发动机减振安装技术

发动机减振安装是降低全机振动水平的一项措施.本文选用钢丝网垫作为减振元件,设计了钢丝网垫减振器及将发动机连接拉杆改装为减振拉杆.着重分析了钢丝网垫减振器的力学模型及其减振性能.通过分析与试验证实了安装减振拉杆对降低全机振动水平的可行性和有效性.     

BWB民机非圆形增压座舱结构设计研究

BWB民机的非圆形机身在内部增压载荷作用下引起了很高的弯曲应力,而不是传统圆形机身的表面膜应力.为了解决此问题,针对150座BWB民机机身结构特点,建立了三种改进的复合材料三舱室机身结构模型,在大变形条件下进行了优化计算分析.研究结果表明,此方法不仅有效降低了增压载荷下非圆形机身的弯曲应力和变形,而且获得了机身结构优化设计方案和复合材料铺层厚度的优化比例,为BWB民机机身设计提供了重要参考.     

机身后体气动特性及其张线支撑影响研究

以民用机后体为对象，对四线、六线和八线3种张线布局对后体分离流型、旋涡结构及气动 特性的影响进行了研究，实验是在北航D-1风洞中进行的，实验ReD = 2.148×105. 实验研究表明：随迎角从- 10°增加到20°，收缩上翘民用机后体的绕流涡系由下涡系转变为上涡系，直到多涡系结构，相应的分离流 态由上分离流型转变为下分离流型；张线对机身后体绕流流场的影响一方面通过对绕流旋涡 的干扰起作用，张线尾迹区的低能流会降低绕流旋涡对机身表面的诱导作用， 采用1mm张线，对于四线、六线和八线3种支撑型式，机身后体分离流型及旋涡结构未 发生明显改变.     

干摩擦阻尼及其在工程结构被动减振设计中的应用研究

本文在广泛收集有关研究资料基础上，着重总结国外工程领域在工程结构减振或抗震设计方面干摩擦阻尼应用的研究成果．文中首先分析和讨论描述摩擦力变化规律的现有的基本物理模型及其干摩擦系统分析和计算中三种主要方法，其次概括性地介绍干摩擦阻尼在发动机叶片减振、组合结构动力学设计、高层建筑的地震基础隔离及其铁路和公路车辆悬挂系统等主要工程领域内的研究进展     

质量摆减振结构的实验设计

设计了一种质量摆减振结构的实验装置,减振率达到77.8%.可作为本科生或研究生进行减振理论学习和研究的一种有效实验手段.     

力学超材料研究进展与减振降噪应用

力学超材料是一类由人工微结构单元构筑的复合结构或复合材料,具有天然材料所不具备的静力学/动力学性能.由于这些超常特性通常取决于微结构单元而非材料组分,这就为力学性能调控和结构功能材料设计提供了新思路.本文在简述力学超材料概念的提出、发展及其超常力学性能的基础上,以装备减振降噪工程需求为牵引,重点探讨力学超材料在水声调控,空气声吸隔声降噪,结构减振抗冲设计等方面的应用探索及发展趋势,为相关领域的科研及工程人员提供一定参考.     

机身结构优化设计

本文扼要介绍了“改进的”满应力设计方法(FSD)在机身结构设计中的应用.除了通常的应力约束和最小尺寸约束外,还包含构件屈曲约束.当考虑屈曲约束时,应用本文导出的“欠松弛”系数,有效地改善应力比再设计过程中的振荡现象.结构理想化模型中除杆、板和梁元外,还采取了某些“虚”元和标量元,以避免复杂机身结构理想化模型的“病态”问题.优化设计的计算机程序由一些模块构成,在发展时,易于修改与扩充.程序提供一些功能选择,包括对收敛后的设计作某些调整和进行最后的结构分析,使结果更为可靠.在某机身结构的实例应用中,设计经五次迭代,基本收敛.收敛的设计比初始经验设计轻11%,效果较好.     

金字塔点阵圆筒结构轴向弹性波传递特性研究

点阵结构的周期和多孔特征使其相较于普通的实体结构具有轻质、耐冲击、减振降噪和高比强度等优势, 在航空航天和船舰等领域具有十分广泛的应用前景. 本文以金字塔点阵圆筒结构为对象, 根据单胞的宽、高和阵列的个数等独立的结构参数进行参数化建模, 并利用商用有限元软件计算了点阵圆筒结构轴向振动特性. 通过无量纲手段针对归一化频率和相对带宽, 系统研究了单胞的宽、高以及杆件直径等关键参数对减振效果的影响. 根据参数分析的结果, 设计了一种具有低频宽带减振性能的金字塔点阵圆筒结构. 使用增材制造技术制作了样件, 并进行了振动测试实验, 结果表明, 实验和有限元模拟的结果基本一致, 在500~1500 Hz范围内, 结构表现出明显的减振效果, 平均的衰减强度达到了50 dB左右.      

THE STRENGTHENING OF AERO-TRANSPORT WITH LARGE OPENING

为了对运输类飞机机身大开口结构进行加强,满足刚度连续变形协调的设计要求,本文对机身大开口结构和完整机身结构的刚度进行了深入研究,首先简化了计算模型,对刚度进行了计算,提出了刚度比的定义,得出刚度比与大开口角度、机身半径、蒙皮厚度以及边梁面积之间的关系表达式,得到运输类飞机机身大开口结构加强的原则和方法,在型号上成功得到了应用,用于指导初期的结构设计.     

失谐整体叶盘多模态振动抑制的吸振器阵列方法

整体叶盘是新一代高性能航空发动机的关键部件,具有结构紧凑、重量轻和推重比高等优点,但也存在结构阻尼低、模态密度高和随机失谐问题,导致其通过共振区域时振幅大,显著影响整体叶盘结构的可靠性和疲劳寿命.为有效抑制失谐整体叶盘的多模态振动,提出一种由一系列吸振器环状布置而成的吸振器阵列减振方法,通过设置多组匹配不同模态的吸振器,实现对多模态共振峰值的抑制.为揭示吸振器阵列方法的多模态减振机理,采用具有代表性的集中参数模型构建整体叶盘-吸振器阵列系统的动力学分析模型,结合解析形式的功率流分析方法,分析吸振器质量、频率调谐精度、阻尼水平以及吸振器个数等关键参数对吸振器阵列减振性能的影响.搭建了吸振器阵列方法验证实验台,并通过实验验证了吸振器阵列方法的效果.分析结果表明:吸振器阵列方法能够有效控制叶片主导与叶片-轮盘耦合型模态,能够以较小的质量实现对谐调与失谐整体叶盘多模态共振的高效抑制,减振性能的鲁棒性较好.     

大学物理《力学》中的自由度分析

对《力学》中的物体自由度进行多方面分析,以深化教学、提高学生正 确分析物理问题的能力.使用实际教学分析的研究方法,在《力学》范围内讨论自由度与坐标、 自由与约束的关系并得以下结论: (1) 同一物体的自由度随其所在的``空间'不同而不同, 不因坐标系的选取不同而 异, 在同类参考系中不因参考系的动静而有别;(2)自由度遵循叠加原理. 讨论了质点系的总自由度及相关计算问题,并指出研究《力学》中自由度的意义.     

Development and design of new methods of measurement of state of strain of structures

The present paper deals with development and design of new methods utilizing Wiedemann's effect for determination of state of strain in building structures. Wiedemann's effect and some features of torsional strain of magnetic field are the basis of new experimental method. Especially the point electromagnetic strain gages using the effect of pure torsion of electromagnetic field to enable universal examination. For strain-gage measurements, almost all physical quantities are used which can be related to the variation in length of the structures. From the electric strain measurements, the most commonly used methods are the measurements by resonance-wire strain gages or by electric-resistance strain gages. In this paper, electromagnetic strain gages are discussed using the Wiedemann effect, and the author describes some new measuring equipment and his own suggestions and methods based on an application of this effect.     

Calculation of aerodynamic characteristics of arrays of profiles of arbitrary shape

It is well known that the problem on nonseparating potential flow of an incompressible fluid about an array of profiles reduces to an integral equation for a certain real function, determined on the contours of the profiles of the array. As such a function one can take, as was done, for instance, in [1–5], the relative velocity of the fluid on the profiles of the array. For arrays of profiles of arbitrary shape it is necessary to solve the corresponding integral equation numerically. In the particular examples of the calculation of aerodynamic arrays that are available [1–3] the numerical methods used were based on the approximate evaluation of contour integrals by rectangle formulas. As investigations showed, sizeable errors arose thereby in the approximate solution obtained, these being especially significant in the case of curved profiles of relatively small bulk. In the present paper a method for the numerical solution of the integral equation obtained in [5] is proposed. The method is based on the replacement of a profile of the array with an inscribed N polygon, the length of whose sides is of the order N^–1 and whose internal angles are close to . Convergence with increasing N of the numerical solution to an exact solution of the integral equations at the reference points is demonstrated. Examples of the calculation are given.Novosibirsk. Translated from Izvestiya Akademii Nauk SSSR. Mekhanika Zhidkosti i Gaza, No. 2, pp. 105–112, March–April, 1972.