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旋转运动柔性悬臂梁的动力特性及振动主动控制研究
被引量：
2
1
作者
蔡国平
洪嘉振
《机械科学与技术》
CSCD
北大核心
2005年第1期70-74,78,共6页
摘 要:对旋转运动下柔性悬臂梁的动力特性和振动主动控制进行了研究。研究中考虑了 2种动力学模型:零次近似模型和一次近似模型。重点通过算例揭示 2种模型之间的巨大差异以及最优控制方法的有效性。算例结果表明,无控制时,零次近似模...
摘 要:对旋转运动下柔性悬臂梁的动力特性和振动主动控制进行了研究。研究中考虑了 2种动力学模型:零次近似模型和一次近似模型。重点通过算例揭示 2种模型之间的巨大差异以及最优控制方法的有效性。算例结果表明,无控制时,零次近似模型只适用于较小旋转角速度时的情况;对于施加控制的情况,该模型的适用范围可放宽许多。一次近似模型不但能适用于较小角速度的情况,而且能够适用于较大角速度时的情况,且适用于无控制或有控制时的情况。最优控制方法能够使非惯性系下柔性梁的振动得到完全镇定。
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关键词
旋转运动柔性悬臂梁
最优控制
零次近似模型
一次近似模型
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职称材料
航空发动机叶片刚柔耦合动力学分析
被引量：
15
2
作者
郑彤
章定国
+1 位作者
廖连芳
吴胜宝
《机械工程学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014年第23期42-49,共8页
航空发动机叶片是航空发动机重要零件之一,常常因共振而导致断裂失效。传统航空发动机叶片的振动特性分析普遍基于零次近似耦合动力学模型,该模型忽略了动力刚化项,得到的结果具有一定局限性。为了更加准确地分析高速转动的航空发动机...
航空发动机叶片是航空发动机重要零件之一,常常因共振而导致断裂失效。传统航空发动机叶片的振动特性分析普遍基于零次近似耦合动力学模型,该模型忽略了动力刚化项,得到的结果具有一定局限性。为了更加准确地分析高速转动的航空发动机叶片的振动特性,对叶片刚柔耦合动力学问题进行了研究。将叶片简化为柔性薄板,考虑面外变形和面内变形,并计入了面外变形引起的面内变形,即变形耦合项。采用假设模态法描述叶片的变形,运用拉格朗日动力学方程建立了做三维空间大位移运动的柔性叶片一次近似耦合动力学方程。同时采用多体系统动力学软件MSC.ADAMS对旋转叶片的动力学性态进行了研究,并将所得的叶片动力学理论模型结果和ADAMS的结果进行了比较。结果显示一次近似耦合模型理论结果与实际结果相符,而ADAMS和零次近似耦合模型在叶片高转速时仿真结果存在缺陷。基于所得的叶片一次近似耦合模型,对叶片振动频率、'频率转向'和'振型转换'问题进行了分析,验证了所提出的方法的可行性。
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关键词
航空发动机叶片
一次近似耦合模型
零次近似耦合模型
刚柔耦合
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职称材料
题名
旋转运动柔性悬臂梁的动力特性及振动主动控制研究
被引量：
2
1
作者
蔡国平
洪嘉振
机构
上海交通大学工程力学系
出处
《机械科学与技术》
CSCD
北大核心
2005年第1期70-74,78,共6页
基金
国家自然科学基金项目 ( 10472065 )
上海市自然科学基金项目(03ZR14062)资助
文摘
摘 要:对旋转运动下柔性悬臂梁的动力特性和振动主动控制进行了研究。研究中考虑了 2种动力学模型:零次近似模型和一次近似模型。重点通过算例揭示 2种模型之间的巨大差异以及最优控制方法的有效性。算例结果表明,无控制时,零次近似模型只适用于较小旋转角速度时的情况;对于施加控制的情况,该模型的适用范围可放宽许多。一次近似模型不但能适用于较小角速度的情况,而且能够适用于较大角速度时的情况,且适用于无控制或有控制时的情况。最优控制方法能够使非惯性系下柔性梁的振动得到完全镇定。
关键词
旋转运动柔性悬臂梁
最优控制
零次近似模型
一次近似模型
Keywords
Flexible
cantilever
beam
with
rotating
motion
Optimal
control
zero
-
order
approximation
model
First-
order
approximation
model
分类号
O232 [理学—运筹学与控制论]
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职称材料
题名
航空发动机叶片刚柔耦合动力学分析
被引量：
15
2
作者
郑彤
章定国
廖连芳
吴胜宝
机构
南京理工大学理学院
中国航空工业集团商用航空发动机有限责任公司
中国运载火箭技术研究院研究发展中心
出处
《机械工程学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014年第23期42-49,共8页
基金
国家自然科学基金(11272155
11132007
+3 种基金
10772085)
江苏省'333工程'(BRA2011172)
中央高校基本科研业务费专项资金(30920130112009)
江苏省高校研究生科研创新计划(CXLX11_0228)资助项目
文摘
航空发动机叶片是航空发动机重要零件之一,常常因共振而导致断裂失效。传统航空发动机叶片的振动特性分析普遍基于零次近似耦合动力学模型,该模型忽略了动力刚化项,得到的结果具有一定局限性。为了更加准确地分析高速转动的航空发动机叶片的振动特性,对叶片刚柔耦合动力学问题进行了研究。将叶片简化为柔性薄板,考虑面外变形和面内变形,并计入了面外变形引起的面内变形,即变形耦合项。采用假设模态法描述叶片的变形,运用拉格朗日动力学方程建立了做三维空间大位移运动的柔性叶片一次近似耦合动力学方程。同时采用多体系统动力学软件MSC.ADAMS对旋转叶片的动力学性态进行了研究,并将所得的叶片动力学理论模型结果和ADAMS的结果进行了比较。结果显示一次近似耦合模型理论结果与实际结果相符,而ADAMS和零次近似耦合模型在叶片高转速时仿真结果存在缺陷。基于所得的叶片一次近似耦合模型,对叶片振动频率、'频率转向'和'振型转换'问题进行了分析,验证了所提出的方法的可行性。
关键词
航空发动机叶片
一次近似耦合模型
零次近似耦合模型
刚柔耦合
Keywords
aero-engine
blades
first-
order
approximation
coupling
model
zero
-
order
approximation
coupling
model
rigid-flexible
coupling
分类号
O313 [理学—一般力学与力学基础]
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职称材料
题名
作者
出处
发文年
被引量
操作
1
旋转运动柔性悬臂梁的动力特性及振动主动控制研究
蔡国平
洪嘉振
《机械科学与技术》
CSCD
北大核心
2005
2
下载PDF
职称材料
2
航空发动机叶片刚柔耦合动力学分析
郑彤
章定国
廖连芳
吴胜宝
《机械工程学报》
EI
CAS
CSCD
北大核心
2014
15
下载PDF
职称材料
已选择
0
条
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参考文献
引证文献
统计分析
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