电池安装支架的约束阻尼处理

某产品的电池在地面试验中由于振动响应过大而出现故障.本文采有限元分析的方法对电池支架进行约束阻尼处理的优化设计,并进行试验验证.结果表明,采用约束阻尼技术后,电池的功率谱密度共振峰值放大倍数由未处理前的28倍下降到14倍,电池故障完全排除,验证了约束阻尼减振技术对此类板和薄壳等结构进行减振的有效性.     

模拟叶片气激及涂层阻尼减振有效性研究

针对航空发动机叶片高阶振动及阻尼涂层减振有效性的试验验证问题,通过构建旋笛式高频气激试验器,对单个非旋转叶片进行气体激振试验研究,同时完成有无涂层阻尼叶片在高频气激下的振动响应对比试验。结果表明：气动激振可以使叶片处于高应力工作状态,施加阻尼涂层是1种有效抑制振动响应的手段;气体激振测频结果与ANSYS计算、振动台测频结果基本吻合,说明气体激振不仅可以完成振动特性试验,而且可以通过调节气压和流量来控制激振力的大小,以此来控制振幅并完成振动疲劳试验     

航空发动机整机振动控制技术分析

针对高性能航空发动机结构复杂性和高温高转速工况下动力学稳定性问题,提出了航空发动机转子动力学特性设计分析是振动控制技术的牵引,装配工艺控制技术是关键,振动试验测试技术是依赖手段的整机振动控制技术思路。总结了发动机结构动力学计算分析技术、结构装配工艺优化技术、整机振动测试技术以及多年在发动机试验和试车中遇到的振动故障特征分析经验,分析了目前发动机整机振动控制技术存在的问题,提出了未来工作发展的思路     

多片后缘小翼对直升机旋翼桨叶动态失速及桨毂振动载荷的控制

 减缓直升机后行桨叶动态失速发生、降低直升机桨毂振动载荷是提高直升机飞行速度、改进直升机飞行性能的重要途径。本文研究了直升机在高速高载情况下利用多片受控的桨叶后缘小翼对直升机的后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷同时进行控制的有效方法。建立了弹性桨叶和后缘刚性小翼的结构动力学模型。桨叶剖面气动载荷采用Leishman-Beddoes 二维非定常动态失速模型计算,后缘小翼剖面气动载荷采用Hariharan-Leishman二维亚声速非定常气动模型计算。采用伽辽金和数值积分相结合的方法求解旋翼系统的气弹响应。建立了有效的多片后缘小翼控制策略和控制方法,分析了3片后缘小翼的运动规律及对后行桨叶动态失速和桨毂振动载荷的控制效果,结果表明利用多片小翼的运动是控制桨叶动态失速和桨毂振动载荷的有效方法。     

运载火箭地面风载荷响应特性分析

为了研究新一代运载火箭在垂直转运与垂直发射过程中所受地面风载荷的影响问题,针对地面风载荷产生的复杂原因,将其按产生原因和主要影响方向分为四种：阻力方向平均风载荷、阻力方向脉动风载荷、升力方向脉动风载荷和升力方向脱落涡载荷。利用MSC．Patran／Nastran软件的随机分析模块分析运载火箭在四种地面风载荷作用下的响应特性,得到运载火箭在参考风速为4～20m／s下的位移响应。结果表明：四种风载荷位移响应均随参考风速的增加而增大,并且随着参考风速的增加,脱落涡载荷对火箭位移响应的影响最为显著。     

大型精密稳定平台阻尼减振系统仿真与优化设计

机载大型高精度惯性测量设备对稳定平台的隔振环境要求很高。本文提出了增加斜置阻尼器的平台阻尼减振系统方案,并通过有限元仿真软件对该系统方案进行了动力学仿真验证,包括模态、谐响应、瞬态动力及随机振动等方面的分析。对系统的实际谐振频率、动态放大系数、缓冲加速度及随机振动加速度响应等方面进行了计算、比较和优化。从中进一步认识了减振器、斜置阻尼器参数及其组合在六自由度减振系统中的作用和影响。所述方法具有重要的实际工程分析意义,有助于减少试验成本,缩短研制周期。     

任意运动变形边界流场测量PIV算法的研究：薄膜涡激振动

提出了一种精确测量任意运动变形边界流场的粒子图像速度场PIV算法,能智能识别强流固耦合问题流场测量中任意运动变形的边界信息,然后生成贴体自适应的图像互相关计算窗口,计算获取运动变形边界附近的速度场数据。这一算法可大大提高任意运动边界附近流场的测量精度,为流固耦合问题的理论分析和数值计算验证提供可靠的高质量实验数据。针对数字合成给定流场的粒子图像序列,采用所发展的PIV算法对粒子图像区域中的运动变形边界进行了精确识别,高质量地复现了原始流场信息。最后,对低速闭式循环水洞中的钝体尾流柔性薄膜涡激振动现象进行了PIV实验测量,获得了柔性薄膜大变形运动状态下的瞬态流场特征。     

Analysis and Testing of Microvibrations Produced by Momentum Wheel Assemblies

The microvibrations produced by momentum wheel assemblies(MWA) can degrade the performance of instruments with high pointing precision and stability on spacecraft.This paper concentrates on analyzing and testing the microvibrations produced by MWA.We analyze the disturbance sources produced by mass imbalance,structural mode,bearing irregularity and nonlinear stiffness,and random noise;then,test a well-balanced MWA by a highly sensitive measurement system consisting of a Kistler table and an optical tabletop.The results show that the test system has a resolution of less than 0.003 N in the frequency range of 3-300 Hz.The dynamic imbalance of the MWA cannot excite the radial rocking mode,but there are dynamic amplifications when the poly-harmonic disturbances intersect with the structural modes.Especially at high rotational speed(>3 000 rev/min),the main disturbance sources of the MWA come from the bearing irregularity interacting with radial translation mode in the high frequency range.Thus,bearing noise deserves more attention for the well-balanced MWA,and alternative of high quality bearings are proposed to reduce the microvibrations.     

法向接触刚度对螺栓连接结构振动模态的影响研究

从理论上研究了影响法向接触刚度的主要因素,导出了其计算公式;基于Ansys Workbench软件螺栓预紧力模块,利用优化接触面间的法向刚度因子方法,对螺栓连接结构进行了模态分析;最后对计算结果与模态试验结果进行比较分析。研究表明:模态参数的有限元计算结果与试验结果吻合较好。     

飞机结构弹性对起落架缓冲性能的影响

研究了飞机结构弹性对起落架缓冲性能的影响。建立了计及飞机结构弹性效应的起落架缓冲系统的动力模型和分析方法。应用结果表明,飞机结构弹性效应能降低起落架缓冲系统的过载、位移等,尤其对大、中型飞机主起落架更为明显,如,某Ｙ机主起落架过载降低６％。