基于压电分流阻尼电路的悬臂振动控制方法

针对航天领域内广泛应用的大尺寸、高柔性结构存在的振动自由衰减速度慢的问题，为了防止振动对飞行器结构的功能造成影响或者破坏，设计了基于宏纤维复合材料（Macro Fiber Composite,MFC）压电分流阻尼电路的结构减振方法。在对压电片电学特性分析的基础上，对电路结构进行了设计和分析，并用阻抗分析法对电路参数进行了优化，其中采用浮地模拟电感实现了电路中所需的大电感。针对典型悬臂梁结构，采用仿真手段分析了压电分流阻尼电路的减振效果，并搭建试验系统进行试验验证，压电分流电路能够显著降低结构的振动幅值。     

小卫星舱体结构粘弹性阻尼减振优化设计

航天器发射段动环境恶劣,需要考虑对结构进行阻尼减振设计。小卫星内部空间狭小,结构轻质化要求高,须采用自动优化设计方法进行阻尼处理敷设位置和几何参数同时优化。针对小卫星结构阻尼减振的要求,分析了初始无约束阻尼结构的动力学特性,确定出约束阻尼处理的部位;提出一种基于Layerwise有限元分析和多目标优化的粘弹性阻尼结构优化设计方法,采用非支配遗传算法求解优化问题,获得了同时兼顾附加质量和阻尼性能要求的优化结果。结果表明,对小卫星舱体安装结构进行局部粘弹性阻尼处理能够显著降低敏感设备的动响应,提出的优化方法能够同时实现阻尼敷设位置和几何参数的同时优化。     

基于被动隔振平台的振动主动控制研究

通常机组设备工作所处可适应振动工况不尽相同,针对振动噪声敏感程度不同设备应采取不同减振设计方式,同时应考虑在同一被动减振平台设备之间存在振动相互干扰问题。本文针对已存在大型被动减振平台上对振动环境敏感型精密设备展开二级振动主动控制减振系统设计,提出一种在被动隔振平台基础上进行振动主动控制的减振方式。通过对控制算法的仿真研究,建立阻尼弹性减振平台系统模型仿真研究,及基于被动隔振平台的振动主动控制试验研究等,验证该减振方式能够实现有效减振。     

一种小型无人直升机飞控舱减振及飞行验证

研究了起飞质量为100kg的小型无人直升机飞控舱减振问题,通过建立飞控舱耦合系统有限元模型,利用大量实物模态试验得出的试验数据,对所建有限元模型进行修正.利用修正过的模型对飞控舱进行振动计算及参数影响分析,得到了满足强度和振动特性要求的减振器.经过大量飞行试验,验证了飞控舱减振系统具有良好性能,故解决了飞控舱振动过大难题,为无人直升机进行自驾飞行提供了安全保证.     

一类约束阻尼结构动力学建模及其应用

结构系统的劝控制是改善航天器动态特性的重要途径，本文分析了利用约束阻尼结构进行了振动抑制的基本方法，讨论了约束阻尼结构的动力学特性和有限元模型，作为应用实例，本文将约束阻尼结构应用于某大型航天结构，对比附经前后结构的试验莫大记结果，作为一种被动振动控制方法，对航天结构抑制是有效和可行的。     

高速滚动轴承-转子系统的摩擦阻尼减振

为了抑制高速滚动轴承-转子系统在通过临界转速时的过大振动,本文采用了摩擦阻尼弹性支承结构.分析了该支承的减振机理和支承特性,设计了摩擦阻尼器,研究了其对转子系统不平衡响应的影响.结果表明,采用适当的机械结构,阻尼器的刚度因子和摩阻因子只与内环的锥角和接触面摩擦因数有关.通过改变这两个参数和外壳轴向刚度,可改变其刚度和阻尼特性.在转子系统支承中引入摩擦阻尼器能够降低支承刚度,从而降低系统的临界转速,避开工作转速.此外,还可增大支承阻尼,抑制临界振幅,减小系统的振动外传力.     

约束阻尼层板的振动分析

约束阻尼层结构是一类利用阻尼层的剪切效应达到减振目的的结构。基于这一原理，本文分析了约束阻尼层板的振动。引入的位移模式中，考虑了附加部分对原结构运动的相对性和阻尼层的横向剪切效应，据此推导了约束阻尼层板的运动方程和边界条件。最后分析了简支矩形板的固有振动，讨论其振动特点。     

约束阻尼尼板的振动分析

约束阻尼层结构是一类利用阻尼层的剪切效应达到减振目的结构。基于这一原理，本文分析了约束阻尼层板的振动，引入的位移模式中，考虑了附加部分对原结构运动的相对性和阻尼层的横向剪切效应，据此推导了约束阻尼层板的运动方程和边界条件，最后分析了简支矩形板的固有振动，讨论其振动特点。     

基于随机有限元的导弹振动环境试验设计研究

针对传统方法制定出的试验条件余量未知的缺点,本文研究了基于随机有限元的导弹振动环境试验条件设计方法。首先,给出了研究方案。其次,为了使用基于传递特性方法预示振动响应,基于导弹梁模型,研究了自主飞行过程中外部气动噪声激励模式对动态响应传递特性的影响,确定了模拟导弹自由飞行过程的动态响应传递特性计算方法。最后,通过算例研究了使用随机有限元方法模拟结构偏差引起的结构动特性变异,并且对比了最高预示环境计算方法的传统方法和本文方法。研究发现,本文方法不仅可以考虑结构各偏差对动特性的影响,另外可以克服传统方法中余量可靠性未知的缺点。     

用子系统阻抗分析法确定转子-弹性阻尼支承系统的临界转速

近二十年来,航空燃气涡轮发动机转子系统的弹性支承设计已逐步取代了早期的刚性支承设计。采用弹性阻尼支承结构的目的是调频与减振。为此,支承与转子的动态特性参数必须有良好的匹配,这就需要进行大量的计算与试验。机械阻抗分析法是预示转子—弹性阻尼支承系统的临界转速及其减振特性的简便有效的手段。 本文在国外关于转子支承系统临界转速的阻抗分析法的基础上,提出转子在与支座交联点上假设阻抗的子系统阻抗分析法,有效地解决双弹性阻尼支承的转子系统临界转速的预示。 给出一系列交联点上的假设阻抗值,由转子子系统的频率方程求得转子子系统相应的共振频率特性。弹性阻尼支座的位移阻抗特性可由计算或试验确定。在平面直角座标系中,转子子系统与支座子系统的特性曲线交点,便是整个系统的共振频率。文中还提出了由曲线图确定共振频率的简易方法。     

大型圆柱壳体切削噪声控制的实验研究

在造纸机械烘缸加工的实验缩尺模型的基础上，分析了壳体切削噪声的一般特征以及切削用量对切削噪声的影响，证明了主要声源为切削过程中工件的声辐射。通过几种降噪方案的分析、比较、确定了以隔声措施为主，提高刀杆动态特性措施为补充的降噪方案。设计制作了仅罩住工件的实验性隔声罩，并分析了其隔声性能，指出了其不足与改进措施，在此基础上，设计制作了全封闭型的实验性隔声罩，取得了２５ｄＢ（Ａ）的降噪效果，对刀杆约束阻     

飞行器滚转阻尼导数测量试验技术研究

介绍了中国航天空气动力技术研究院针对滚转阻尼导数试验中不同试验要求，为航空航天飞行器开展的多项滚转阻尼导数风洞试验技术研究。针对不同模型，分别采用一体式弹性铰自由振动试验技术、组合式弹性铰自由振动试验技术和基于气浮轴承的自由滚转试验技术进行了多项试验，对机械阻尼特性、试验频率和抗载荷能力等关键性能进行了综合分析和研究。风洞试验结果表明:合理利用各项试验技术进行试验，试验数据大小合理、规律性好；各试验技术能够满足不同的试验振动频率范围，并且体现出了机械阻尼量级的规律性变化。针对不同飞行器外形进行风洞试验时，应结合试验要求和多方面因素选取合适的试验技术和试验方案。     

加筋板自由阻尼铺层的拓扑优化研究

为提高铺设自由阻尼层的加筋板结构的减振降噪性能,以阻尼层厚度为设计变量,结构模态损耗因子最大为目标,阻尼材料用量为约束对阻尼材料分布进行了拓扑优化。推导了模态损耗因子对阻尼层厚度的灵敏度,在此基础上使用移动渐近线(MMA)算法对优化问题进行求解。并探讨了阻尼材料的弹性模量,损耗因子和加强筋截面尺寸对拓扑优化结果的影响。     

跨声速风洞模型主动减振系统试验研究

为解决跨声速风洞测力试验模型的俯仰振动问题,研制了一套主动减振系统。该系统利用了模型/天平/支杆系统的响应特性,采用主动控制方法,以天平信号作为输入,采用速度负反馈,使用安装在支杆后端主动接头内的压电陶瓷作动器来抑制模型振动。地面试验结果表明,主动减振系统使模型/天平/支杆系统的俯仰一、二阶阻尼比分别提高20.8倍和12.8倍。风洞试验结果显示,法向力和俯仰力矩振动幅度分别下降71.0%和57.5%,风洞试验结果还表明主动减振系统对气动系数的影响相对较小。主动减振系统在多个模型的风洞试验中也得到验证,显示出良好的减振性能和模型适应性。     

基于神经网络的风洞尾支杆减振系统

风洞试验时,由于气流的影响,测试用悬臂式尾支杆容易产生大幅度低频振动,这会严重影响测试精度,甚至损坏自身结构。为了有效抑制尾支杆的振动,本文设计了基于压电组件的主动减振系统,并将人工神经网络应用于PID控制,提出了神经网络PID智能控制算法。对尾支杆进行有限元分析,获取其模态参数。然后设计试验测试减振系统的性能,将神经网络PID与经典PID的控制效果进行对比。试验结果表明:在连续载荷的作用下,采用经典PID控制算法与神经网络PID均可达到有效控制(减振幅度70%以上),且神经网络PID在保证减振效果的情况下实现控制参数自整定,具有良好的鲁棒性。     

新型主减隔振装置隔振性能测试试验研究

为解决新研全尺寸主减隔振装置地面性能试验中由于试验件尺寸大、重量重和试验状态多等难点,同时缩短试验周期并降低试验成本,提出了一种通过实测动载荷传递率评估主减隔振装置隔振性能的地面性能试验方法,给出了试验方案、试验夹具安装、试验内容以及过程。通过理论分析和试验结果,验证了实测动载荷传递率试验方案的可行性,测试结果真实可靠,为后续类似的系统级全尺寸隔振性能试验提供了一种新的试验方法。试验结果表明:新型主减隔振装置对垂向、航向和侧向三向激励的隔振效率均超过了80%,达到了预期的减振效果。     

在主减速器斜撑杆上安装压电叠层作动器的直升机主动隔振

采用安装在主减斜撑杆上的压电叠层作动器建立了直升机主动隔振系统。基于压电材料本构关系推导了压电叠层作动器的驱动方程,建立了压电叠层作动器驱动的主减主动隔振系统动力学模型。采用了自适应滤波控制方法,通过最小均方算法实现了自适应控制。直升机主动隔振仿真实验表明了该系统具有高效的隔振效果。     

变厚度圆锥壳的传递函数解

采用多参量渐近分布参数传递函数法，分析了变圆锥壳的静变形和自由振动问题。文中利用Fourier级数展开，Laplace变换，推导了变厚度圆锥壳状态空间形式的运动微分方程。在圆锥壳渐近传递函数解的基础上，再引入一个与厚度变化相关的小参数。利用摄动方法，将微分方程进行双参层摄动，采用传递函汉对所得到的摄动方程进行求解，得到了变厚度圆锥壳在任意边界条件下的渐近传递函数解。     

Working Mechanism of a Kind of Non-resonant Linear Piezoelectric Motor with Flexible Driving End

A non-resonant piezoelectric linear motor with a flexible driving end,which has an extensive working frequency range and good operation stability,is studied theoretically and experimentally.Based on the microscopic vibration characteristics of the motor stator,the longitudinal vibration model is established for the whole motor system.According to the Coulomb friction model and the motor vibration model,the friction mechanism of the nonresonant piezoelectric linear motor is investigated by dynamical analysis of the whole motor system.Furthermore,the vibration characteristics and mechanical output characteristics of the stator are simulated and experimentally studied on the basis of the friction drive mechanism model.Finally,both the simulation and experimental results show that this kind of motor remain stable in the frequency domain from 2.2 kHz to 3.5 kHz and that when the pre-stress is 4 Nand the driving voltage is 90 V,the maximum velocity of the motor is above 4 mm/s and the maximum thrust is nearly 0.5 N.