仪器舱惯组支架角振动传递特性分析

大型的仪器舱角振动试验对试验能力提出了新要求,仿真计算十分必要。建立了仪器舱和惯组小系统的有限元模型,研究了惯组系统置于仪器舱支架上后角振动传递特性的变化规律,分析了线角交联响应特性。分析表明,放置于支架上的惯组角振动传递特性变得恶劣,而且线振动输入下交联响应较大。研究结论对于仪器舱角振动试验的实施具有很大价值。     

系统级振动试验响应控制值的确定

运载火箭研制过程中,在进行系统级振动试验时,个别支架上少数仪器安装处的振动过大,通不过。对于这一问题,我们认为应从两个方面解决:一是从环境的角度,看一看有无潜力可挖;二是支架本身的结构考虑是否需要改进。这里仅就环境条件作一讨论。在进行振动试验时,按目前的正弦扫描试验方法,支架在共振点显然存在严重的过试验。现在的问题是:要在已有的振动试验条件和产品结构的基础上,来改善过试验,而不是全部推翻已有的振动条件和产品结构,重新开始。解决这一问题的思路是:从已有极少试验实测数据作统计分析(目前已具备这一条件),考虑可靠性因素和支架放大系数,对支架上仪器安装部位的共振点响应值进行控制,在目前可能的     

稳压器安装支架动态特性分析

为了研究稳压器安装支架定频振动激励下的动态响应特性,以某型号稳压器振动试验用安装支架为研究对象,建立了支架及稳压器的有限元分析模型,通过模态分析获得了结构前六阶的固有频率及振型,对稳压器定频振动试验过程中支架的动态响应进行了分析。结果表明,低频基础激励时支架存在一定放大作用,而高频基础激励时支架能够起到一定的减振效果,试验验证表明有限元仿真结果与试验结果吻合较好。为阀门支架设计及振动环境下工装动态特性仿真提供参考。     

一种新型舱段连接方式一偏心销

偏心销作为一种新型的舱段连接方式,最早见于俄制导弹（如P．27空空导弹）上运用,在工程设计过程中,由于结构设计的需要,需要对该舱段连接方式的物理性能进行了解,因此安排了偏心销连接的舱段结构强度,结构刚度和可靠性方面的摸底试验,通过与环齿连接方式的对比力学试验,掌握偏心销连接方式的连接原理和优缺点。同时掌握偏心销舱段连接加工工艺方面的细节问题,为工程设计总体方案报告提供强有力的支撑。     

特种包装产品公路运输环境振动室内模拟试验研究

研究特种包装产品在公路运输环境下的振动问题,室内模拟试验是有效的手段之一.随机振动响应分析方法应用于运输车系统在多点位移激励下的动力学响应研究,获得了车厢底板振动响应与公路路面不平度谱和行车速度之间的关系,建立了用路面不平度谱和行车速度描述的位移激励的试验条件等价转化方法;通过统计特征参数的比较分析,讨论了谐波叠加生成方法可以等价重现实际运输环境振动随机过程的技术合理性,并介绍了一种利用凸轮机械系统的运输环境室内模拟工程实现方法;针对某型号特种包装产品开展了运输环境室内模拟试验设计与实施,结果表明室内模拟试验能够较真实地重现公路运输环境振动和实现特种包装产品的运输环境振动考核.     

火箭复合材料结构的噪声振动环境复现与特性研究

噪声环境是火箭飞行过程中的主要激励源之一,会引起结构的强烈振动,并对安装的仪器设备的正常工作带来影响。目前火箭结构大量采用复合材料,其厚度薄、重量轻,在噪声环境激励下,不同位置处的随机振动存在很大差别,这给环境条件制定和试验考核带来了困难。根据飞行实测的局部位置随机振动结果,通过调整噪声外激励,预示了在实际飞行过程中复合材料舱段的振动环境,同时对噪声环境激励下不同位置处的随机振动特性开展了研究,为进行力学环境的精细化设计和仪器考核试验的真实模拟提供了参考。     

一种新型舱段连接方式——偏心销

偏心销作为一种新型的舱段连接方式,最早见于俄制导弹(如P-27空空导弹)上运用,在工程设计过程中,由于结构设计的需要,需要对该舱段连接方式的物理性能进行了解,因此安排了偏心销连接的舱段结构强度,结构刚度和可靠性方面的摸底试验,通过与环齿连接方式的对比力学试验,掌握偏心销连接方式的连接原理和优缺点。同时掌握偏心销舱段连接加工工艺方面的细节问题,为工程设计总体方案报告提供强有力的支撑。     

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.     

汽车运输模拟

运输试验是产品环境试验项目之一。本文介绍汽车运输振动环境的试验室模拟方案. 试验室模拟方案代替室外跑车试验方法,节省了人力、物力,缩短了试验周期,有利于实现试验技禾自动化、现代化。运输颠簸振动,对产品起着直接损伤的作用。为了保证产品可靠使用,要求采取简便的试验方法,使试验室内运输模拟试验能正确地等效使用环境。在1967年我们开始进行汽车运输模拟试验课题的研究工作,先后完成汽车运输环境模拟(对时间1:1)方案和汽     

高超声速飞行器低气压环境结构热试验控制技术研究

随着高超声速飞行器的快速发展,为了验证其在飞行过程低气压环境中气动热载荷作用下的结构承载能力和热学特性,需要进行地面结构热试验进行模拟。此类试验一般采用舱段和全弹进行,试验规模大,加热时间长;而又由于热试验普遍的不可重复性,对试验过程中的加热控制技术提出了新的要求。为了确保该类型试验的成功性,本文从试验产品加热分区划分、控制反馈信号的设置和控制算法的修改等方面对地面热试验原有的控制方式进行了改进,避免了低气压环境下电极放电造成的传感器系统失效对试验的影响,提升了高超声速飞行器低气压环境下的可靠性,可为常压或者低氧环境下热试验的开展提供积极的借鉴。     

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。     

20CrNi2Mo齿轮传动轴局部剥落失效分析

通过对20CrNi2Mo齿轮传动轴料齿轮局部剥落处进行宏观分析和微观断口分析，对比剥落处与完好处的宏观硬度与显微硬度分布以及金相组织和渗层深度，结合磁粉探伤检验结果，结果表明，齿轮轴经过渗碳热处理，在随后的机械磨齿过程中，由于磨削过多，致使渗层只有0．5mm，达不到技术要求，齿轮在交变接触应力的作用下，首先在齿面产生极小的显微裂纹，小裂纹进一步扩展，最终造成齿面剥落，此失效为接触疲劳失效导致的局部剥落。     

连接面刚度对于升力面动力学特性影响研究

折叠空气舵折叠机构以及舵轴处连接的设计对于折叠空气舵动力学特性有很大影响,基于折叠空气舵模态试验测得模态参数,对折叠空气舵进行动力学有限元建模以及校准,以此为基础,调整折叠机构以及舵轴与舵机的连接等多处连接刚度对应有限元模型参数,研究舵系统模态频率随各连接面刚度对应有限元模型参数调整的变化趋势,并得出具有参考意义的结论,用以指导折叠机构以及舵轴处连接等的结构优化设计。     

Optimizing Control for Rotor Vibration with Magnetorheological Fluid Damper

The aim of this work is to analyze and design a control system for vibration reduction in a rotor system using a shear mode magnetorheological fluid （MRF） damper. A dynamic model of the MRF damper-rotor system was built and simulated in Matlab/Simulink to analyze the rotor vibration characteristics and the vibration reduction dfeet of the MRF damper. Based on the numerical simulation analysis, an optimizing control strategy using pat- tern search method was proposed and designed. The control system was constructed on a test rotor bench and ex- periment validations on the effectiveness of the proposed control strategy were conducted. Experimental results show that rotor vibration caused by unbalance can be well controlled whether in resonance region （70~） or in non- resonance region （30 ~）. An irregular vibration amplitude jump can be suppressed with the optimization strategy. Furthermore, it is found that the rapidity of transient response and efficiency of optimizing technique depend on the pattern search step. The presented strategies and control system can be extended to multi-span （more than two or three spans） rotor system. It provides a powerful technical support for the extension and application in target and control for shafting vibration.     

某型机供气分配系统故障分析与设计改进

本文对某型机空调供气分配系统出现的问题进行了研究，通过运用流体仿真手段对供气分配系统的压力损失、温度、流量和流速进行计算分析，并与空调系统性能试验结果进行对比分析，选择合理的驾驶舱和客舱分配比例，最终确定了空气分配系统的改进方案，改进后的供气分配系统操作简单，维护方便，经试验测试性能满足空调系统设计要求。     

带有连接结构的导弹动特性试验研究方法

导弹的头体连接对导弹的整体结构动力学特性会产生很大的影响,这种结构会呈现较强的非线性特征,其动特性参数会随着外界载荷和振动量级的变化而变化,而该参数又是飞行稳定控制系统设计的重要依据。因此,为了考察和评定带有间隙结构的导弹动特性参数随载荷和振动量级变化的情况,本文阐述了一种不同于以往导弹全弹结构动特性试验的新的试验思路-加载试验方法和变量级试验方法,针对一个具体的导弹型号,给出了典型载荷的加载实现方式,最后还给出了试验结果并对结果进行了原理性的解释。通过本文的研究表明,本文提出的试验方法在今后的导弹型号研制当中是十分必要和可行的。该方法也可推广到其他类似的民用结构的应用当中。     

基于Labview的高空模拟舱模拟特性研究

为模拟飞机在各种飞行状态下所处大气环境压力的变化,建立了基于虚拟仪器的高空模拟舱系统,以实现飞机座舱压力控制系统的性能测试。在分析高空模拟舱系统工作特性的基础上,采用Labview软件开发数字比例-积分-微分(Proportion-integration-differentation,PID)控制器,基于SCXI硬件系统构成的虚拟仪器测控平台,实现了高空模拟舱系统的压力控制。在高空模拟舱系统上进行了数字气动式座舱压力控制系统的性能试验,结果表明高空模拟舱系统能够准确模拟飞机的飞行状态,为座舱压力控制系统的性能测试提供良好的试验条件。     

大机动无人机飞行控制系统的设计与试验

本文着重介绍大机动无人机KJ-9C行控制系统的设计思想和所采取的技术措施,从而解决了如何稳定地进入和安全地退出大机动飞行,以及如何保持稳定盘旋等技术难题。通过方案选择、调节规律的确定、系统的组成、仿真技术的应用和机载鉴定试飞的全过程,证明这套控制系统既能满足无人机的战术要求,又易于工程实现。     

力限控制技术在整星振动试验中的尝试

力限控制技术是加速度和力的双重控制,能有效解决力学振动试验中的过、欠问题。介绍了大型力限控制试验平台的搭建和力限控制技术在整星振动试验中的应用尝试。试验结果验证了力限控制技术的有效性和在整星级振动试验中应用的可行性。