三轴转台结构模态分析与试验

用模态分析方法与频谱分析仪器对三轴台结构特征问题进行了试验,得出了台体结构的模态参数（频率、振型、质量、刚度和阻尼）,并与有限元方法计算值和频响测试值进行比对,为进一步作动力学分析提供了重要的数据。     

高速飞行器热结构工作时变模态参数辨识

高速飞行器由于其很高的飞行速度而无可避免地受到气动加热作用的影响,进而引起结构特性的时变。采用理论或有限元方法(FEM)进行数值分析,难以获取反映结构在飞行(工作)状态下的真实模态参数。通过辨识获取高速飞行器热环境下的时变结构模态参数是一项十分具有挑战性的任务。针对此问题,引入参数化时频域的最大似然方法,对气动加热作用下的高速飞行器升力面结构的时变模态参数进行了辨识。通过模拟真实飞行状态的数值算例研究,说明参数化时频域的最大似然方法能够很好地辨识出低信噪比(SNR)情况下的模态频率和模态振型,验证了参数化时频域最大似然方法适用于具有显著时变特征的高速飞行器热结构的时变结构模态参数辨识,可为将来相关的工程研究和应用提供良好的理论支持。     

钛合金宽弦风扇叶片的振动特性

通过模态仿真和模态试验技术分别对某型号TC4钛合金宽弦风扇叶片的振动特性进行研究。采用ANSYS-APDL软件对风扇叶片模型进行模态仿真分析。根据风扇叶片的坎贝尔图以及不同模态的振型分布,识别风扇叶片的弯扭振型。风扇叶片不同转速不同模态下的转速裕度和频率裕度分析显示:第1阶弯曲模态在红线转速下的转速裕度和频率裕度超过20%,表明风扇叶片满足共振裕度要求。在三轴向振动台上利用扫描式激光测振仪,采用敲击法和随机带宽激励的方法测量叶片的响应,分析了风扇叶片不同模态的冲击响应特性和多轴响应特性,发现风扇叶片在周向和轴向激励下的响应以低阶弯曲模态为主,而在径向激励下的响应以扭转和复合模态为主,不同激励位置不同模态的响应特性与风扇叶片的振型息息相关。      

某型航空发动机环形燃烧室振动特性分析

建立了环形燃烧室薄壁多孔结构的有限元模型,模拟燃烧室在实际工作中的安装条件,分析了燃烧室在不同工作状态下的模态频率和模态振型等.利用常温自由状态条件下有限元模型计算的振动特性,与该状态下的试验结果进行对比,修正计算模型.结果表明,修正后的计算结果与试验结果基本相符,保证了环形燃烧室各工作状态下振动特性分析的有效性.研究了不同工作状态对燃烧室温度场的影响及温度场对燃烧室模态频率的影响,结果表明燃烧室的工作温度越高,其模态频率越低;另外,计算结果表明该近似对称结构系统具有非单构系统的特点,其相似振型可作为同一阶振型加以考虑.     

基于三维激光扫描的涡轮叶片高温模态测试技术

提出了基于三维激光扫描技术的发动机涡轮叶片高温模态测试技术,实现了在最高900 ℃的高温环境下的涡轮叶片模态测试。设计了一套高温环境模拟装置,实现了不同温度环境的模拟,基于振动台基础激励技术和三维激光扫描技术,建立了不同温度环境下的涡轮叶片三维测试模型,获取了准确的模态振型、模态频率等参数,验证了方法的可行性。分析结果显示:温度升高会导致涡轮叶片固有频率下降,900 ℃较常温环境1阶频率下降约6%,叶尖振型因热应力产生轻微畸变。      

一种成本约束下的大型航天器力学试验方案设计

针对某大型航天器对力学环境适应性设计的高要求,就其整器低频振动试验方案的设计问题,通过分析悬挂贮箱加注量、动力舱各结构参数等对航天器模态振型、频响特性的影响,确定了力学试验参试产品状态,对已有试验件进行合理改制达到对航天器整器主要动力学特性模拟的目的,节约产品投产经费;依据结构动态载荷对整器主频处界面输入进行约束,依据重要仪器设备加速度响应限制对局部频率处界面输入进行约束,减少了力学试验对飞行产品的损伤。该航天器除动力舱外,其余结构部段仅投产一套产品,在参加力学试验后又搭载运载火箭首飞飞行获得了成功。     

基于加工误差仿真的半球谐振子优化设计

针对半球谐振陀螺谐振子制造过程中存在的加工误差,采用有限元仿真,分析了半球谐振子结构参数、尺寸公差和形位公差变化对其工作模态频率和临近模态频率的影响,研究了半球谐振子形位公差变化对频率裂解和品质因数的影响。通过仿真分析可知,半球谐振子结构参数壁厚、半球中心半径及内倒角半径都会影响模态频率;半球谐振子形位公差中的内外球心距离误差对其工作模态影响较大,中心轴平行误差对频率裂解和品质因数影响较大;半球谐振子壁厚、内倒角半径、小柱半径及内外球心距离误差变化会使工作模态频率与相邻模态间存在干扰。在此基础上,提出了半球谐振子结构参数及形位公差优化设计建议,并通过半球谐振子品质因数Q值和频率裂解测量对该建议进行了验证。     

半球谐振陀螺全角模式控制技术研究

介绍了半球谐振陀螺全角模式的工作机理及其技术特点。对全角模式下振型的控制进行了理论分析,采用乘法相干解调对陀螺振型参数进行提取,并采用参数激励方法对谐振子进行驱动和控制。设计了数字电路进行实验,结果表明该全角模式控制技术实现了半球谐振陀螺的角速率积分功能,能够0°～360°全角度敏感输出,测得的角速度测量值超过300(°)/s,角度测量线性度优于10~(-4),与传统的力平衡模式相比,半球谐振陀螺的动态特性得到大幅提升。     

含有失谐特征的叶片-转盘-转轴转子系统动态特性

采用有限元法建立了叶片、叶片-转盘及叶片-转盘-转轴动力学模型,在结构谐调和失谐情况下,分析了不同类别的模型动力学特性,给出了不同模型的振型分布图和频率分布图.通过对比研究发现:对于叶片的特性计算考虑转盘和考虑转轴有着非常大的区别,一些模型出现严重的频率分裂和振型耦合现象.另外,由于失谐会造成叶片-转盘及叶片-转盘-转轴模型的不同类型的叶片耦合振动,也出现了振动频率的分离和集中现象,甚至导致系统模态的丢失和局部振动情况,结构失谐最终导致模态频率更为连续,这为叶片转子系统的设计带来一定困难.     

抗高过载硅微杯型振动陀螺结构设计与仿真

微机械陀螺是现代制导武器的核心器件,但是制导武器的发射过程中伴随着巨大的加速度过载。针对微机械陀螺结构在大过载情况下活动质量块受过载影响大的问题,设计了一种抗高过载MEMS杯型振动式陀螺结构。结合四波腹运动原理,对杯型陀螺结构的工作原理、振动特性以及抗高过载特性进行了分析。在ANSYS有限元分析软件中建立了该硅微杯型陀螺结构的有限元模型,分别进行了模态分析、谐响应分析。仿真分析结果显示,该硅微杯型陀螺驱动模态与敏感模态固有频率的频差为0.8kHz,工作模态的频率匹配性较好。根据冲击动力学原理分析了此结构在半周期正弦加速度冲击载荷作用下的冲击响应,谐振结构在100000g的瞬态冲击作用下的最大应力为11.38MPa,最大位移为8.06nm,证明该结构具有优良的抗冲击特性。     

高速飞行器翼面结构热振动试验的TARMA模型方法

高速飞行器翼面结构的热振动试验研究对这类飞行器的设计和安全飞行具有重要的意义。采用时变自回归滑动平均(TARMA)模型方法建立了受热时变结构系统模态频率辨识的数学模型,并用一个数值算例进行了验证。将地面振动测试系统与瞬态热环境模拟系统相结合,设计了翼面结构热振动试验系统并模拟结构的瞬态温度场,同时对纯随机激振力激励下受热时变结构系统的振动位移信号进行测量,并用TARMA模型对时变固有频率进行了辨识,获得了前4阶固有频率随加热时间的变化规律,并将辨识结果与数值计算结果进行了比较,两者误差在5%以内。另外,在稳态均匀热环境下辨识得到的结构系统固有频率变化与数值计算结果也吻合得很好。通过将均匀温度场与瞬态温度场下的结果进行对比分析,指出了瞬态热环境下时变结构的固有频率随加热时间变化的趋势主要由结构材料属性的退化和结构内部不均匀热应力的影响共同决定。     

基于Ansys的永磁同步电机转子振动分析

振动是电机的重要指标,对电机转子进行振动分析为其结构改进和性能优化提供理论依据。运用Ansys有限元分析软件对永磁同步电机转子进行模态分析,得到该电机转子振动系统的低阶固有频率和模态振型,分析了电机振动特性。 通过电机转子模态试验,求得电机低阶固有频率,对比仿真与试验结果,验证有限元分析结果的可靠性。由结果分析可知,研究对象在额定转速下未产生共振,验证了其结构设计的合理性。研究内容对永磁同步电机的设计和优化有一定的指导意义。     

机抖激光陀螺捷联系统动力学建模及结构动特性设计方法

机抖激光陀螺捷联系统普遍采用抖频偏频技术消除闭锁效应的影响,这使得激光惯导成为自带激励源的动力学系统,动力学系统结构参数的设计将影响陀螺抖动效率和陀螺测量精度。在陀螺抖动驱动力条件下,建立了包含激光惯导箱体、惯性测量本体、陀螺、减振器、抖轮在内的较为完整的动力学模型,给出了该模型的解答过程和Matlab仿真计算结果,讨论了不同结构参数对抖动效率及惯导精度的影响规律,并在此基础上提出了激光惯导结构基于动特性设计的原则和方法。经验证,该方法能够有效指导结构转动惯量等参数设计,提高了设计质量,有效避免了激光惯导由结构设计不足而导致的动力学问题。     

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。     

Parameter analysis of PAF for whole-spacecraft vibration isolation

Whole-spacecraft vibration isolation, which is implemented by modification of the existing PAF (payload attach fitting), is a direct and effective approach toward improving the dynamic environment that a spacecraft experiences during its journey to the orbit. In this paper, based on Craig–Bampton component modal synthesis and theory about modal effective mass, both the condensed model and the simplified model of the whole-spacecraft vibration isolation system are obtained. By these models, effects of the PAF's parameters, i.e. stiffness and damping, on the transmissibility from the bottom of the PAF to the bottom of the spacecraft and acceleration response of the bottom of the spacecraft are analyzed. Results show that merely increasing the damping of the PAF can effectively attenuate the peak transmissibility, decreasing the stiffness of the PAF can further improve the vibration isolation performance, and can avoid resonance with the launch vehicle by adding enough damping in the PAF. Furthermore, the natural frequency of first lateral or longitudinal mode and their peak transmissibility of the spacecraft-PAF structure can only be estimated by the modal effective mass and the residual mass rather than the rigid body mass of the spacecraft.     

基于有限元法的电动汽车永磁同步电机模态分析

车用永磁同步电机(PMSM)追求轻量化的设计带来了更为严重的电机振动噪声危害。准确分析计算PMSM的模态是对其进行振动噪声特性研究的基础。采用有限元法对电动汽车PMSM进行模态仿真计算。通过对电机模型进行适当的简化与等效,计算出电机自由状态下前6阶的固有频率及其对应的振型;并将样机进行锤击法的模态试验,验证了电机有限元模态仿真模型的准确性。     

基于激光多普勒测振的叶片振动特性试验

为了实现叶片振动特性的高精度、多点、非接触测量,对激光多普勒测振原理与应用进行了研究,将激光测振技术引入到叶片振动特性测试中,搭建了1套非接触式声激励测振系统。以某型航空发动机压气机第2级叶片为研究对象,测量出叶片表面153个测点的响应、5kHz内的前5阶固有频率和振型、前3阶应力分布,并将试验结果与有限元分析以及传统振动特性试验采用共振法、模态法获得的振动特性结果进行对比。结果表明:非接触激光测振法可以同时获得叶片高阶模态和全场应力分布,弥补了传统振动特性试验的不足。测得叶片频率与采用共振法、模态法得到的结果相比误差在1%以内,相对应力分布与有限元分析结果基本一致,证明了该新型叶片振动特性试验方法的正确性与先进性。     

可重复使用运载器结构重量估算方法研究

对可重复使用运载器总体参数统计数据进行回归分析,得到了可重复使用运载器结构重量估算公式,并以某可重复使用运载器为例进行了验算,结果验证了结构重量评估公式的合理性和可用性;通过定义无量纲形式的敏感度函数和敏感度因子,使各总体设计参数的敏感性可进行对比评价,并以此分析了可重复使用运载器结构重量估算公式对单个总体设计参数的敏感度,总结出可重复使用运载器结构重量随总体参数变化的规律。其结构重量估算公式对我国未来可重复使用运载器的设计具有直接参考价值。     

旋转叶盘的非接触激光多普勒定点跟踪测试与振动分析

提出了一种旋转叶盘的非接触激光定点跟踪测振方法,以研究叶盘结构在旋转状态下的振动特性。通过控制扫描系统中x、y振镜的偏转实现对叶盘上任意定点的跟踪测试,同时搭建了旋转跟踪试验测试系统,以16叶片旋转叶盘的同步跟踪测试为例,对激光跟踪测试方法进行验证。通过对旋转叶盘定点跟踪测试得到的时域振动信号进行滤波处理和频谱分析,获得了旋转状态下叶盘的叶片前3阶固有频率对应的不同节径的模态族频率。结果显示:激光对旋转叶盘上一点的跟踪测试数据中,可以提取出整个叶盘的振动频率特性。对比不同转速下旋转叶盘的有限元仿真计算与跟踪测试结果,两者振型具有很好的一致性,且频差在5%以内,验证了该激光跟踪测量方法的可行性和有效性。为航空发动机等旋转机械运行状态下的振动测试提供了一种有效的技术手段。