拱形围带叶片组振动特性分析及实验研究

对拱形围带连接的叶片组利用模态综合方法进行了振动特性分析,并采用脉冲激励等方法对叶片组作了实际测试。分析中考虑了自由界面部件高阶截断模态的影响,而且以对接界面位移耦合叶片各部件及拱形围带。本文的工作为汽轮机拱形围带长叶片结构提供了一种有效的振动特性分析方法。     

复合柔性结构全局模态函数提取与状态空间模型构建

随着航空航天等领域中实际工程结构的大型化和柔性化,结构的非线性振动和主动振动控制问题越来越凸显.分析和处理此类结构出现的复杂振动问题的关键在于建立系统的非线性动力学模型与状态空间模型.对于由柔性部件、刚体、连接部件构成的复合柔性结构,由于各部件之间的振动耦合效应,单个柔性部件在悬臂、简支和自由等静定边界下的模态与结构的真实模态有较大差异.为此,本文提出复合柔性结构全局模态的解析提取方法,通过全局模态离散得到系统非线性动力学模型,从而构建状态空间模型.该方法采用笛卡尔坐标描述系统的运动,建立系统的运动方程;结合描述柔性部件的偏微分方程、刚体的常微分运动方程、连接界面处力、力矩、位移和转角的匹配条件以及系统的边界条件,利用分离变量法给出统一形式的频率方程,获取系统的固有频率和解析函数表征的全局模态.这里提出的全局模态提取方法不仅便于复合柔性结构固有频率和全局模态的参数化分析,而且为建立复合柔性结构低维非线性动力学模型和状态空间模型提供了有效的途径,对于推进这类结构的非线性动力学分析与主动振动控制研究具有重要意义.      

复合柔性结构全局模态函数提取与状态空间模型构建

随着航空航天等领域中实际工程结构的大型化和柔性化,结构的非线性振动和主动振动控制问题越来越凸显.分析和处理此类结构出现的复杂振动问题的关键在于建立系统的非线性动力学模型与状态空间模型.对于由柔性部件、刚体、连接部件构成的复合柔性结构,由于各部件之间的振动耦合效应,单个柔性部件在悬臂、简支和自由等静定边界下的模态与结构的真实模态有较大差异.为此,本文提出复合柔性结构全局模态的解析提取方法,通过全局模态离散得到系统非线性动力学模型,从而构建状态空间模型.该方法采用笛卡尔坐标描述系统的运动,建立系统的运动方程;结合描述柔性部件的偏微分方程、刚体的常微分运动方程、连接界面处力、力矩、位移和转角的匹配条件以及系统的边界条件,利用分离变量法给出统一形式的频率方程,获取系统的固有频率和解析函数表征的全局模态.这里提出的全局模态提取方法不仅便于复合柔性结构固有频率和全局模态的参数化分析,而且为建立复合柔性结构低维非线性动力学模型和状态空间模型提供了有效的途径,对于推进这类结构的非线性动力学分析与主动振动控制研究具有重要意义.     

混合界面直接分支模态综合法

在直接分支模态综合法(本质上属自由界面模态综合法)的基础上,提出并深入研究了混合界面直接分支模态综合法。混合界面法将复杂庞大的结构取做主体部件,而将与此主体部件相连的其余部分视为分支部件。对主体部件采用自由界面,分支部件则采用固定界面。各子结构之间完全独立计算,并且通过计入主、从子结构的剩余模态矩阵的办法来补偿所舍去的高阶模态分量,保证了计算精度。本方法从工程应用的实际出发,通过模拟航空发动机机匣管路系统的数值算例,验证了混合界面法的正确性。     

失调叶片盘耦合振动中叶片模态精度问题

本文用试验模态分析与数值计算相结合的方法,为真实叶片盘耦合振动模态综合提供了获得高精度的叶片模态的简便途径.     

改进的直接部件模态综合法

Yee和Tsuei提出的直接部件模态综合法将自由界面模态综合法与频响函数相结合 ,简化了计算过程、减少了计算量 ,并便于与实验模态分析相结合。本文在其基础上利用矩阵级数展开的方法将被截断高阶模态的贡献用保留模态和系统物理特性矩阵精确表达 ,结合分块计算方法 ,进一步减少了计算量并有效地提高了计算精度 ,且确定了模态截断准则。数值算例表明其行之有效     

连结子结构与自由界面模态综合法在非线性动力分析中的应用

本文提出了一种由线性连接元和非线性连接元组成的连接子结构，并将这种连接子结构用于自由界面的模态综合技术。利用非线性振动理论的渐近方法，求得经模态综合法降维后系统方程的近似解析解。从而将具有连接子结构的自由界面的模态综合技术推广应用到具有局部非线性的复杂结构系统的动力分析，为利用非线性振动理论的渐近方法及动力系统理论进一步研究高维非线性动力学系统的振动特性、分岔及混沌行为创造了一种新的途径。算例表明，该方法具有足够的精度。     

柴油机机体的模态试验与分析法

柴油机机体是柴油机的主体结构部件，研究其动态特性对于了解整机的振动特性非常重要。本文介绍了柴油机机体的试验模态分析方法，以及用该方法分析了６１０８型柴油机机体。求得该机体的前八阶模态频率、阻尼及振型，为该机体的结构改进和柴油机的减振降噪提供了依据     

风力机叶片非线性挥舞分析

将风力机叶片简化为绕轮毂旋转的变截面Euler-Bernoulli悬臂梁,基于Greenberg公式给出非线性气动力,建立叶片挥舞振动非线性控制方程.由于变截面梁的弯曲刚度和线密度是沿梁轴线变化的函数,无法给出模态函数解析式,论文提出使用假设模态法计算的模态函数,作为基函数对控制方程进行Galerkin截断,通过将挥舞振动分解为静态位移和动态扰动合成,对其进行动态响应分析,同时讨论了叶轮转速、风速和旋转位置对振动特性的影响.研究表明:(1)叶轮转速对叶片挥舞特性影响显著,风速和叶片转角对振动特性影响很小.(2)静态位移随风速增加而增大,大体上成线性关系,气动阻尼随风速增加而减小.(3)风速较低时,非线性挥舞振动表现为衰减振动,随着风速增加,振动由衰减振动演化为周期运动,再由周期运动演化为拟周期运动.     

计算叶片力学特性的三维8节点非协调有限单元法

针对叶片结构几何形状复杂的特点，建立了能进行叶片力学特性分析的三维8节点非协调有限单元模型。该模型采用了几何非线性和线弹性模式，来考虑叶片径向刚度远大于弯曲刚度而引起的在不同转速下初应力对叶片的作用，能够正确反映叶片的弯曲和扭转耦合振动模态、叶片组的切向和轴向振动模态以及它的应力状态。根据质量等效和力等效的原理，导出了在非协调单元中计算单元变形能时，记入附加的内部自由度，而计算单元的动能、体积力、表面力、以及阻尼力所做的虚功时，不记入附加的内部自由度，这是不同于目前一些文献中的提法。最后，通过实例计算验证了该模型的正确性。     

航空发动机复合材料叶片振动疲劳特性研究

针对发动机复合材料叶片开展了振动疲劳特性研究。首先通过模态测试获得叶片结构的振型图,确定叶片在振动中应力最大部位疲劳薄弱部位;其次采用振动台施加窄带随机激励载荷,并监测其疲劳薄弱部位的应变水平,获得了复合材料叶片的振动响应及疲劳特性。试验结果显示,叶片在350με应变水平下的振动疲劳寿命为5.46×106;复合材料叶片的固有频率随试验时间的增加而降低。上述结果可为复合材料叶片在发动机中的应用提供部分依据。     

基于振动台基础激励的叶片工作模态分析

对发动机叶片进行模态分析可以为其高周疲劳设计提供数据支撑,有效避免叶片在实际工作中的共振。本文基于工作模态分析理论,搭建叶片工作模态分析试验系统。采用振动台对叶片进行基础激励,同时测量叶片表面的振动响应,计算测点与参考点之间的互功率谱,然后用最小二乘复频域法进行拟合,得到叶片的模态参数(包括固有频率、振型和阻尼比)。最后讨论了不同参考点对工作模态结果的影响,给出了参考点选取的合理建议。     

飞机内部噪声分析中改进的自由界面模态综合方法

本文提出一种在飞机内部噪声分析中求解柔性结构与所围流体声介质空腔流固耦合固有振动和响应的改进的自由界面模态综合方法,着重处理弹性旋转壳与内部流体声介质耦合固有振动这一机身内部噪声分析中至为重要的基本问题。文中对轴对称空腔的声学有限元模型作了政进,克服了用常规半解析有限元模型分析位势问题时存在的缺陷,对机身模型的算例表明,本方法显著缩减了计算规模,计算结果与试验十分吻合。     

大型上翻式拱形钢闸门流固耦合静动力特性分析研究

论文通过三维空间有限元数值计算模型研究大型上翻式拱形钢闸门的流固耦合动力特性,取得闸门结构流固耦合条件下的振动模态参数,为闸门结构共振分析和采取合理的控振措施提供了科学依据.此外对控制结构强度和刚度的门顶溢流工况进行了闸门位移和应力分布分析,指出了存在问题和修改方向.论文成果可供类似工程设计时参考.     

风机塔筒结构横向振动特性的快速计算方法

本文提出了一种风机塔筒结构横向振动特性的快速计算方法．将机舱和叶片整体、连接法兰盘分别简化为集中质量,塔筒简化为非均匀悬臂梁,建立风机塔筒结构横向振动方程．给出了用假设模态法计算塔筒结构固有频率和模态函数的过程．通过与文献及有限元数值结果比较验证了方法的有效性．本文方法仅需给出结构的基本参数,如截面半径变化规律、法兰盘位置和质量、机舱及叶片质量,便可快速求解其频率和模态,无需建立其复杂的力学模型．     

叶片振动影响下双盘转子-轴承系统的稳定性与分岔

研究叶片与转子-轴承系统的耦合非线性振动,建立了一个带叶片的双盘转子-轴承系统的非线性动力学模型,其中包含一个弹性转轴、两个滑动轴承、两个刚性圆盘和两组弹性叶片.为了分析叶片的惯性影响,将其简化为单摆模型.采用4阶Runge-Kutta法进行了数值模拟,并利用分岔图、三维谱图、轴心轨迹和Poincaré映射图等方法分析了系统的非线性动力学特性.研究发现,随着转速的变化,系统响应演化出了倍周期运动、概周期运动、混沌运动和倍周期分岔等典型的非线性动力学行为.在与忽略了叶片振动的转子系统对比后发现,叶片振动使转子发生混沌运动的转速区域增大.在某些参数条件下,采用不同的叶片刚度,叶片振动可能引起转子系统产生混沌运动.     

桁架材料弹性波带隙特性分析

研究了弹性波在周期性桁架材料中的传播特性,并根据桁架材料的周期性特点和杆纵向振动模态,给出了基于单胞的桁架材料弹性波色散(dispersion)方程。分析了1维和2维问题的色散特性,研究了相应的弹性波带隙性质;以CAE分析软件为工具平台对桁架材料的带隙特性进行了数值仿真实验,给出了基于谐响应和特征频率变化特征的仿真实验方法。仿真实验确认了所分析的桁架材料的带隙特性,同时说明所用的仿真实验方法是可行的。     

附加约束阻尼层对星箭系统动特性的影响分析

在星箭连接支架外表面附加约束阻尼层可抑制星箭对接界面的振动,从而降低卫星在发射过程中所承受的振动和噪声载荷.本文将有限元技术与矩阵特征值摄动分析方法相结合,就卫星支架局部修改(附加约束阻尼层)对星箭系统动态特性的影响进行了分析.以已有星箭系统结构的模态信息为基础,给出了支架部位附加约束阻尼层后星箭系统动态特性变化的定量计算方法,并证明了该减振技术能够不明显的改变原星箭系统的固有特性.     

飞机典型金属材料振动疲劳历程中模态阻尼比获取方法研究

结构模态阻尼比是影响振动疲劳特性的主要因素,获取模态阻尼比对于结构振动疲劳的分析和仿真计算有重要作用,对于揭示金属材料振动疲劳损伤形成机理有直接意义。本文选取典型航空金属材料2024-O铝合金,进行了大量的元件级振动疲劳试验及仿真分析计算,并提出了一种基于有限元分析计算的振动疲劳历程中结构模态阻尼比的获取方法,适合于元件级结构振动疲劳过程中模态阻尼比变化规律的获取。研究结果表明:本文方法可以在不中断振动疲劳试验的情况下,得到较精确的振动疲劳历程中的模态阻尼比,从而为进一步揭示金属材料振动疲劳损伤形成机理提供了良好的基础。     

基于数值分析的模态阻尼系数获取方法

结构模态阻尼系数是影响振动疲劳特性的主要因素,获取模态阻尼系数对于结构振动疲劳的分析和仿真计算有重要作用,对于揭示金属材料振动疲劳损伤形成机理有直接意义。本研究针对2024-O铝合金,进行了大量的元件级试件的振动疲劳仿真分析、试验研究以及数值分析计算,并提出了一种基于数值分析的快速获取结构模态阻尼系数的方法,适合于获取试验件振动疲劳试验过程中的模态阻尼系数变化趋势。研究表明:在不中断试件疲劳试验的情况下,本文方法可以快速准确地得到试验件在整个振动疲劳历程中的模态阻尼系数,固有频率的相对偏差小于0.06%,模态阻尼系数的相对偏差小于1%。为进一步揭示金属材料振动疲劳损伤的形成机理奠定了基础。