大功率单刀双掷开关振动耐受性能试验研究

目的为保证某型大功率开关振动耐受性能满足应用环境的要求,对该型大功率单刀双掷开关的振动耐受性能进行研究。方法通过振动模拟试验,对其实际工作能力及振动极限进行验证和摸底,在实施开关直流信号随机振动试验和大功率射频信号随机振动试验的基础上,首次实施开关直流信号步进振动试验、大功率射频信号步进振动试验。利用等效电路方法建立单刀双掷开关信号传输路径模型,对开关振动瞬断所导致的射频传输性能影响进行理论分析。结果在直流信号试验和大功率射频信号试验中,A开关在x,y向试验中出现了多次瞬断,最长瞬断时间为63.6μs,B开关顺利通过所有试验。同一频率下,寄生电容越小,隔离度越高;同一寄生电容下,频率越高,隔离度越小。结论实现了开关振动性能的考核和摸底,该研究为大功率开关的可靠性设计和系统的减振设计提供了数据支撑和解决途径。     

振动仲裁监测适用性问题探讨

针对振动仲裁监测中存在的问题，分析了现行振动监测与评价标准的局限性，对制定新标准和修改现行标准提出了建议。     

电子装备爆炸振动损伤的研究

首先综述分析了对爆炸振动损伤的基础理论研究。在此基础上,重点对爆炸振动损伤的模型模拟进行研究,分别建立地面振动模型、电子装备爆炸振动结构响应模型、爆炸振动的损伤模拟等,推动了电子装备爆炸振动损伤研究的模拟化进展。     

军用飞机机载设备环境实测技术研究

为解决装备可靠性试验、环境试验、新产品设计以及修订相应环境标准中缺乏装备环境应力实测数据的问题,通过技术论证和探索研究,开展了系列军用飞机机载设番环境的飞行实测工作,取得了实测机种典型任务剖面中的机载设备环境状态,掌握了有关设番舱的综合环境应力情况,从而为进一步编制飞机机载设备综合环境应力试验剖面提供了真实有效的实测数据依据。积累了飞机机载设备环境实测的经验,为我国军用飞机机载设备环境应力数据库的建设奠定了基础。     

基于回归分析的隧道爆破振动传播规律研究

为控制隧道爆破振动效应产生的危害,采用回归分析法对爆破振动的传播规律进行研究。首先采用一元线性回归与二元线性回归对爆破振动实测数据进行分析,确定不同影响因素下萨氏公式的相关参数,进而研究隧道爆破振动的传播规律,然后计算不同爆心距对应的爆破最大段药量,最后通过爆破振速峰值分析来判断隧道爆破的安全程度。研究结果表明,该隧道爆破振动危害在控制范围之内,不会对地表建筑物造成影响。     

斜拉索风雨激振三维模型试验研究

为研究风雨共同作用下拉索的气动力特性,以之江大桥为背景,通过对斜拉索的三维刚性节段模型做测力、测压风洞试验,得到4种表面形态下的拉索在不同风向角时的平均和脉动风压系数,结果表明:水线位置强烈影响拉索表面的风压系数分布,靠近水线附近气流的分离点会产生明显的改变,仅当上水线处于某些特定位置时,气动力系数变化明显,拉索才可能发生振动;用测压试验的风压系数积分得到的阻力系数要比测力试验的小10%左右,这是测压试验无法获得气动力中的摩擦分量所导致的。     

对随机振动试验方法的探讨

本文详细介绍了随机振动试验过程中存在的振台推力估算方法、夹具设计安装、控制/响应传感器的安装方法,对试验前的准备及试验过程的实施进行了描述,探讨了试验过程中发生的中断及其处理方法。     

振动压路机地面振动对环境的影响

依据振动压路机施工中产生的地面振动实验数据，统计得出了一种常用型号振动压路机的地面振动加速度衰减关系；据此计算出了该型号振动压路机施工中产生的不同距离处的地面振动垂直向加速度和铅垂向Z振级。分析了振动压路机振动衰减的决定因素；评价了振动压路机施工振动对人类居住生活环境的影响范围和影响程度，提出了避免或减轻振动压路机造成的环境振动污染的措施。     

民用飞机机载设备振动试验要求和应用分析(一) DO 160F/G民用固定翼飞机机载设备振动试验要求

阐述了民用飞机机载设备振动环境的特点和振动试验分类,归纳和汇总了DO 160F/G中的各类民用飞机机载设备的振动试验要求,包括振动谱、振动量值和试验持续时间等,并进行了分析和说明,以便于查阅和使用。最后对民用飞机机载设备振动试验方法的应用进行了概括,介绍了民用固定翼飞机的机载设备振动试验要求,按设备在机上的区域不同进行分类,详细地对比说明各个位置上设备的振动试验要求;介绍了民用直升机的机载设备振动试验要求。     

一种提高飞行器结构天地力学环境地面试验有效性的方法及其应用

目的研究提高飞行器结构地面试验有效性的途径。方法计算同一被试件结构在飞行状态和地面试验状态下的有限元模型,测量地面试验状态下的模态以验证有限元模型的正确性;计算各特征点(也可以是遥测点)在天地状态下的响应,用机器学习法获取各特征点的映射关系模型;基于该模型由飞行点响应(或遥测数据)确定出地面试验件对应点的响应,并用载荷反求法得到它们的等效载荷;最终确定施加在试验系统上的载荷。结果以细长体结构为例,所得到由其组成试验系统的有限元模型与实测模型之间的固有频率最大相对误差为6.76%,利用映射关系模型预测出对应点在飞行状态下的振动响应。确定了飞行状态下结构响应的特征点,由地面试验系统所对应的响应点反推出应施加的载荷为60 N。结论利用天地数值计算-地面试验验证联合法,无需在地面试验状态下刻意模拟飞行状态的边界条件,确定出所需要施加的载荷,从而提高了飞行器地面试验的有效性。