国家自然科学基金(11172238)
- 作品数：8 被引量：30H指数：4
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- 相关机构：西北工业大学中国工程物理研究院更多>>
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- 相关领域：航空宇航科学技术动力工程及工程热物理更多>>
- 基于面内充气筋的悬臂结构振动控制实验研究
- 2014年
- 提出一种基于充气加筋技术的振动半主动控制方法。充气筋易于折叠,其刚度随充气压力变化,为空间可展开柔性结构的振动控制提供了一种新的变结构控制手段。设计制作了2块板厚分别为5 mm和1 mm的柔性悬臂板作为被控主结构。针对每1个柔性悬臂板模型,分别设计制作了面内充气加筋装置,开展了相应的振动试验研究。试验结果验证了利用充气加筋方案进行柔性结构振动控制可行性。面内充气筋对悬臂板结构的高阶振动模态影响大于低阶模态,在附加刚度匹配适当的条件下,可有效抑制正弦激励所激发的高频模态振动,但难以抑制悬臂板结构受瞬态激励所激起的自由衰减振动。
- 陈丹丹李斌冯志壮
- 关键词：振动控制变刚度
- 垂尾抖振控制中多重动力吸振器设计被引量：2
- 2016年
- 针对飞机垂尾抖振抑制的需要,进行小型电涡流耗能动力吸振器设计,并推导多重动力吸振器最优参数设计方法。分别以悬臂梁系统和缩比垂尾为被控对象,并考虑动力吸振器与垂尾实际尺寸,选定合理安装位置,通过有限元仿真验证多重动力吸振器吸振性能,仿真结果表明多重动力吸振器具有良好的振动抑制效果,可满足设计预期要求。
- 牛文超李斌
- 关键词：振动与波
- 一种厚薄通用的矩形壳元及其应用
- 2014年
- 用含转角自由度的膜元和Mindlin板元组合,构造了一种厚薄通用的优质矩形壳元。算例验证表明该单元能有效地避免剪切闭锁和位移协调性问题;并且计算方法清晰,列式简单,具有准较高的确度性,可应用于一般工程实际问题。通过自编程序,进一步将该单元应用于薄膜的应力计算,可有效预测剪切薄膜的起皱区和起皱角。
- 汪群博
- 关键词：有限元
- 柔性悬臂梁的振动特性与等效线性化方法的局限性被引量：3
- 2013年
- 等效线性化方法是大变形柔性梁振动特性分析的一种高效近似处理方法,其成立前提是必须满足小振幅假设。传统完全非线性分析方法通常难以定量表征几何非线性效应对结构参量的影响,不利于开展定性分析,也无法满足降阶建模的需要。以大变形柔性悬臂梁为研究对象,将静态大变形对梁振动特性的影响直接等效为对截面惯性矩和质量密度分布变化的影响,构造了一种物理指示意义更加明确的等效线性化方法,并通过对比验证了该方法的有效性。为进一步讨论等效线性化方法的局限性,设计制作了一根大变形柔性悬臂梁,采用定响应幅的定频稳态激励法测量了悬臂梁在3种不同振幅水平下的频率响应函数(FRF)曲线。计算与试验结果的对比分析表明:静态大变形条件下,当悬臂尖端的动态位移振幅与静态变形幅值的比值低于10%时,结构的FRF曲线变化非常小,系统可视做线性系统,等效线性化方法的计算误差≤6%,算法有效;当悬臂尖端的动态位移振幅与静态变形幅值的比值达到20%时,测试FRF的幅值在共振点明显降低,等效线性化理论的计算结果误差偏高50%以上,等效线性化理论将不再适用;试验悬臂梁的振动非线性效应主要受阻尼的非线性特性控制。
- 李斌王小兵董万元
- 关键词：振动非线性
- 无人机软着陆气囊缓冲特性研究被引量：12
- 2014年
- 以上单翼布局无人机为对象,建立软着陆气囊缓冲系统的简化解析模型,开展了气囊软着陆系统缓冲特性的研究。在此基础上,进一步确定气囊设计参数的可行取值域,选取气囊初始设计参数。之后,构建缓冲系统的动力学有限元模型,分析了气囊设计参数及着陆姿态对于缓冲效果的影响。研究结果表明,正常着陆工况下,解析模型得到的气囊设计参数对无人机质心过载峰值的影响规律与有限元分析结果基本一致,不过由于解析模型中引入了多个假设,两种方法得到的过载峰值大小存在差异。当着陆存在初始姿态角时,会加重无人机缓冲过程中的俯仰与滚转运动,易造成机体的损坏。为了避免二次硬冲击带来的局部意外损害,提出一种组合型气囊设计方案。仿真分析表明,应用组合型气囊可以在缓冲后段提供有效的软支撑作用,避免无人机发生二次硬冲击和反弹翻覆。
- 蔡文李斌温金鹏王力
- 关键词：无人机俯仰角
- 一种气动/电磁联合作动的主动隔振器设计与仿真被引量：4
- 2013年
- 大型机载光学系统要求有非常高的光束指向控制精度，这将给机载隔振平台的设计提出若干新的挑战。从分析飞机结构振动特点出发，提出采用气动与电磁驱动联合作动的方法，为飞机平台设计一种适合大型机载光学系统安装的主动隔振器。单个隔振器的承载能力为150～190 kg ，垂向隔振频带范围为1～100 Hz，最大输出控制力为560 N。文中阐明了气动/电磁联合作动的运行机理，并对隔振器进行了结构详细设计；然后对隔振器进行数学模型简化，建立隔振器的动力学方程；最后利用PID控制算法和LQR控制算法，对隔振器进行Matlab/Simulink数值仿真。仿真结果表明所设计的隔振器隔振性能优异，在垂向宽带（1～100 Hz）大振幅随机扰动作用下，可以将有效载荷的振动位移控制到±10μm量级，能够满足光学设备的安装要求。 PID方法和LQR方法的控制效果对比表明，对于单个隔振器系统，PID方法较LQR方法易于实现，并且控制效果也略优。
- 李斌董万元王小兵
- 关键词：电磁驱动QUADRATIC
- 阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法被引量：5
- 2012年
- 动力学相似的缩比模型试验中,阻尼往往难以保证相似,使得缩比模型的动响应测试数据难以直接换算到结构原型上,因此提出一种阻尼不相似动力学模型的时域响应修正方法来解决这一问题。该修正方法假定缩比模型的阻尼可用比例阻尼模型近似表征,并直接从实际缩比模型与理想缩比模型的一般强迫振动响应计算方程出发,利用线性系统的叠加原理和模态叠加法,将动响应修正量的求解转换为理想模型在一个等效附加激励力作用下的时域响应求解。同时,针对实际工程中响应测点数目有限的问题,利用模态缩聚法进行了未测量点的响应反演。该修正方法仅需已知结构原型和实际缩比模型的模态阻尼比,以及准确建立的实际缩比模型的质量矩阵和刚度矩阵,即可实现实际缩比模型在任意激励工况下的测试动响应修正。以某型飞机的翼梁缩比模型为研究对象,对所提出的响应修正方法进行了验证。试验和计算结果对比分析表明,修正后的响应功率谱密度(PSD)和响应的均方根(RMS)值与理想模型基本一致,表明了本文方法的可行性和有效性。
- 李斌张玉杰杨智春
- 关键词：模型试验
- 充气机翼的褶皱与失效行为研究被引量：4
- 2016年
- 在经典工程梁理论的基础上,结合张力薄膜的应力状态分析,提出充气机翼褶皱失稳的判据。计入表面薄膜褶皱引起的刚度退化效应,将机翼等效处理为一个变截面刚度的梁,建立了充气悬臂机翼的等效梁模型,并采用微分求积法进行充气机翼弯曲变形分析。计算结果与充气机翼的静力弯曲试验结果相吻合,验证了充气机翼弯曲变形分析方法的有效性。应用片条理论引入气动力模型,并与所建立的等效梁模型相耦合,建立充气机翼的静气动弹性耦合模型,并用迭代算法进行求解。考虑起皱和失稳两种判据,并计算获取了试验机翼的起皱动压和皱褶失稳动压形式,计算结果与风洞试验结果一致。根据所建立的充气机翼静气动弹性分析方法,可以预测充气机翼表面褶皱区的扩展和弯曲变形,进而绘制充气机翼的静气弹许用包线,为充气机翼的设计提供必要的安全边界参考依据。
- 李斌董楠楠冯志壮牛文超
- 关键词：褶皱变刚度失稳
- 带附加气室气缸型空气弹簧的频率特性与仿真
- 针对大型机载光学系统需要进行超低频振动控制的特点,设计了一种适合低频振动控制应用的带附加气室气缸型空气弹簧,它主要由气缸、活塞和附加气室等构成。应用气体热力学理论对空气弹簧进行力学分析,建立了空气弹簧的刚度与频率特性方程...
- 董万元李斌
- 关键词：附加气室隔振器振动控制
- 文献传递
