共查询到20条相似文献,搜索用时 15 毫秒
1.
在NASA德赖顿飞行研究中心对一种研究性激振系统在双座F-16XL飞机上进行了飞行试验。该激振系统是一种安装在翼尖上、后缘有一个旋转裂缝圆柱的激振小翼。飞行中当圆柱旋转时,气流通过裂缝交替地向上和向下偏转,产生一个两倍于圆柱旋转频率的周期性升力。进行飞行试验是为了确定该激振系统在亚音速、跨音速和超音速状态的效能。主要研究目的是确定该系统能产生激励飞机结构的足够力的能力,并确定该系统能激励飞机结构模 相似文献
2.
3.
对于导电(非导磁性)宽板的非接触式激振,设计了一种新型的E型电涡流激振器,跟以前的非接触式激振器相比,本激振器采用在涡流感应头上加磁片的方法,改进了激振原理,使激振力有很大提高,并且使激振频率与输入信号频率一致(原激振器激振频率是输入信号的两倍)。在研制过程中,采用理论分析、实验验证的方法,对设计的几种不同结构的激振器进行比较,选取最优结构。最终设计的激振器与原激振器进行比较,取得了理想的效果。 相似文献
4.
PiezoelectricAccelerometerRemanufacturingwithVibrationShakerYuZhihui荷艺PHILIPS公司生产的PR9270激振器是1种电动式激励装置(图1)。由信号发生图1PK9270激振器原理图A-因盖螺丝;L1、L2-通气冷却进出孔;C-输入插座;G-线圈;D-永久磁铁:V-振动弹簧:K-顶盖;E-固紧夹块,W-限档器。器产生的音频信号,经过功率放大器进行功放后输送到PR9270的激励线圈,由于交变磁场与激励器内但磁场的相互作用,线圈便产生相应频率的机械振动,激振力由固定在线圈上的顶杆传给被试物体。PR9270型激振器原主要用于测定较大梁杆和结构… 相似文献
5.
6.
7.
8.
9.
基于后缘小翼的旋翼翼型动态失速控制分析 总被引:5,自引:2,他引:3
针对后缘小翼(TEF)的典型运动参数对旋翼翼型动态失速特性的控制进行了研究。发展了一套适用于带有后缘小翼控制的旋翼翼型非定常流动特性模拟的高效、高精度CFD方法。通过求解Poisson方程生成围绕旋翼翼型的黏性贴体和正交网格,为保证后缘小翼附近的网格生成质量,建立了基于翼型点重构的方法来描述后缘小翼的偏转运动;为克服变形网格方法可能导致网格畸变的不足,发展了一套适用于带有后缘小翼控制的旋翼翼型运动嵌套网格方法。基于非定常雷诺平均Navier-Stokes(URANS)方程、双时间法、Spalart-Allmaras(S-A)湍流模型和Roe-Monotone Upwind-centered Scheme for Conservation Laws(Roe-MUSCL)插值格式,发展了旋翼翼型非定常气动特性分析的高精度数值方法,并采用Lower-Upper Symmetric Gauss-Seidel(LU-SGS)隐式时间推进方法及并行技术提高计算效率。以有试验结果验证的HH-02翼型和SC1095翼型为算例,精确捕捉了动态失速状态下的气动力迟滞效应,验证了本文方法的有效性。着重针对SC1095旋翼翼型的动态失速状态开展后缘小翼的控制分析,提出了可以体现翼型升力、阻力及力矩综合特性的关系式Po和Pc,揭示了后缘小翼振荡频率、相位差和偏转幅值对动态失速特性影响的规律。研究结果表明:当后缘小翼偏转的相对运动频率为1.0,且小翼运动规律与翼型振荡规律之间的相位差为0°时,后缘小翼能够更好地抑制翼型动态失速现象;在此状态下,当偏转幅值为10°时,SC1095翼型最大阻力系数和最大力矩系数可以分别降低19%和27%。 相似文献
10.
开口圆管气体的非线性振荡研究及雾化应用 总被引:2,自引:0,他引:2
主要研究开口圆管内的非线性振荡,圆管受迫端由一活塞驱动,活塞为小谐波振荡,另一端为完全开口状态。理论和实验均发现存在非线性现象,实验中还发现活塞激振频率和管内气体的固有频率接近时会发生共振,有强烈的非线性效应,同时在管口附近产生强烈的整波效应,发现利用此效应对水流有较好的雾化功能。 相似文献
11.
针对旋翼动态失速导致的非定常载荷增加和失速颤振问题,开展了基于后缘小翼的翼型动态失速主动控制试验,试验雷诺数Re=7.0×105,减缩频率k=0.097。采用动态压力测试手段,重点分析了后缘小翼不同振荡相位差、幅值、平衡迎角对翼型动态失速的影响规律。结果表明,后缘小翼能以振荡周期T的1/2为时间间隔,周期交替地改变翼型的气动性能,在后缘小翼与翼型振荡相位差为0°的条件下,实现了俯仰力矩峰值降低54.9%的控制效果,同时更大的后缘小翼振荡幅值能实现更好的非定常载荷控制效果,但过大的振荡幅值有可能导致失速颤振。后缘小翼振荡平衡迎角的引入能起到调节升力系数、气动阻尼的作用。 相似文献
12.
13.
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。 相似文献
14.
<正>搭乘飞机的时候大家会注意到很多飞机在位于飞机机翼的翼梢,会有上翘的小翼或者是由上翼下小翼组成的装置,这便是飞机的翼梢小翼。尖小翼(winglet或wingtip),又称作翼梢小翼、翼尖帆或翼端帆。翼尖小翼可有效地改善飞机燃油效率和增加巡航航程。上世纪70年代美国国家航空航天局的空气动力学家R·T·惠特科姆从鸟翅膀尖部的小翅得到启发,提出了翼尖小翼的概念。在小展弦比机翼的翼梢处装一个小翼片,从而既提高了展弦比,又不会使结构质量和摩擦阻力增加很多。 相似文献
15.
压气机叶片叶顶间隙会产生泄漏流,对非定常流动及下游静子会产生一定影响。为研究不同叶顶间隙下非定常气流激振力以及静子叶片振动响应,对不同叶顶间隙下单级压气机的非定常流动进行计算。随后分析非定常结果的流动特性。再利用快速傅里叶变换对静子表面的非定常激振力进行频谱分析,并将按不同频率分阶的载荷加载到静叶上以求解振动响应。非定常结果表明随叶顶间隙增大,效率和压比与之呈线性递减关系,叶片表面时间平均的压力也随之降低。而激振力的频域结果表明,激振力主要频率与叶片通过频率接近,且一阶激振力效应最大。振动响应结果显示随叶顶间隙增加,振动幅值有所降低,但在20%~40%叶高处有非线性现象,位移波谷有轻微下降。且前三阶响应结果接近静叶第3阶,第8阶和第17阶模态振型,频率相差为10%左右。 相似文献
16.
叶亚水 《航空标准化与质量》1980,(Z2)
本文从理论和试验技术两方面初步分析了用平稳随机激振确定结构固有模态的方法.指出利用带宽B=100Hz窄带随机扫描与激振器激振结构模态是一种简便可行的方法. 相似文献
17.
为分析转子系统在压气机旋转失速故障作用下的横向振动,针对某型航空发动机转子系统,根据Mansoux模型推导了旋转失速下的压力、流量脉动响应及旋转失速横向激励力模型,并结合不平衡力、碰摩力模型,建立了航空发动机转子系统的动力学模型.仿真计算了不同工况下旋转失速激振力对转子系统振动响应,通过轴心轨迹图、频谱图、Poincare图、Bode图分析了旋转失速激振力对转子系统稳定性的影响.结果表明:旋转失速引起压气机转子强烈的非线性振动,并主要是低频振动.研究成果可为航空发动机设计和振动监测提供技术支持. 相似文献
18.
介绍了脉冲激励法(锤击法)模态试验系统。该法设备简单,使用方便,移动施力部位容易,可以在不允许安装激振器的部位实现激振,具有许多明显的优点。试验结果可提供给导弹总体设计部门,以检验发动机与弹体配匹的结构动态特性,并可供发动机振动分析之用。 相似文献
19.
20.
根据电(磁)涡流技术研制出一种新的非接触式激振设备。其测试精度高、噪音低,结构简单。为航空、航天,船舶,汽车等工程中无限宽板或周边固持板类构件的测振试验提供了一种新的激振方法。 本文介绍了导电(磁性或非磁性)试件激振的工作原理和性能特点及该激振器的结构设计和磁路分析。用该设备对圆板和方板进行的实际激振,效果良好。 相似文献