直升机复合材料尾桨叶疲劳试验研究

本文采用单点疲劳试验加载方法实现直升机复合材料尾桨叶疲劳试验挥舞、摆振、扭转方向的交变载荷协调加载，与以往多点、多向桨叶疲劳试验加载方法相比，试验设备简单，调试方便，可以达到较高的精度。复合材料桨叶在生产过程中常常在其内部带有气泡等缺陷，使得桨叶生产报废率偏高。本文主要研究这些缺陷对复合材料桨叶疲劳寿命的影响。疲劳试验结果表明，存在一定气泡缺陷的复合材料桨叶仍能满足规定的疲劳寿命。     

航天复合材料机翼疲劳试验加载技术研究

随着我国航天飞行器的不断发展,新型全复合材料结构、可重复使用航天飞行器成为了新的研究目标,因此,需要针对航天复合材料飞行器开展疲劳寿命试验技术研究。本文主要针对航天复合材料机翼疲劳试验加载技术开展研究,提出了一种可以在结构表面施加多向分布式疲劳载荷的加载系统。首先分析了机翼的疲劳载荷环境,然后根据载荷的多向性和机翼的材料特点,设计了加载垫和压式杠杆系统,并开展了相关分析和试验验证。最后应用此项技术开展了全复合材料机翼疲劳试验,试验结果表明,此加载技术能够准确、高效完成复合材料机翼疲劳试验,为复合材料机翼疲劳寿命评估研究提供帮助。     

多点正弦模态试验技术的注记

探讨了多点稳态正弦激振模态试验技术的几个问题，利用离散傅立叶变换的正弦信号数据处理方法和实现，多点稳态正弦激振频响函数估计方法，利用测试频响函数确定多点正弦相位共振试验的适调激振力分布的奇异值分解方法，给出了两咎利用相位共振试验确定结构参数的计算方法。     

使用电涡流激振器对叶片轮盘组合体模型作多点激振的试验研究

本文介绍了利用我院研制的电涡流激振器在叶轮组合体模型上实现非接触式多点激振的试验研究情况,分析了试验原理,论证了分离纯模态的激振力布点调力调相准则;列出了各模型的试验结果并对叶片轮盘耦合振动的若干规律作了探讨。文中,还阐明了在复杂结构振动试验中采用多点激振的意义和需要解决的一些问题。     

锤击法与激励锤

建立在快速富里叶变换技术基础上结构特性锤击激振法(简称锤击法)是一种简便、快速、经济的宽频带激振试验方法。它可以通过对结构输入信号和输入信号的处理,测出结构的动态特性,并进而进行结构的模态参数识别或故障诊断,因而受到工程界的重视。近几年来,由于力学、数学工作者的努力,计算机和专用分析仪器的发展,单点脉冲激振试验模态识别技术得以迅速发展,这方面的研究工作比较活跃,锤击法在一些工业部门、研究单位、大专院校有了较为广泛的开展。七○二所为实现冲加载,研究生产了带有力传感的激励锤作为激振源,可用于产品零构件的结构模态试验,同时也部分地向外单位供应。本文对锤击法和激励锤作一简单介绍,对正处于积极发展并已经进入实用阶段的锤击激振试验技术出一点力。     

矩形断面非线性驰振自激力测量及间接验证中若干重要问题的讨论

采用专门研制的小型动态测力天平，通过弹簧悬挂节段模型内置天平同步测力测振风洞试验，对3:2矩形断面的非线性驰振自激力进行了测量。比较了基于实测自激力重构的节段模型位移响应时程与试验结果，从而对自激力测量精度进行了间接的验证；讨论了在进行这种验证时考虑节段模型系统等效阻尼和刚度参数非线性特性的重要性、非风致附加自激力和风致自激力在动态力中的占比、忽略非风致附加气动阻尼力和惯性力的非线性特性对自激力测量精度的影响等若干重要问题。结果显示:对于3:2矩形断面，非风致附加自激力在测得的总动态力中的占比超过了风致自激力的占比，因此从测得的总动态力中提取自激力时必须扣除非风致附加自激力；非风致附加气动阻尼力和惯性力的非线性对驰振自激力测量精度有一定影响，值得考虑；节段模型系统等效阻尼和刚度参数的非线性对节段模型驰振位移响应的重构精度有明显影响，在验证自激力测量精度时必须加以考虑。     

螺旋弹簧动态分析及试验

螺旋弹簧多用于动力系统且常易发生疲劳破坏。为了避免弹簧的疲劳破坏,设计者应对弹簧由振动所引起的动力影响加以考虑。 本文对承受反复运动的螺旋弹簧的动态特性进行了分析与试验。直接把均匀杆纵向振动的数学模型用于弹簧的动力分析。给出了力的传递比和动弹簧模量公式,便于设计者估算弹簧所允许的工作频率范围。     

一种新型疲劳试验器的试验研究

PYD-1型叶片振动疲劳试验器是根据电(磁)涡流原理研制的一种新型疲劳试验设备。其工作频带宽、高频特性好、系统中引进串联电容谐振方案,功率消耗明显下降。在疲劳试验技术方面开创了一种新的激振方法。 本文阐明了电(磁)涡流激振的工作原理、性能特点;叙述了磁路分析与结构设计、电容谐振方案、振幅自动控制与遥控监视等。最后,介绍了用该设备对发动机叶片进行的振动疲劳试验,效果良好。     

结构模态能控性和能观测性的度量

利用现代控制理论研究了结构模态的能控性和能观测性问题,给出了模态坐标下结构的能控性和能观测性判据,证明了多输入－多输出（ＭＩＭＯ）试验模态分析技术用于存在重根模态结构的模态试验的必要性,并人出了对激振点和测量点数量的要求。利用奇异值分解技术给出了一种结构查态能控性和能观测性的度量方法,并讨论了其在模记试验激振点和测量点位置选择中的应用。     

1990年我院将举办(联合举办)四个国际学术会议

我院明年将与国内外有关高校、学术组织联合举办四个国际学术会议,即:与日本东京大学联合举办“空气动力学和飞行器设计”学术会议,与英国爱丁堡大学联合举办‘计算机辅助工程”学术会议,与南京邮电学院联合举办“卫星通信’学术交流会议及与中国振动工     

振动环境下焊点疲劳失效与裂纹扩展分析

采用子结构方法对振动加载条件下组装有EBGA器件的印制电路板系统进行有限元建模,研究了振动环境下焊点疲劳速率与环境温度、振动频率之间的关系;然后又利用局部/整体相结合的方法对EBGA焊点中由于热循环试验导致的微裂纹在振动试验条件下的扩展情况进行了分析,研究结论可以为HALT试验中振动试验方案的制订以及热循环与振动试验结合方式的优化提供理论指南,最后对分析结果进行了试验验证。     

振动环境质量载荷效应探究

航天飞行器有爆脱冲击环境质量载荷效应现象,类似也有振动环境质量载荷效应问题。国外一直在作这方面研究,机理不清,没有定论。本文对此加以述评,并对机理进行初步探究,这对预示振动环境及制定振动环境试验条件有重要意义.     

航天发射的低频振动环境及其模拟

概述了航天发射中低频振动环境的类型和特征，分析了低频振动环境与结构振动特性的关系及其对航天产品结构的影响和危害，研究了低频振动环境的模拟试验方法，提出了以六自由度电液式振动台进行系统级多轴低频振动环境试验以更真实地模拟产品实际使用环境的技术途径。     

火工品爆炸加载方法在火箭分离冲击环境模拟试验中的应用与效果

基于火箭分离冲击环境的特点和冲击环境对箭上仪器产生的影响,研究了分离环境模拟的火工品爆炸加载技术。该技术能够复现实际的冲击环境,并可产生加严考核的高量级冲击环境,以满足鉴定试验以及更高的试验要求。根据不同的试验要求,此项技术即可以应用于单机试验,也可以应用于部(舱)段试验,并且在一定的条件下可以同时满足三个方向的冲击环境模拟要求。     

热振联合试验控制技术研究

在热振联合试验中,温度和振动的控制和测量是最主要的技术难点。讨论了采用热流作为加热控制方式,采用红外点温仪作为温度测量手段的可行性;同时提出采用多普勒激光测振技术控制和测量热环境下的振动参数。通过试验验证和结果分析得出,在热振联合试验中采用多普勒激光测振仪是可行的。     

某型飞机局部结构改装振动响应增量预估

研究了某型飞机局部结构改装振动响应增量预估问题，根据对原型飞机和改装结构－加装天线罩的分析，提出了振动响应增量预估的分析原理，方法与技术路径，即以天线罩引起的气动载荷为输入，以天线罩及周围机身为受激对象，计算或测量天线罩上及机身内外某些点的振动响应增量。为此，本文通过缩尺模型的吹风试验，测量了天线罩上的脉动气动载荷，通过地面振动测量，测量了改装结构的频响函数，并进行了计算预估与模拟加载响应测量预估     

环境应力筛选中的振动试验方法

从振动试验技术的角度讨论了振动应力筛选的方法,分析了振动试验中夹具、安装方式、传感器、振动方向等各种因素和控制策略对环境应力筛选效果的影响,以及电子、机电、机械等不同种类产品的振动应力筛选方案,指出了在振动应力筛选中应注意的问题。     

管路系统热-振联合环境试验技术研究

管路系统是飞行器发动机的重要组成部分,在工作过程中经受多种热力学和振动环境,必须经过地面试验以考核管路系统的可靠性。热振联合试验就是考核结构件在热及振动环境下可靠性的一种行之有效的方法。本文分析描述了热振动试验中热、压系统及振动系统的组建方法。该试验技术对类似的综合试验具有指导意义。     

贴片云纹干涉法测量离面位移及振动

将全息胶片用特种胶粘贴到试件表面,用加载前后两次曝光法得到全息云纹,然后使胶片与测试对象分离后进行处理,这种可分离处理的贴片云纹干涉法在面内位移及应变场测量中已获得成功应用。它具有实验周期短、工艺简单、测量精度高等优点。本文首次提出采用非对称双光束入射贴片云纹干涉法,在忽略较小面内位移影响的前提下可获得离面位移及振幅场。文中用付里叶光学验证了面内位移定量公式,推导了离面位移及振动的计算公式,并对测量精度及灵敏度作了讨论。最后给出了对悬臂梁挠度及矩形板横向振动的测试结果。本文的工作扩大了贴片云纹干涉法的应用范围,对工程实际应用具有一定价值。     

声振预示及试验统计与置信限分析

本文利用统计能量分析 (SEA)原理 ,对噪声引起的仪器舱段振动响应作了预示 ;文中还提出基于噪声试验的试验外推预示公式 ;用加速度级 (参考 lg)对舱段的多次噪声试验引起的结构振动数据及其外推预示结果进行了统计和比较及置信限分析 ,结果是满意的。