试验模态综合技术的误差理论研究及工程实际应用

本文分析了在大型工程结构的实际应用中采用动态剩余模态的试验模态综合技术所产生的误差,进行了减小各种误差因素的相应理论研究。它包括子结构主模态归一化过程中以试验数据为基础的正交性质量矩阵修正以及对试验实测的动态剩余模态的非线性修正。通过对运载火箭结构的实际应用,证明本文所提出理论方法及手段是正确和有效的。它对于将试验模态综合技术成熟地应用于大型复杂结构以解决目前所面临的全结构动力学试验的困难,具有重要意义。     

美国空天飞机用先进材料最新进展

本文简略地介绍了美国空天飞机（ＮＡＳＰ）的工作条件、材料选用以及先进材料研制的最新进展。     

质量不平衡对飞机纵向短周期模态特性的影响

本文分析了飞机平尾操纵系统动力学特性和飞机本体动力学特性闭环耦合情况下,由于平尾操纵系统质量分布不平衡引起的反馈增益对飞机纵向短周期模态特性的影响。文中给出了一算例,从计算结果看出:质量不平衡是影响飞机动态特性的一个重要因素,其极性不同,对模态特性的影响也就不同.在飞机设计中,应尽量减少其带来的不利影响。     

400kN振动台虚拟试验仿真技术研究

文章从卫星工程结构动态试验的重要性出发,指出振动台试验的计算机仿真技术研究是当前研究的前沿课题,介绍了振动台虚拟试验技术研究的基本内容,包括有限元数学模型修改、台面控制振动台试验的计算机仿真技术的实现、200kN振动台空台试验的计算机仿真、400kN振动台空台试验的计算机仿真.     

GFRP与铝合金叠层低损伤压铆工艺参数研究

为解决玻璃钢(GFRP)与铝合金叠层压铆过程中对GFRP层的损伤问题,对典型GFRP/铝合金叠层开展了2A10材料Φ4 mm铆钉在不同大小预制孔和压铆力下GFRP材料损伤情况的有限元分析,得到了实现低损伤压铆的预制孔大小及压铆力范围;根据仿真结果开展了叠层压铆试验研究并对试片进行了无损检测、剪切强度分析。结果表明:GFRP/铝合金叠层在压铆过程中选用(18. 5±0. 2)kN压铆力、Φ4. 2 mm预制孔可实现GFRP与铝合金叠层的低损伤压铆。     

阶梯钻钻削碳纤维复合材料-钛合金叠层板刀具磨损试验研究

采用自主磨制的阶梯钻对碳纤维复合材料/钛合金叠层板进行钻削磨损试验,并与普通麻花钻进行对比,分析了阶梯钻刀具磨损过程。实验结果表明:阶梯钻主要磨损区域为横刃、第一后刀面和第二后刀面,其中第二后刀面磨损最为严重,相比普通麻花钻,阶梯钻产生的钻削力更小,阶梯钻刀具寿命远远高于普通麻花钻。     

CFRP钻削制孔分层的形态研究

针对单向碳纤维增强复合材料(UD-CFRP)钻削制孔分层的各向异性行为,以UD-CFRP板的孔出口表层分层缺陷为研究对象,研究制孔分层的形状和大小。结果表明:UD-CFRP板的分层形状呈近椭圆形;随着主轴转速的增大,分层尺寸呈减小趋势,以主刚度方向最为明显,但减小幅度最大仅为0.14 mm;随着进给速度的增大,在主刚度方向极易产生整束纤维的撕裂,尺寸呈增大趋势,以主刚度方向最为明显,增大幅度达0.81 mm,以及由于主刚度方向整束纤维的撕裂,分层形状在主刚度方向出现突变。     

一类短生命周期产品的订购与定价联合决策模型

研究了一类短生命周期产品在价格依赖(加和)随机需求下的订购与定价联合决策问题。根据一类产品单周期两阶段销售的营销特性,首先以集中式系统的视角研究了其联合最优决策,并应用随机动态规划模型刻画了集中式系统的最优决策;然后,证明了其期望利润函数关于各决策矢量的凹性,并给出了确定最优决策矢量的迭代搜寻算法;最后,应用数值实验对决策结果进行了分析。研究表明:系统的绩效主要来自于销售的第一阶段,经营者应当更注重该阶段利润的挖掘。     

低温氮气油雾对陶瓷刀具加工镍基K424合金的影响

在于切削、低温氮气和低温氮气油雾3种冷却润滑条件下,通过Sialon陶瓷刀具和SiC晶须增韧Al2O3陶瓷刀具车削K424镍基高温合金的实验,研究了低温氮气及油雾对刀具磨损和表面粗糙度的影响,开发了一个新的冷却系统以获得低温氮气.试验结果表明,切深线沟槽磨损严重限制陶瓷刀具使用寿命,与干切削相比,使用低温氮气和低温氮气油雾增加了切深线沟槽磨损速率,但降低了已加工表面的质量.     

全尺寸航天器振动台多维振动试验的天地一致性研究(下)

地面振动试验中的全尺寸航天器响应与在天上全箭振动时的航天器响应是否一致的问题,即振动试验的天地一致性问题。通常,航天器振动试验方法无法同时反映航天器在天上全箭振动时航天器和运载火箭(简称器箭)界面的加速度条件和器箭界面的安装边界条件,因而无法保证其实验结果的可靠性。对针对这一问题,于全尺寸航天器而言,如果让航天器和振动台(简称器台)界面的加速度等于在天上全箭振动时的器箭界面的加速度条件,就能同时自动满足航天器器台界面安装边界条件,由此就能求得全尺寸航天器在振动台振动试验中的解析解,精确等同在天上全箭振动中航天器振动响应。首先应用动态实验仿真技术,导出天上全箭振动响应模型及其解析解,包括:器箭界面的加速度条件和航天器内部加速度响应。然后让全尺寸航天器与振动台的界面加速度等于全箭振动中导出的器箭界面加速度条件,由此就能对全尺寸航天器振动台多维振动试验进行仿真,给出在振动台振动试验中全尺寸航天器响应的解析解结果,可以证明在振动台多维振动试验中全尺寸航天器响应的解析解等于在全箭振动中航天器响应的解析解。这一研究成果,为采用全尺寸航天器振动台多维振动试验方法来精确再现在天上全箭振动中航天器多维振动力学环境提供了完整的理论依据和实践指导。