振动传感器在强噪声环境下的响应输出分析

目的考察强噪声场下振动传感器的性能。方法采用GJB 150.17—86对振动传感器进行噪声鉴定试验,并分析传感器在噪声场中的响应输出,对比试验前后的传感器性能指标。结果振动传感器经过强噪声场试验后的性能正常,振动传感器在强噪声场中的响应相对较小,单项振动试验中的噪声场不会影响振动传感器的测试结果。结论该传感器可以完成振动监测工作。     

导弹飞行振动环境地面模拟试验方法

分析了导弹飞行环境的载荷特征和环境条件,指出了目前常用的试验方法在某些情况下存在的不足。简要介绍了振动-噪声复合试验方法及柔性悬挂-多点激励试验方法,并分析了其优、缺点。振动-噪声复合试验方法可更有效地模拟飞行过程中的宽频带振动环境,多点激励试验方法可对飞行过程中的面载荷进行有效模拟,采用柔性悬挂可模拟飞行过程中的自由边界。这些试验方法与传统试验方法相互补充,可更精确地模拟导弹飞行振动环境。     

压电主动振动控制系统受噪声影响时域仿真研究

目的基于逆压电效应的热弹性比拟原理,提出压电主动振动控制系统噪声时域的研究方法。方法首先建立压电结构系统的状态空间模型,选择一定的控制策略设计控制器,然后考虑压电控制系统噪声干扰问题进行控制系统闭环仿真,考察不同测试噪声水平对振动控制效果的影响。结果算例结果表明,采用神经网络(NNP)控制策略实施振动控制时,50 Hz工频噪声对控制效果影响不大。结论该方法可方便地考虑各种实际噪声情况,快速直观地给出噪声对控制效果的影响。     

不同载荷下轮式车辆运输振动数据预测模型研究

目的为便于执行GJB 150A进行车辆运输振动试验,研究了不同载荷下运输振动数据预测模型。方法对模型的特点和适用范围进行了分析;运用该模型分析了不同载荷下运输振动试验的试验数据规律。结果随着载荷的增加,运输振动逐渐减小,能够反映轮式车辆不同载荷下的运输振动规律,给出了运用该模型对不同载荷下车辆运输振动数据的预测方法。结论该模型简单实用,在执行GJB 150A进行运输振动试验过程中,若直接引用标准中的数据,可以采用该模型对不同载荷下的运输振动试验数据进行预测。     

振动试验操作技术探讨

振动试验结果与夹具、样品安装、传感器安装等试验技术密切相关,为了保证试验结果的有效性,需要采取合理的试验技术及控制方法。根据多年振动试验的经验积累,对振动试验中的技术应用进行了总结。     

再入飞行振动环境试验等效性探讨

目的提高再入体实验室模拟再入飞行振动环境的等效性,确保地面环境试验结果的可靠性。方法首先分析再入飞行过程中受脉动压力等因素影响诱发的振动环境载荷特征。其次,基于飞行实测数据,分析再入飞行振动响应的空间分布规律和频域能量分布特征。最后,将飞行试验实测数据与传统实验室振动模拟试验结果进行对比,从载荷传递规律、空间分布规律、频谱特征等方面对主要关注区域"天地"响应存在的差异进行探讨,研究实验室等效模拟再入飞行振动环境的因素。结果针对特定的再入体结构,设置有限等效响应目标点,通过对试验系统动态特性分析、夹具优化设计、试验控制方式、振动台激振模式等多方面综合研究,可以提升再入飞行振动环境模拟等效性。结论提出了以"天地一致性"为目标的工程可行措施和实验室振动试验等效原则,为再入飞行振动环境的实验室等效模拟提供了支撑。     

基于模态分析的某振动试验方法改进

目的对该试验夹具进行改进设计,使试验夹具首阶模态频率大于60 Hz。方法基于模态分析方法,分别采取改进夹具结构形式和改变夹具边界条件两种改进方式进行优化设计。结果根据模态分析结果发现,夹具结构形式改进对模态频率提高的效果不明显,改变边界条件能够显著提高夹具频率。改进后试验夹具首阶模态频率为69.5 Hz,大于试验输入载荷频率范围。结论试验夹具的固有频率应避开振动试验输入载荷频率范围,避免对试验结果造成影响。     

典型机载设备加速振动试验应用方法研究

目的为了提高加速振动试验方法在高新军用装备中工程化应用的准确性和可操作性。方法由于在合理的加速等级下,较大的振动能量可能导致试件局部振动疲劳累积损伤机理发生改变,因此在传统加速振动试验中充分评估结构试件的频率响应特性,得出一种修正的加速振动试验方法。首先结合计算机辅助分析手段对试件进行模态分析及频率响应分析,识别试件的薄弱部位。其次利用结构动力学特性测试手段,对薄弱部位的实测动态特性进行分析,并对超出加速响应限的加速度幅值进行修正。结果以典型的机载设备结构作为研究对象,将试件薄弱部位的频率响应幅值控制在合理的放大系数范围内,保证加速破坏机理的一致性,修改后加速振动试验结果与长周期正常等级振动试验结果特征一致。结论该方法符合国军标中振动试验方法的有关规定,可在装备研制过程中对设备结构部件的加速振动试验加以工程化应用。     

内埋弹舱典型结构振动响应分析与试验验证

目的提高隐身飞机内埋式弹舱结构,在武器发射时由于气流的强烈扰动产生极高的噪声和结构振动环境下的使用寿命。方法选取内埋弹舱典型结构进行随机振动响应分析,根据分析结果确定加速度传感器和应变花布置位置,并进行地面振动台振动试验验证。结果频率计算结果与扫频结果较为接近,加速度计算结果与试验结果最大误差为23.2%,应力计算结果与试验结果的平均误差基本在20%以下。结论试验前后试验件未发现工程目视可检裂纹等破坏现象,达到了规定的抗振能力,表明内埋弹舱采用的加筋结构形式合理,有限元计算结果能够满足动强度在工程上的计算精度要求。     

离心式风机蜗壳的试验模态分析与结构噪声控制初探

本文对Y5-47N0.5离心式风机的噪声与振动特性进行了测试分析.通过对风机蜗壳的试验模态分析,找出动态薄弱环节.并提出对其进行阻尼处理而降低辐射噪声的方法.     

板壳结构在声振联合试验下的振动响应耦合分析

目的 研究具有工程实践意义的板壳组合结构在声振联合作用下的响应预测方法。方法 在噪声试验、振动试验和声振联合试验响应曲线的基础上,分析板壳组合结构在噪声和振动同时激励下的响应耦合规律,并根据噪声试验和振动试验的响应极值包络法,来预测在声振联合试验作用下板壳结构的响应分布。结果 声振联合试验响应曲线近似于噪声试验和振动试验的最大值包络线,噪声的面激励和随机振动的基础激励在不同的频率范围内对结构响应起着主要影响。试验件的噪声试验和振动试验响应曲线在给定的频率点出现相交,小于交越频率的声振联合试验响应与振动试验高度吻合,高于交越频率的响应则以噪声试验为主。结论 在工程实际中,可以直接利用振动试验和噪声试验的响应数据对声振联合试验的响应进行预测。由于交越频率难以事先获得,因此响应叠加法在实践中更易于实现。     

动力学综合环境试验技术现状和发展

综述了动力学综合环境试验技术的国内外现状，主要介绍了振动、温度和湿度综合，振动、温度、湿度和高度综合，噪声、振动和温度综合，多维振动，热和振动综合，热和噪声综合，振动和过载综合等，提出了综合环境试验技术今后的重点研究方向。     

用于直升机舱内降噪的主减支撑吸振技术研究

目的 通过控制主减速器结构声,进一步实现直升机舱内降噪。方法 在主减支撑结构上进行吸振设计,从根源上抑制齿轮振动向机身传播。基于某直升机,利用传递矩阵法,建立支撑结构/吸振器的动力学模型,进一步结合有限元法建立支撑结构/舱段结构/声场的声振耦合系统动力学模型,验证该技术的中高频减振和降噪性能。在此基础上,分析吸振频率、质量和阻尼对支撑结构振动传递特性的影响规律。根据某直升机的降噪需求,设计得到一组满足需求的样例参数,并开展声振耦合仿真分析。结果 在主减支撑结构上附加总质量为4 kg的吸振器结构,即可实现舱内目标频率降噪超过35 dB。结论 主减支撑结构吸振设计可有效控制舱内中高频主减结构声。     

舱门振动对舱室噪声特性影响研究

目的研究舱门结构振动特性对舱室声场特性的影响与控制方法。方法基于声固耦合分析方法,对典型舱门结构的振动声辐射特性进行仿真分析,研究材料、板厚以及阻尼层对舱门结构声辐射特性的影响规律。建立舱室声学分析模型,分析舱门结构振动对舱室声学环境的影响。结果计算了典型舱门结构的固有频率和声辐射特性,舱门结构在固有频率处容易辐射出较大的噪声能量。通过分析舱室典型位置声压频率响应可知,声压峰值频率以舱室模态频率为主,且响应最大值出现在舱门结构频率和舱室模态频率重合处。仿真分析结果显示,采用在舱门表面增加约束阻尼层的降噪方法,可以有效降低舱室噪声。结论舱门结构振动模态频率与舱室声学模态频率的重合产生较大的共鸣噪声。在舱门上增加约束阻尼层是一种简易且有效的舱室噪声控制措施。     

风力发电机振动与噪声测试及其减噪方法研究

本文简要介绍了风力发电机的结构和工作原理,以及风力发电机振动和噪声的危害。根据发电机振动与噪声的发生机理和产生规律,本文制定相应实验方案对其进行测试,得出风力发电机的振动与噪声主要是风机的机械振动与空气动力学（旋转噪声和涡流）噪声,进而提出了降低风力发电机振动与噪声的方法为主动控制（风轮平衡与阻尼减振降噪控制）及被动控制（吸声）,为研究开发低噪声风力发电机提供理论基础。     

内埋武器噪声环境试验方法探讨

目的空腔共鸣噪声环境是新一代战斗机内埋武器遇到的严酷的使用环境之一,需要对内埋武器在空腔共鸣环境下的噪声试验方法进行研究,以提高其环境适应性。方法分析噪声环境对内埋武器的影响和GJB 150.17给出的三种噪声试验方法,重点讨论在没有实测数据时确定空腔共鸣频率的计算方法。结果 GJB 150.17给出的空腔共鸣频率计算结果存在偏差,新噪声试验标准对空腔共鸣频率计算公式进行了修正,典型空腔结构的1阶模态共鸣频率提高到45 Hz以上。结论给出可操作的内埋武器空腔共鸣噪声条件和试验程序。     

高温环境下薄壁结构声疲劳失效验证技术研究

目的针对高温环境下薄壁结构声疲劳失效问题,研究分析薄壁结构在高温环境下的声疲劳失效特征,验证薄壁结构热声响应计算方法与疲劳寿命预估模型的有效性。方法较系统地阐述高温环境下薄壁结构声疲劳失效试验验证技术,重点总结热声疲劳试验环境建立与加载、高温环境下噪声测试、高温环境下动态响应测试和疲劳破坏寿命测试方法,并通过具体案例说明工程中试验验证方法的有效性。结果试验件在仿真计算与试验中的破坏位置一致,响应频率吻合较好,应力水平一致,疲劳寿命量级相当。结论薄壁结构热声响应计算方法与疲劳寿命预估模型的有效性高。