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。     

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.     

两点激励振动试验时结构模态对控制效果的影响分析

飞机外挂等细长体试件的两点激励振动试验方法在国内外已经开始较广泛应用。因试件动力学的复杂特性经常造成两点激励振动试验控制超差甚至无法控制,因此在试验前有必要对试件开展模态等动力学特性分析。针对某模拟外挂的试验件及试验夹具开展了有限元模态分析,在两点激励试验前对试验中容易出现控制超差的危险频率点进行了预判。随后开展的两点激励振动试验结果证明了预判的正确性以及试验前开展动力学分析的必要性。     

振动-离心复合下土工离心机的 工作模态试验分析

目的获得离心机静止及不同运行状态下的动态特性。方法通过离心机常规模态试验,采用SIMO识别方法,利用力锤产生瞬态激励,计算出激励点与响应点之间的频响函数,通过模态拟合,得到结构的模态参数(频率、阻尼和振型)。进行离心机工作模态试验,测量结构响应并经放大变换,选择2个以上参考点进行互谱分析,获得工作模态参数。结果离心机静止时前两阶模态为绕y轴和绕x轴偏摆,频率分别为3.23、9.94 Hz,本身一阶弯曲频率为11.17 Hz。不同转动加速度下,离心机一阶工作频率为转动频率;二阶工作模态振型为绕y轴偏摆,频率随着转速的升高而增大。结论通过模态试验分析,获得了该离心机静止及不同运行状态下的模态参数,可为有限元模型修正、结构设计及优化提供参考。     

航空发动机叶片振动特性试验研究

目的通过理论计算和试验验证获得航空发动机叶片一阶弯曲振动频率,并在一阶弯曲振动模态下获取叶片所受应力与叶片自振频率、叶片振幅之间的关系。方法利用有限元分析软件对叶片进行模态分析,得到叶片的一阶弯曲振动频率。在振动试验系统上,通过扫频试验验证叶片发生一阶弯曲共振的频率,对叶片进行高应力振动试验。结果叶片一阶弯曲振动频率理论计算值为3584 Hz,实验值为3286 Hz,误差为8.31%,满足工程误差小于10%的要求。叶片所受应力与叶片自振频率、叶片振幅之间的关系为σ=1.8759af。结论得到了叶片的一阶弯曲振动频率以及叶片所受应力与叶片自振频率、叶片振幅之间的关系。     

基于ANSYS仿真的引信振动强化试验夹具设计

在引信振动强化试验中,对夹具的性能具有很高的要求。利用夹具设计理论对夹具所用材料、结构进行分析,并在有限元分析的基础上,利用ANSYS软件对所设计的引信夹具进行了模态分析,得出了夹具的固有频率,使之能够满足引信强化振动试验的要求。通过实验验证了仿真的有效性,从而为引信夹具的设计提供了一种新的方法。     

舵面结构热模态试验方法研究

目的 探究高温对舵面结构模态试验结果的影响.方法 以导弹舵面为研究对象,开展高温环境下结构模态试验方法研究.基于石英灯热辐射高温加热系统和模态测试系统搭建热模态试验测试平台,采用带水冷装置的耐高温加长激振杆实现激励的施加,设计耐高温陶瓷引伸杆进行振动信号的测试,通过有限元仿真分析与试验数据对比,验证所提热模态试验方案的...     

基于单线振动台的角振动试验系统研究

目的 考核陀螺类产品在角振动环境下的适应性。方法 开发基于单线振动台的角振动试验系统,该系统以线角转换原理为依据,设计铰接机械结构,将线振动台的平动自由度转换为转动自由度。以角振动控制原理为依据,设计控制流程,实现闭环控制。结果 开展了角定频试验和角扫频试验,对系统的控制效果进行了验证。对比了线参数控制和角参数控制2种方法,结果表明,角参数控制法具有更高的控制精度。由于闭环控制的作用,角参数控制法可通过驱动电压的调整直接影响角参数值,从而抵消了部分由于系统连接、解耦或振动引入的误差。结论 该角振动试验系统解决了双台角振动旋转半径受限、线能力受限等问题,克服了摇摆台频带过窄的问题,为角振动试验提供一种新的实施方法。     

涡轮叶片高温振动特性试验技术研究

目的获取涡轮叶片实际工作温度下的模态特性、探索高温模态试验技术。方法通过虚拟试验与物理试验相结合的方式进行叶片的高温振动特性试验,首先应用基于ABAQUS的有限元分析方法,进行叶片的虚拟热试验,得到叶片的温度分布后对其模态特性进行求解。搭建叶片高温振动特性试验系统,采用辐射加热的方式对叶片施加热载荷,同时采用高频电磁振动台激振叶片,利用激光测振设备来测试叶片的速度分布从而获取叶片的振动特性参数。结果最终对比两种试验结果,虚拟试验结果与物理试验存在一定的误差,但在允差范围内。结论所述的试验方法可以为叶片振动特性测试提供科学依据,并对叶片的疲劳试验研究具有良好的参考价值。     

导弹运输环境的单轴振动台模拟试验技术

简述了导弹运输环境的单轴振动模拟试验技术针对战术导弹特点建立平面解耦的导弹-贮运发射箱-运输车底板的离散化模型,给出了相应的用频响函数表示的多点响应与单点激励的关系式,采用跑车试验实测的弹体结构响应,求取单点激励载荷谱在最小二乘意义上的最优解,从而实现利用普通单轴振动台的单点激励进行导弹运输环境的试验室模拟。     

基于模态实验的细长体两点激振试验方案的制定

目的细长体两点激振试验方案中,更好地选择激励位置、控制位置和悬挂点的位置。方法制定两点激振试验方案时需要参考试件的模态信息。结果根据试验方案的确定方法和模态试验理论,利用试件模型的模态试验结果,建立了一种试验方案制定时的激振位置、控制位置、悬挂位置计算方法,量化了试验方案的确定方法。结论通过两种试验方案控制位置、悬挂位置计算数值的对比,可以直观地对比不同试验方案的优劣,有利于两点激振试验方案的制定和选择。     

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。     

飞行器振动环境参数测量系统比对试验研究

目的验证飞行器振动环境参数测量系统的匹配性及协调性。方法设计考虑动态环境影响因素的振动环境参数测量系统的比对试验方案,开展灵敏度检测及不同量级工况下的试验,获取测量系统的振动加速度。对比试验控制输出、飞行器振动环境参数测量系统、地面参照系统的测量结果。结果振动环境参数测量系统除Y1通道外的测量结果与试验控制输出、地面参照系统的测量结果的误差均在5%以内,而Y1通道的误差最高为27.2%。通过分析可知Y1通道的误差是由于灵敏度设置问题导致的。结论比对试验能够验证测量系统的匹配性和协调性,通过试验分析能够得到飞行器振动环境参数测量系统的测量误差水平,为飞行器振动环境参数测量系统的应用提供了数据支撑。     

虚拟振动试验与真实试验相关性分析

卫星虚拟振动试验是当今应用研究的前沿课题。以某中心承力筒为对象,由设计单位提供了承力筒的分析模型和承力筒试件,在相同的试验条件下分别独立地进行虚拟试验和真实试验,对比两者的试验数据,分析虚拟试验与真实试验结果的异同及其产生的原因,对建立的振动台分析模型和虚拟试验研究方法作出评价。     

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。     

疲劳损伤等效在随机振动试验中的应用

以疲劳损伤等价为基础的随机振动试验是评价结构振动环境适应性能力的重要手段.将基于位移模态和应变模态的模态叠加方法分别应用于结构振动位移响应和应力响应的分析中,建立了随机振动试验不同激励条件下,结构振动响应的关系;将结构随机振动应力响应的峰值概率分布通用关系应用于疲劳损伤评估,导出了振动疲劳损伤等效关系.以一个试验为例介绍了疲劳损伤等效原则在随机振动试验中的应用.     

振动试验夹具设计方法研究

根据型号项目振动试验的实践经验,提出了振动试验夹具设计的基本要求、方法步骤以及制作过程中应注意的问题,讨论了各类夹具的应用范围,对于产品振动试验夹具设计工作具有重要的指导意义。     

某电子设备振动环境功能失效分析

目的 检查电子设备是否能承受其工作环境的考验,提高其可靠性.方法 模拟设备在真实环境下的工况,进行振动冲击试验.结果 某机载电子设备振动试验功能失效,通过逐级分析,结合机理分析和仿真验证,定位振动故障原因,并给出设计和工艺改进方案.结论 验证有效,可以作为同类故障处理参考.