周期波纹夹芯结构动力学解析建模及振动特性分析

本文基于动刚度方法建立了一种周期波纹夹芯结构的动力学解析模型。该模型将耦合结构解耦为若干开口圆柱壳和矩形板,并基于Kirchhoff薄板理论和Flügge薄壳理论推导了对边简支条件下子结构的动刚度矩阵。根据耦合边界处的位移连续性条件和力平衡条件,得到了子结构的坐标转换矩阵,并采用类似于有限元的思想组装了周期结构的全局动刚度矩阵。基于组装的全局动刚度矩阵,计算了三种类型周期波纹夹芯结构的振动特性,并将计算结果与有限元软件ANSYS仿真数据进行对比。研究结果表明,本文建立的解析模型能够在较少的自由度下获得准确的计算结果。此外,还探究了不同夹芯类型和几何参数对周期波纹夹芯结构振动特性的影响。

基于遗传算法的炮击振动环境谱编制方法

为了提高炮击振动环境谱编制精度,提出了基于遗传算法(genetic algorithm,简称GA)的炮击振动环境谱特征点确定方法。首先,介绍了现有标准的预估炮击振动谱的编制方法;其次,以炮舱结构模拟件为对象,开展了炮击振动试验并获取了实测谱,基于飞机飞行振动环境测量数据的归纳方法对实测谱进行了归纳处理;然后,以特征点构成的环境谱与实测数据归纳谱的能量最接近为目标建立目标函数,采用遗传算法对目标函数进行优化以确定炮击振动谱特征点坐标,在对数坐标下通过折线将特征点连接以实现炮击振动环境谱的编制;最后,将基于遗传算法得到的环境谱与基于标准得到的预估谱进行对比,分析验证了所提方法的有效性。结果表明,所采用的方法获得的炮击振动环境谱在均方根值(rootmean square,简称RMS)和谱形特征上都更接近实测数据归纳谱。

某型飞机垂直安定面-方向舵关键参数对模态频率影响的研究

目的 研究飞机垂直安定面-方向舵装配参数对固有频率的影响。方法 通过有限元模型分析,研究铰链轴位置变化和舵机刚度调整对垂尾安定面-方向舵模态频率的影响。结果 下铰接点偏移对方向舵频率的影响最大,频率随偏移量增加而降低,最大降低0.36 Hz;上铰接点次之,前3阶频率降低,第4阶频率增加,最大变化量分别为0.203、0.08 Hz;中铰接点影响最小,频率变化微小,最大为0.028 Hz。增加舵机刚度时,前4阶频率均上升,但前3阶在刚度增加5倍以下时上升较快,超过5倍后趋于稳定,而前2阶频率受刚度的影响不大。第4阶频率在刚度增加10倍以下时明显上升。结论 垂尾安定面与方向舵的连接铰链在装配时不同轴,下铰接点偏移,对垂尾结构的前4阶模态频率的影响最大,上铰接点偏移次之,中铰接点偏移对垂尾结构的前4阶模态频率没有影响。舵机的刚度增加,垂尾的前4阶模态频率增加,对第3、4阶模态的影响尤为显著。

圆弧形带状弹簧纯弯曲峰值力矩分析

带状弹簧的应用中,峰值力矩是一项重要的设计指标。基于Calladine对于圆管峰值力矩的预测模型,建立了带状弹簧反向弯曲时的应变能与弯矩解析模型,对带状弹簧的峰值力矩进行了预测。将带状弹簧弯曲分为截面扁平化和纵向弯曲两个阶段,截面扁平化过程中,将截面变形量用多项式表示,并根据最小势能原理求解多项式的系数,从而推导出弯矩表达式,求得峰值力矩。用ABAQUS软件建立带状弹簧反向弯曲的有限元模型,并将数值分析结果与理论模型计算结果进行比较,验证了理论模型的准确性。利用理论模型进行参数分析,考察了带状弹簧截面半径、圆心角和厚度对峰值力矩与Mises应力的影响规律。

基于动力学特性优化的直升机航向操纵系统减振效果验证

基于结构动力学基本原理及其影响因素,对直升机在飞行过程中出现的航向操纵拉杆支座断裂以及后舱脚蹬振动较大的问题,通过航向操纵系统增加配重和部分拉杆更换为球柔钢索这两种方式,优化航向操纵系统的安装动特性。试飞验证结果表明,两种方式均能有效降低拉杆振动,进而明显改善支座受载和脚蹬处的振动。

动力吸振器在直升机减振上的应用及效果验证

基于无阻尼动力吸振器设计原理和直升机实际指标需求设计了一种可变刚度和可调质量的动力吸振器,并利用有限元模型对吸振器进行了动特性分析和减振效率分析,最终通过飞行试验验证动力吸振器的实际装机效果。测试数据结果表明动力吸振器有较好的减振效果,为后续其它型号的动力吸振器研制积累了工程经验,提供了参考。

航空液压壳体零件三维设计变更检查及更改文件生成

为了提升航空液压壳体零件三维设计变更检查的效率,并解决传统更改通知单信息表达不够直观的问题,设计了航空液压壳体零件三维设计变更检查自动化及更改信息可视化表达方案。研究基于图匹配的特征识别技术,定义设计特征最短搜索路径和主方向属性,提出基于特征匹配的更改信息识别办法,研究基于3DPDF的更改信息可视化表达技术,开发相应的系统,在提高更改检查效率的同时实现了更改信息的可视化表达。

温度边界条件对平面壁板热屈曲行为的影响研究

以高超声速飞行器为代表的高速航空器在飞行过程中其壁板结构易发生屈曲失稳,这种屈曲失稳与热效应紧密相关,因此温度边界条件会对结构的屈曲行为产生影响。本文通过一套自主设计的试验夹具,结合基于热力顺序耦合方式的静力弧长算法,研究了不同温度边界条件对平板屈曲行为的影响。结果表明,边界温度会显著影响极限屈曲载荷,且影响程度与力学边界条件相关;当边界与域内存在负温差(边界温度低于域内温度)时,温度影响的敏感程度更高;相比之下,边界温度影响区的宽度对壁板屈曲行为的影响较小。本文可为复杂壁板结构热屈曲行为的深入研究提供一定的参考依据。

基于提升小波包和神经网络的结构损伤检测

提出一种提升小波包分解、多传感器特征融合和神经网络模式分类相结合的结构损伤诊断方法。首先,对多个传感器采集的振动响应信号进行提升格式小波包分解,定义标准化相对能量并计算每个频带上的相对能量;然后,把这些传感器信号的小波包相对能量融合作为神经网络分类器的输入特征向量,实现损伤的诊断和评价。数值仿真结果表明,提升小波包分解的频带能量分布能够较好地反映结构的损伤特征;特征融合能够使不同传感器的信息相互补充,减小了损伤检测信息的不确定性,使诊断信息具有较高的精度和可靠性。

大型客机发动机振动载荷传递特性研究

高涵道比涡扇发动机的振动冲击频段向低频转移,使得飞机舱内噪声频率分布中的低频结构传递噪声变得更加突出。为了研究发动机振动载荷通过机翼向机身传递的中低频振动特性,文章针对真实客机的结构动力特性,创新地提出了机翼双梁动力学模型概念,建立了"吊架-机翼-机身"全机动力学有限元模型;基于发动机的振动载荷谱,分析了发动机振动通过机翼向机身结构传递的载荷特性,为后续舱内噪声预计提供了数据输入;并仿真辨识了发动机振动传递的主路径,为舱内声学设计及发动机隔振安装提供了基础数据。文中研究结果对我国大型客机的减振降噪设计工作有重要的工程参考价值。

某型卫星有效载荷支架振动抑制

某型号卫星的有效载荷支架结构在验收级振动试验时振动超标。在对结构不做大的修改的前提下,采用约束阻尼层用对原结构进行处理。对不同的约束阻尼层方案采用有限元方法进行计算,综合考虑各种影响因素,如阻尼比和附加质量等,得到合理的约束阻尼减振方案,并在结构星上进行试验,确定最终实施方案。实施方案后,正样星在0.1g振动条件下,最大振动幅值下降了22.3%,保证了卫星的顺利发射。该卫星已经成功发射,并且在轨运行正常。该问题的成功解决和解决问题的方法与过程为今后解决类似问题提供了经验。

机翼双梁模型的动力学修正及应用

由于全尺寸机翼有限元模型太过复杂,不能用于大型客机翼吊发动机振动载荷的传递特性研究,本文提出了一个全新的机翼双梁动力学模型概念。基于机翼双梁模型的主要模态对其结构刚度不确定参数的灵敏度分析,选取翼梁及翼肋的水平、垂直、扭转刚度参数作为有效设计变量对双梁模型进行了动力学修正,使其与全尺寸机翼有限元参考模型前6阶模态频率的最大误差小于11.11%,大大提升了机翼双梁模型的动力符合性;集成建立了大型客机"吊架-机翼-机身"全机动力有限元模型,并计算了巡航状态下发动机振动载荷经机翼传递到机身各框段的动载荷分布特性。分析结果表明:机翼双梁模型较好地满足了发动机振动载荷传递及振动传递路径分析研究需求,为民机舱内声学预计及发动机隔振安装设计提供了基础数据。

卫星振动频率漂移现象与非线性参数识别

针对卫星振动实验中的频率漂移现象进行了分析.通过实验数据对比、等效线性化模拟和单自由度非线性模拟计算,对随振动实验载荷烈度增加而导致的频率降低、模态阻尼增大的现象作了定性解释,并对铝蜂窝板的非线性特性进行了振动实验及分析.根据谐波平衡法原理,对各级等效线性系统进行模态参数识别,进一步基于Duffing假设,对非线性刚度、阻尼系数进行了识别,并基于多自由度非线性系统理论进行了仿真检验.证明了实验现象与理论仿真的一致性.

带有振动抑制的压电结构动态形状主动控制

针对压电结构在动态形状主动控制过程中的振动抑制问题,以压电纤维复合材料作动器驱动的悬臂板为研究对象,建立了结构有限元模型,并给出了控制方程。由于不合理的作动器电压加载方式会导致结构的瞬态和残余振动,影响形状控制精度和系统稳定性;本文在静态形状控制基础上,提出电压加载时间历程的优化问题。结合有限差分法和二次规划算法对优化问题进行求解。最后,以悬臂板弯曲形状控制为例,对所提动态形状控制算法进行了校验;并与阶跃、斜坡等电压加载方式进行了对比。结果表明,利用优化后的电压加载时间历程,能够有效抑制结构的瞬态和残余振动,提高动态形状控制效果。

考虑接触非线性的航行体出水结构动力学分析

水下发射航行体在出水过程中,随着沾湿表面积减少,航行体与周围流体相互作用而产生时变流固耦合效应,并引起结构动力学特性的变化。同时,考虑到航行体通常采用舱段式结构,各舱段在连接处存在非线性接触问题,对结构动力学特性也存在实质性影响。在考虑上述因素影响的情况下,将航行体简化为Timoshenko梁模型并利用有限元方法对结构动特性和动响应进行计算分析,得到了出水过程时变流固耦合效应及连接刚度非线性对航行体结构固有频率及动力响应的影响规律,在此基础上进一步分析了连接结构、载荷及出水速度的变化对结构动响应特性的影响。

端部带质量和弹簧约束悬臂梁振动响应的解析解

根据端部带质量和弹簧约束悬臂梁的特征值条件,提出了一种特征变换方法,获得了带约束悬臂梁广义质量和振动响应的解析解。通过分析根部弯矩、端部位移、速度和加速度放大系数的变化特征可知,端部弹簧的刚度对静态和一阶载荷响应有明显的影响,减载设计时可以放宽对端部质量的限制,载荷响应分析阶次介于速度和加速度的分析阶次之间。提出的特征变换方法可应用于求解其他载荷分布、边界条件和端部约束悬臂梁的振动响应解析解。

考虑辐射散热叠层板热诱发振动的有限元分析

通过在叠层板单层厚度方向上布置温度线的方法,求解了考虑辐射散热边界条件下的叠层板的瞬态温度场;在此基础上利用考虑剪切效应的高阶板位移场建立板振动的有限元方程,分析了叠层板的热诱发振动问题;通过算例与ANSYS三维耦合单元(Solid5)结果的对比表明,提出的计算模型和方法具有很好的计算效率和精度.

变质量矩形贮箱流固耦合系统动力学特性分析

为了研究质量减小(燃料消耗)过程中矩形贮箱的动力学特性,提出了一种基于PATRANNASTRAN-MATLAB的建模仿真方法。根据虚拟质量法对变质量矩形贮箱流固耦合结构进行简化,建立了结构动力学有限元模型;结合PATRAN-NASTRAN-MATLAB对该动力学模型进行计算仿真,求得了系统的位移响应;鉴于傅里叶变换在处理非稳态信号时的不足,使用ChoiWilliams时频分布处理变质量系统的动力学响应信号,得到了时频响应谱图。结果表明:系统质量的减小在引起系统振动频率增大的同时还产生了一个附加的负阻尼,使得系统的振动衰减减慢;系统质量减小引起的负阻尼与系统的质量变化率成正比,如果系统的质量变化较快,就会产生一个比较大的负阻尼,当负阻尼的作用超过结构阻尼的作用时,将使系统的振幅增大,甚至会超出贮箱结构的弹性范围,造成结构的破坏。

基于频域本征正交分解的几何非线性动力学降阶

为提升几何大变形条件下的结构非线性动力学系统的求解效率,研究指定频域段的动力学行为,以悬壁板为对象,利用频域本征正交分解(Proper Orthogonal Decomposition,POD)方法研究几何非线性结构动力学降阶问题。壁板的几何非线性刚度基于协同转动(Co-rotational,CR)方法求解,利用POD方法在指定频域范围内以计算快照生成基向量,通过Galerkin方法实现动力学系统降阶,非线性刚度以增量的形式加入外力项,系统的非线性行为通过广义外力的形式体现。通过对悬壁板的频域POD降阶分析与对比,结果表明:(1)对线性系统,频域POD降阶分析精度高,误差均在1%以内,求解时间远小于全阶系统,其中,1阶POD的求解时间不到全阶系统的50%;(2)对于非线性系统,在正弦和阶跃载荷作用下,一阶POD降阶分析误差小于1.5%,三阶误差小于0.5%,计算时间均少于全阶分析时间的75%;(3)对于多点随机激励下的几何非线性动力学,通过频域降阶,保留前六阶POD基向量,可保证降阶系统的分析误差在0.5%以内,且计算时间仅为全阶系统的79%。

采用综合气弹分析方法的旋翼非定常气动载荷计算

提出一种桨叶结构、气动和惯性耦合的旋翼系统综合分析方法 ,将桨叶绕挥舞、摆振及变距铰的刚性转角作为广义坐标 ,计入了桨叶整体运动和自身中等弹性变形之间的动力学耦合效应 ,桨叶弹性变量通过有限元法进行离散 ,翼型剖面气动力采用 Leishman-Beddoes二维非定常和动态失速模型 ,由自由尾迹模型得出桨盘的非均匀入流 ,依据柔性多体系统动力学方法推导出桨叶前飞状态下的非线性周期时变动力学方程。对 Newmark隐式数值积分方法进行改进 ,用于求解旋翼桨叶的响应。以法国 SA3 49/2小羚羊直升机的试飞测试数据为依据 ,验证了方法的有效性。