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题名一类具有非对称特性的隔振装置结构参数实验辨识方法
被引量：1
- 1
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作者
张呈波
张晓旭
宋汉文
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机构
同济大学航空航天与力学学院
复旦大学力学与工程科学系
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出处
《振动与冲击》
EI
CSCD
北大核心
2013年第6期18-23,共6页
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基金
国家自然科学基金(11032009)
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文摘
由于重力或装配应力等偏置力的影响,隔振元件的工作状态将会偏离原始平衡位置,进而产生具有非对称特性的动力学行为,其具体表现为系统的动态响应存在刚性漂移现象,且该刚性漂移的大小与外激励频率、幅值均存在复杂的关系;其次,由于振动传感器主要针对动态信号,对于零频附近的低频信号存在灵敏度低、测量误差大的缺陷。因而,对于系统响应中存在的刚性漂移信号,实验中往往无法准确测定,甚至可能丢失,这将给系统的动力学参数标定带来非常大的影响。本文针对该问题,建立了此类隔振实验装置的非对称动力学模型,并利用较为成熟的谐波平衡原理构造了一种简单的迭代算法,使其在刚性漂移信息缺失的情况下,仍然能够有效地辨识得到系统结构参数。通过数值仿真,验证了该算法的有效性,并将其应用于一款具体的隔振元件动力学参数辨识工作中。其结果表明,由该算法辨识得到的结构参数与系统真实动力学特性具有较高的吻合度,对于其它具有类似特性的隔振元件的设计及应用具有一定的参考价值。
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关键词
非线性系统
参数辨识
谐波平衡
非对称
刚性漂移
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Keywords
nonlinear system
parameter identification
harmonic balance
unsymmetrical system
drift
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分类号
O322
[理学—一般力学与力学基础]
TB123
[理学—工程力学]
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题名谐波激励下压气机叶片多模态耦合振动特性研究
被引量：1
- 2
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作者
李鑫
陈官峰
秦秀云
程前
潘容
王春健
张呈波
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机构
中国航发四川燃气涡轮研究院
南京航空航天大学能源与动力学院
天津航天瑞莱科技有限公司
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出处
《振动与冲击》
EI
CSCD
北大核心
2024年第5期338-344,共7页
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文摘
航空发动机压气机叶片在振动台上进行疲劳试验时,振动台的简谐激励信号在经过多个工装的摩擦界面传输过程中会出现高阶倍频谐波分量。当叶片固有频率与激振频率的高阶谐波分量的频率相近时,叶片在外部简谐激励下会发生多模态耦合振动的现象,利用该试验特征可模拟航空发动机压气机叶片工作时的多模态耦合振动。通过振动疲劳多模态标定试验和激振试验,获取了叶片耦合振动时位移和应变的振动特性。数值分析和试验结果表明:叶片发生失效的位置与耦合振动各阶模态叠加后的振动大应力位置一致;随着叶片固有频率与高阶谐波分量频率之间频差的增加,高阶模态的振动应力呈指数下降的趋势。
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关键词
压气机叶片
耦合振动
多模态共振
模态叠加
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Keywords
compressor blade
coupled vibration
multi-modal resonance
modes superposition
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分类号
TH212
[机械工程—机械制造及自动化]
TH213.3
[机械工程—机械制造及自动化]
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题名免洗助焊剂“清洗”的意义
被引量：2
- 3
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作者
张呈波
秦旺洋
范从国
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机构
依工特种材料(苏州)有限公司
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出处
《电子质量》
2022年第3期47-50,共4页
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文摘
随着电子信息产品向微型化、智能化、多功能方向发展,电子组件数量不断增加,元件间隙越来越小,鉴于其应用的现场领域与自然环境的复杂多样性,免洗助焊剂的可靠性应用受到严重挑战。因此需将免洗锡膏和免洗助焊剂的残留物进行有效的清洗,彻底消除残留物可能引起的电化学腐蚀和化学迁移等破坏性风险,保证电子产品具有更高的可靠性。
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关键词
免洗助焊剂
清洗剂
活化剂
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Keywords
no clean flux
cleaner
activating agent
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分类号
TG42
[金属学及工艺—焊接]
TN406
[电子电信—微电子学与固体电子学]
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题名高温下发动机涡轮叶片振动疲劳性能测试方法
被引量：4
- 4
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作者
张部声
秦秀云
张呈波
吴光耀
潘容
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机构
天津航天瑞莱科技有限公司
北京强度环境研究所
中国航空发动机集团有限公司中国航发四川燃气涡轮研究院
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出处
《振动与冲击》
EI
CSCD
北大核心
2022年第17期117-122,共6页
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文摘
针对某型发动机涡轮叶片高温下振动疲劳性能测试方法进行试验研究。搭建了涡轮叶片中值疲劳极限测量试验系统并建立了相应的试验流程,对比分析了涡轮叶片采用振幅和af值(叶片振幅a与第1阶固有频率f的乘积)两种疲劳应力表征方法的离散程度、偏差随温度的变化趋势,并对小子样升降法参数确定过程进行讨论。试验结果显示振幅作为疲劳应力表征方法的离散程度小,而且可通过常温下获得的振幅表征应力的关系去进行高温下的疲劳试验,其表征偏差位于±3%以内。以逐级加载法获得的疲劳极限预估值作为初始应力水平进行小子样升降法,获得该型涡轮叶片某温度下的中值疲劳极限为162.60 MPa,试验数据分散性小。该方法可为其它类型航空发动机叶片或零部件的高温下振动疲劳性能测试提供参考。
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关键词
涡轮叶片
振动疲劳
中值疲劳极限
高温
发动机叶片
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Keywords
turbine blade
vibration fatigue
median fatigue limit
high temperature
aeroengine blade
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分类号
V231.95
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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