。     

Independent modal variable structure fuzzy active vibration control of thin plates laminated with photostrictive actuators

Photostrictive actuators can produce photodeformation strains under illumination of ultraviolet lights. They can realize non-contact micro-actuation and vibration control for elastic plate structures. Considering the switching actuation and nonlinear dynamic characteristics of photostrictive actuators, a variable structure fuzzy active control scheme is presented to control the light intensity applied to the actuators. Firstly, independent modal vibration control equations of photoelectric laminated plates are established based on modal analysis techniques. Then, the optimal light switching function is derived to increase the range of sliding modal area, and the light intensity self-adjusting fuzzy active controller is designed. Meanwhile, a continuous function is applied to replace a sign function to reduce the variable structure control (VSC) chattering. Finally, numerical simulation is carried out, and simulation results indicate that the proposed control strategy provides better performance and control effect to plate actuation and control than velocity feedback control, and suppresses vibration effectively.