车刀破损时刀杆振动信号特征的研究

 实验发现,车刀破损时低频率范围内时域信号的变化总是很明显,而宽频率范围内时域信号的变化则不一定明显。本文提出用低频率范围内时域信号的变化来监测车刀破损,经验证,可在20ms内检测出刀具的破损。     

飞机设计中的振动问题

1.飞机设计中遇到的振动问题 在飞机设计、研制过程中,遇到振动方面的问题甚多,如(1)亚音速遇到的全机振动;(2)低超音速时的方向舵和垂尾振动;(3)起落架放下时的全机振动;(4)进气道掉铆钉问题;(5)火箭弹滑膛问题;(6)加力燃油总管振裂;(7)液压导管振裂;(8)冷气导管振裂;(9)前轮摆振引起空速管振裂;(10)腹鳍振动问题;(11)炮击振动;(12)方向舵涡流振动,等等。     

利用压电传感器/驱动器的柔性结构主动振动控制研究

 以粘贴有压电传感器/驱动器的柔性梁主动振动控制为例，论述了进行柔性结构传感器/驱动器及控制系统一体化研究的方法。给出了压电传感器的检测方程和驱动器的的驱动方程，以玻璃钢材料的柔性梁为实验对象，并采用自适应滤波技术来实现主动振动控制，控制系统有TMS320C25及486计算机组成的主从机系统来实现，实验结果表明此种控制方法是有效的。     

航空火箭发射器振动冲击试验参数探讨

 <正> 80年代以前,我国研制生产了多种火箭发射器。训练实践及实战证明,参照苏联OTY标准确定的振动、冲击试验参数研制的发射器,结构满足了使用要求,安全可靠,使用维护方便,产品性能达到了当时国际先进水平。而80年代初,我国又参照国外有关标准,新制订了《航空火箭发射筒通用技术条件》(HB5525-80),其中对火箭发射器的振动强度试验与着陆冲击试验参数的规定过于严酷。表1列出了苏联OTY标准与HB5525-80两个文件中关于振动、冲击的试验参数对照。可以看出,后者的振动时间是前者的7.4倍,冲击次数是前者的6.6倍。因此,对HB5525-80文件的规定,值得探讨。     

含非线性联接的组合结构动态子结构分析

 本文研究由非线性隔振器耦联线性子结构形成的组合结构的动响应预估。基于实测子结构的脉冲响应函数,建立了组合结构的对接边界积分型动力学方程;找到了将其转化为标准常微分方程组的途径;用实验考核了上述方法。     

扁平轴变速运转时倾斜振动稳定性研究

本文研究的是扁平轴周期性变速回转时倾斜振动的稳定性问题。根据其运动微分方程，频率特征方程讨论了轴系形状等对振动不稳定区域的影响。     

某型飞机高原起降前轮摆振特性分析

前轮摆振是飞机结构动力学的主要研究课题之一，文章应用前轮摆振理论，结合高原机场的使用特点，分析了某型飞机在高原环境下起降的前轮摆振特性，得出该型飞机高原起降的摆振特性曲线。并与该型飞机的平原摆振特性进行了对比分析。     

典型高耸细长结构全仿弹性模型的风振研究

以三种典型细高结构为研究对象，采用全仿弹性模型，进行了外形、质量分布、雷诺数和风结构等不同参数条件下的风洞实验。用应变仪测量了每种模型根部弯矩，通过计算，分析了模型风振响应的基本特性以及风振过程的混沌特性。     

基于误差通道在线辨识的直升机结构振动主动控制研究

 提出一种基于误差通道在线辨识的有源控制方法,并把它应用于直升机结构振动的主动控制。针对一直升机模型与前人的方法进行了比较,并进行多输入多输出的主动控制仿真。仿真结果表明,这种控制方法明显优于前人的方法,说明这种基于误差通道在线辨识的多输入多输出的主动控制方法对直升机结构振动有很好的抑制作用。     

飞机整体油箱的液固耦合振动计算

 本文对拟弹性法进行了扩充,使其能解三维复杂结构的液固耦合振动问题,并对飞机整体油箱进行计算。计算与试验结果对比,证明扩展了的拟弹性法,能用于复杂结构的液固耦合振动计算。由于离散化技术的误差,计算中出现了虚假频率,本文提出了区分虚假频率的方法。