热环境下结构固有振动特性试验及分析

高超声速飞行器在气动热环境中,其固有频率和振型会受温度升高的影响而发生变化,从而其颤振特性也要发生改变。本文建立了适用于工程应用的飞行器翼面结构热模态试验方法及试验装置,为验证该方法的有效性,针对高超声速飞行器翼面结构特征,设计和制造了钛合金翼面盒段试验件,测试了高温环境翼面热模态。开展了单面加热、双面加热、温度呈梯度分布加热和随时间变化加热等几种加热方式对比试验,试验结果表明,温度升高对结构模态特性影响明显;且该试验方法具有很高的工程实用价值,可应用于飞行器翼面结构热模态试验;同时,建立了试验件有限元模型,开展了热模态分析,对试验结果和分析结果进行了对比分析和讨论,结果具有较高的一致性。     

基于LS-DYNA直齿轮动态啮合特性分析

基于接触有限元分析理论和显式计算方法,利用LS-DYNA软件,可以高保真地模拟齿轮动态啮合过程。通过建立某实验研究中齿轮的精确啮合有限元分析模型,利用上述方法,模拟实验齿轮的动态啮合过程,根据数值计算结果分析齿轮动态啮合过程的振动特性。研究表明:齿轮动态啮合过程的数值模拟结果与实验结果具有很好的一致性;薄壁齿轮易产生结构振动,且其轮缘振动明显;降低轮缘及腹板的厚度,会使得轮缘及腹板承担齿轮啮合载荷的比重增大;当腹板位置不在齿宽中心时,会导致直齿轮动态啮合过程产生轴向啮合力。此外,研究还得出齿轮的共振条件以及齿轮共振状态的判定方法。      

军用飞机机载设备振动试验要求和有关问题的讨论(一):GJB 150.16/16A军用喷气式飞机和螺旋桨式飞机机载设备和外挂的振动试验要求及对比分析

文章分为3部分:第1部分简单介绍振动类型、振动引起的失效模式和应用,特别是列表详细介绍了GJB 150.16和GJB 150.16A中规定或推荐的军用喷气式飞机和螺旋桨飞机设备及其外挂与外挂上的设备的振动试验要求、特点和两标准相关内容的对比分析;第2部分则详细介绍了两标准中规定或推荐的军用直升机和各类飞机发动机设备的振动试验要求、特点以及相关内容的对比分析;第3部分介绍和分析了航空装备研制生产中这2个标准的应用情况和遇到的问题,并就一些重大问题进行了分析概括并提出了一些看法和建议。此为第1部分。     

考虑振动环境影响及具有落角度约束的制导律设计与仿真

为解决因振动环境下视线角和视线角速度抖动而使打击精度降低的问题,文章研究一种具有抗干扰能力和落角度约束的飞行器(含导弹)制导律。建立了飞行器和目标的相对运动方程组,运用变结构控制理论,设计了一种具有落角度约束的制导律,并在制导律中引入视线角和视线角速度的抖动分量。通过仿真对比分析所设计的制导律与修正比例制导律,在攻击固定目标时,两种制导律的效果都能满足脱靶量和落角度约束的要求;而在攻击机动目标时,所设计的制导律控制效果明显优于修正比例制导律,并且飞行器的控制量能根据视线角速度变化较快地做出反应,从而使打击末段脱靶量较小。     

压-压疲劳载荷下CFRP层合板表面红外辐射特征

为探究含冲击损伤CFRP层合板在循环交变载荷下的损伤演化规律,基于热力耦合效应研究了含损伤CFRP层合板疲劳过程中的表面红外辐射特征。以压-压疲劳试验模拟交变载荷,采用红外热成像方法分析了疲劳过程中含损伤CFRP层合板的热图序列和温度数据,结果表明：随着疲劳次数的增加,损伤沿垂直疲劳载荷方向演化,热斑颜色逐渐加深,初始冲击损伤形状逐渐演化为椭圆状,最后热斑横向端部出现"尖点";试件最大表面温差演化整体呈"快速上升-缓慢上升-快速上升"规律,最后出现跳升,其中热斑尖点、最大表面温差跳升可被视为结构疲劳破坏的前兆;含损伤CFRP层合板疲劳破坏时,其最大表面温差主要与纤维和基体种类有关,而试件铺层方式相较于纤维基体类别对最大表面温差无明显影响。研究揭示了冲击后CFRP层合板在疲劳载荷作用下的损伤演化规律,为飞行器复合材料结构的剩余疲劳寿命评估与损伤容限设计奠定了基础。     

航空发动机转子振动的“热模态”和减振设计

为适应航空发动机变转速变工况下转子动力学设计,提出了航空发动机转子"热模态"的概念.利用两种模型解释了"热模态"的含义,并建立了"热模态"下转子动力学设计的方法.利用支承弹性转子(弹支转子)的临界转速与支承刚性转子(刚支转子)的临界转速之比作为优化参数,对转子进行优化设计,既包含了刚度的作用,也计及了质量的影响.结果表明:若所有"热模态"均在刚支转子的第1阶模态之下,则转子临界转速应尽量小于刚支转子的第1阶临界转速.若第1阶"热模态"在刚支转子第1阶模态之下,而第2阶"热模态"在刚支转子第1阶模态之上,但在刚支转子第2阶模态之下,则转子第2阶临界转速应取刚支转子第2阶临界转速和刚支转子第1阶临界转速之方均根值.除此之外,转子剩余不平衡量的分布应与刚支转子的模态正交.      

结构振动主动控制系统的非概率可靠性分析

为了解决结构主动振动控制系统的可靠性问题,考虑结构参数的不确定性,研究了结构振动主动控制系统可靠性分析的非概率方法.对不确定变量用区间数或区间向量进行描述,基于区间数学,提出了含区间不确定参数的闭环控制系统响应的计算方法,在此基础之上结合非概率可靠性分析方法,建立了适用于振动控制系统的非概率可靠性分析方法.该方法无需不确定量的概率信息,只需明确参数所在区间范围即可,对开环系统和闭环控制系统的可靠性分析与基于可靠性的控制器设计具有一定的理论意义.通过数值算例,将非概率可靠性分析方法与蒙特卡洛方法进行了比较,结果表明了本文所提方法的有效性和对复杂结构振动主动控制系统的适用性.      

复杂边界条件下的多跨梁的振动模型

对Timoshenko梁的横向自由振动方程进行推导,进而运用传递矩阵法给出了复杂边界条件下的多跨梁的自由振动模型.在不考虑梁的剪切变形和绕中性轴的转动惯量的影响的情况下,模型简化成了Bernoulli-Euler梁的格式.通过分析,给出了3个具有工程意义的简化模型,分别是双跨梁、悬臂梁带有集中质量模型及带有任意拉压弹簧和集中质量的自由振动模型.简化模型的分析结果与已有文献的分析结果相比具有很好的一致性,表明本文建立的模型是合理可用的.      

太阳帆板驱动机构微振动建模及摩擦补偿研究

从太阳帆板驱动机构（SADA）微振动产生机理出发,考虑电机谐波力矩和导电环摩擦力矩对电机输出力矩的影响,建立以永磁同步电机（PMSM）为驱动源的闭环SADA模型及其与挠性负载耦合的动力学方程.通过拟合电机低速运行时导电环摩擦力矩随转速的变化曲线,利用非线性最小二乘法辨识摩擦模型静态参数,并在电机闭环反馈调节机制中引入摩擦补偿环节.通过对比和分析摩擦补偿前后电机控制量以及帆板转速输出的变化,仿真结果表明摩擦补偿在一定程度上消除了摩擦对SADA低速运行性能的影响,为降低SADA对超静卫星平台和高性能载荷的影响以及展开对其微振动优化和抑制提供依据.     

预载对飞轮用轴承组件振动特性的影响研究

轴承组件作为飞轮的核心机械部件之一,提供稳固的回转支承,其振动特性直接影响飞轮微振动水平.基于轴承组件轴向预紧原理,采用定位硬预紧轴承预载精确测量的方法为轴承组件施加定位预载,建立轴承组件振动测试系统,获得不同预载下轴承组件的振动特性,分析预载对轴承组件特征频率、固有振动特性及滚动体通过振动特性的影响.结果表明基于振动特性分析轴承组件存在最佳的预载取值范围.