温度对SMA复合简支梁主共振的影响

针对形状记忆合金复合梁系统,建立系统的无量纲运动方程,采用伽辽金法及平均法得到幅频响应方程。文章采用奇异性理论,计算以温度和激励幅值为开折参数的转迁集,并绘出不同区域的幅频响应图。主要分析温度对幅频响应曲线及激励幅值—响应幅值曲线的影响。结果表明:幅频响应曲线有类线性和硬特性两种类型;温度只对频率有影响;对激励幅值—响应幅值曲线:当频率较小时,激励幅值越小且温度越高时,响应幅值越小,激励幅值较大时,温度影响较小;频率较大时,曲线出现多解区,温度越低,激励幅值对应的多值区越宽。     

桥塔尾流致塔周长吊索涡振性能研究

悬索桥桥塔周围的长吊索自振频率较低,且易受桥塔尾流的干扰从而容易发生振动。吊索的安全直接关系着桥梁结构的安全,以实际工程为背景,采用CFD数值模拟方法并选择SST k-ω湍流模型对二维桥塔断面及吊索断面的非定常绕流进行了分析。首先,计算了桥塔和吊索各自的气动特性,并与相关文献的结果进行了对比。在验证分析方法可靠性的基础上,进一步研究了不同来流风速、风向角下,桥塔尾流对塔周长吊索气动特性的干扰。通过对流场特征及吊索气动力的变化规律进行分析,研究了桥塔尾流作用下塔周长吊索发生涡振的可能性。研究结果表明:在相当大的风向角范围内,桥塔脱落的旋涡会对吊索气动特性产生控制作用,从而导致吊索阻力系数和升力系数的变化频率等于桥塔的旋涡脱落频率,使吊索在低风速下存在发生涡激共振的可能性。     

某直升机“空中共振”分析

直升机“空中共振”问题,是一种危及直升机飞行安全的自激振动问题,是直升机设计中必须解决的问题。某直升机“空中共振”计算,是指该直升机在悬停状态的“空中共振”计算。在计算过程中,应用“八五”重点预研课题《星形柔性桨毂直升机“空中共振”计算方法研究》的研究成果,建立了“空中共振”计算模型,研制了一套实用的计算软件,分别采用临界稳定性分析法和特征根分析法进行“空中共振”计算,并进行了计算结果的对比,得出了明确的计算结论。     

转子-SFDB系统通过共振时的瞬态动力特性

 本文对一个支于挤压油膜阻尼器轴承的柔性转子升降速通过共振时发生跳跃现象的瞬态过程进行了试验研究和理论分析,探讨了油膜压力边界状态,不平衡参数、转速范围与跳跃现象之间的相互关系,所得结论对于挤压油膜阻尼器的工程设计具有实际意义。     

光磁共振测量地磁场的改进方法

根据光磁共振原理,通过光抽运,形成原子的能级分布偏极化,再加入射频信号打破塞曼能级偏极化分布,形成并输出光磁共振信号。然后,同时改变扫场和水平磁场方向,调节水平电流大小,再次获得光磁共振信号。根据2次测得的水平亥姆霍兹线圈电流,计算等效磁感强度。由仪器的垂直电流,计算地磁场垂直分量。二者合成,即可得出当地磁感强度。改进后,此方法克服了以往先测定朗德因子再测定地磁场的缺点。     

三维修形对薄轮缘斜齿轮共振应力影响的实验研究

以８对具有不同辐板布置薄轮缘斜齿轮传动为对象，通过实验研究了三维修形对斜齿轮共振应力的影响。运用建立在有限元法、柔度矩阵和数学规划法基础上的三维修形方法获得了每对齿轮副的修形曲线。结果表明，采用三维修形技术将显著降低薄轮缘斜齿轮中的应力波动和振动水平，有利于延长齿轮传动的工作寿命。     

非比例阻尼与密频内共振

非比例阻尼（ＮＰＤ）促成密频内共振（ＩＲＣＦ），密频内共振（ＩＲＣＦ）强化非比例阻尼（ＮＰＤ）的耦合作用。两者的关系集中体现在密集模态的复幅互调制的规律上，其中Ａ为复幅向量，Ｃ为阻尼阵，为失谐矩阵，μ为正值小参数。本文针对四种情况（１）Ｃ奇异；（２）非奇异；（３）非亏损；（４）亏损。讨论复幅向量Ａ（ｔ）的演化和系统能量Ｅ＝ＡＨＡ衰减的特点，得到一些有用的结论，尤其在情况（１）中发现Ｎ个密集模态的复幅的某些线性组合不随时间变化，Ｅ不衰减至零，生动地说明了ＮＰＤ和ＩＲＣＰ的相互影响。     

共振吸声结构在航空发动机上的应用进展

共振吸声结构是由穿孔面板、蜂窝及刚性背板形成的三明治夹层结构,该结构广泛应用于发动机消声短舱内,取得了良好的降噪效果。随着声学理论及制造工艺的不断进步,共振吸声结构从最初的单自由度逐步发展为多自由度甚至内嵌多自由度阶段,吸声效果也取得了较大进步。详细阐述共振吸声结构的吸声原理,并在此基础上介绍国内外发动机消声短舱的发展历程。指出发动机消声短舱的两个发展趋势及在进行短舱声衬结构的精细化设计时要考虑的细节问题,例如背景剪切流动、入射声压级、制造误差等。     

航空高速锥齿轮行波共振的噪声与动应力测试研究

为了获取涡轴发动机附件传动齿轮工作状态下的振动特性,采用声波导管的噪声测量方法和应用电阻应变计测量齿轮动应力的技术,得到了齿轮行波共振转速和频率以及全转速范围的动应力数据。试验结果表明:声波导管的噪声测量方法能够准确测量齿轮的行波共振转速及频率,行波共振时电阻应变计能够准确测量出齿轮动频;被测锥齿轮在运行转速范围内存在多个节径行波共振,最大分频动应力在五节径后行波处,幅值约为115MPa。     

航空发动机高速锥齿轮瞬态动力学分析与试验研究

针对航空发动机中央传动锥齿轮由行波共振引起的掉块故障,采用瞬态接触动力学分析方法与试验验证相结合的手段,对行波共振发生时从动锥齿轮的共振特性和应力分布开展研究。基于声测法开展了航空发动机中央传动锥齿轮行波共振试验,研究中央传动锥齿轮行波共振特性,获取了从动锥齿轮行波共振动频、危险转速以及破坏断裂特征。仿真计算结果与试验结果对比分析表明:试验中出现三节径共振皆是前行波共振,四节径共振是后行波共振;三节径共振危险转速范围为74.2%～76.2%,四节径共振危险转速范围为102.8%～104.2%。数值仿真与试验测试中结构静频值具有一致性,三节径误差小于2%,四节径误差小于5%,验证了仿真计算模型的准确性。仿真计算四节径行波共振时从动锥齿轮齿根处和辐板应力集中,应力分布形式与齿轮故障复现试验断裂形式基本一致,辐板正面应力值大小与试验结果基本吻合,误差在0.5%～9.5%,满足工程级应力预测要求,验证了瞬态接触动力学分析方法对齿轮行波共振应力预测的有效性。试验表明该齿轮结构是否存在初始缺陷是发生齿轮断裂故障的重要因素之一。