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考虑风致振动的大跨悬索桥行车舒适性研究

抖振是桥梁在自然风作用下的一种经常性的、随机的限幅振动。虽说抖振一般不会引起桥梁的整体破坏,但如果处理不好,也会使桥梁局部某些构件产生疲劳破坏,而且过大的抖振振幅也会危及行车和行人的舒适与安全。对风致抖振下的行车舒适性进行研究很有必要。鉴于此,本文主要进行了以下几方面的工作: 1.本文首先采用有限元软件ANSYS 建立某大跨悬索桥的模型,对该桥进行了自振特性分析,并借此检验所建桥梁计算模型的正确性,其次进行静风响应分析。并列出了部分计算结果。然后根据本桥梁所处风场特点,利用谐波合成法模拟了该桥梁上的脉动风速时程,基于准定常气动力理论,给出了作用在整个桥梁主梁单位长度上的气动力表达式,并对模拟的结果进行了检验。为了方便对本桥梁进行线性和非线性时域抖振分析,作者编制了抖振响应计算程序。这些程序可对桥梁结构进行线性和非线性、静力和动力抖振响应分析。最后计算了某悬索桥在42 种荷载工况下的抖振响应。也列出了部分计算结果。2.建立“路面—  (本文共77页) 本文目录 | 阅读全文>>

《现代机械》2018年02期
现代机械

飞机抖振试飞方法研究

0引言抖振时,会严重影响其飞行品质、飞行安全和使用寿命,也会影响飞行员的操纵,降低其工作效率[1]。对战斗机而言,抖振特性的好坏直接影响其不同速度下的战斗过载特性和跨音速机动过载能力,对飞机的作战使用有明显的制约。美国F-15飞机在部队仅仅服役六个月,垂尾就出现了疲劳裂纹,经过研究发现是由于垂尾抖振诱发的疲劳问题。F/A-22飞机也遇到过相同的问题,其尾翼抖振最早是在1999年7月发现的。此后,查明是由于作用在飞机发动机进气道上缘与机身结合处的强大涡流引起的,而在翼根处形成的另一对涡流则增大了抖振的强度[2]。由于抖振对飞机性能及安全都有很大的影响,因而在飞机研制过程中给予了高度重视。美军标、国军标、适航规章等对抖振都有着明确的要求。飞机抖振属于一门多学科综合性问题,主要涵盖了飞行品质、空气动力学、气动弹性、结构强度等多学科内容。仅依靠理论计算、数值模拟和风洞试验远不能满足研究的需要,飞行试验由于自身的特点,在抖振研究中发挥着举...  (本文共4页) 阅读全文>>

《振动工程学报》2017年03期
振动工程学报

典型流线桥梁断面缩阶微分方程抖振气动力模型

引言在桥梁气动力领域,非线性气动力率先在自激力方面取得了进展。许多试验研究发现,在主梁大幅运动条件下,气动导数不仅与折减风速有关(非定常特性),还与主梁运动振幅有关,即气动力的非线性特性。Diana[1-2]采用强迫振动装置,在主梁大振幅运动条件下,观察到了明显的气动力迟滞现象,以及气动力频谱中存在的高次谐波分量项,即气动力的倍频现象,提出了以瞬态攻角及一阶导数为变量的非线性气动力表达式。该模型虽然考虑了气动力的非线性特性,但是却忽略了气动力的记忆效应。湖南大学的陈政清[3]用强迫振动法对桥梁断面的颤振导数进行了识别,在试验中发现了气动自激力的高次谐波分量。结果表明,对于薄平板断面,自激力高次谐波分量一般在2%左右,最大只有5.5%,因此可以认为薄板断面自激力与振动参数之间能较好地满足线性关系;对于钝体断面,高次谐波效应显著,二次谐波的分量所占比例高达20%,且不低于11%,因此,钝体自激力非线性影响因素以及它对颤振临界风速的影...  (本文共9页) 阅读全文>>

《飞行力学》2013年03期
飞行力学

飞行试验抖振载荷统计技术

0引言抖振现象与气流分离、涡破裂等密切相关,是飞机结构对气流分离、涡破裂等引起的非定常气流脉动压力的随机激振的响应。抖振严重影响飞机的飞行品质、飞行安全和使用寿命,也会影响飞行员的操作,降低其工作效率。然而,某些时候抖振也会对驾驶员产生有利的警示作用,是飞机接近气流分离条件的标志。由于抖振对飞机的不利影响,早期的飞机设计通常采用回避抖振区的思路,并且在后续的飞行试验过程中往往通过测量抖振边界、安装迎角限制器的方法避免飞机进入抖振区飞行。随着飞机使用要求(如过失速机动能力)的不断提高,现代高机动飞机、预警机及特种飞机不可避免地要进入抖振区飞行,严重影响飞机的使用和寿命。美国F/A-18和F/A-22等飞机都曾出现过抖振问题,严重影响飞机的使用[1-2]。为此,研究人员利用脉动压力法对其抖振载荷进行了测量,并利用统计学方法对其试飞进行了分析计算,极大地推进了飞机的定型进度。我国目前的抖振研究尤其是抖振载荷研究尚处于起步阶段。本文通过...  (本文共4页) 阅读全文>>

《控制与决策》2013年08期
控制与决策

无抖振离散滑模趋近律

0引言变结构控制方法通过控制量的切换使系统状态沿着滑模面运动,在受到参数摄动和外界干扰时系统具有不变性,正是这种特性使得变结构控制方法受到各国学者的普遍重视川.由于数字控制器的广泛使用,Dobe等[2]首次考虑了离散系统的变结构控制,并提出了与连续系统相对应的到达条件.Milosavljevic[3】提出了准滑动模态的思想,进而指出上述条件并不充分.Sa印加改等t4l研究了满足匹配条件的不确定性离散线性时不变系统的稳定性,提出了一种新型的离散滑模到达条件,在此基础上又提出了离散控制信号必须有界的理论.Furuta[5j则以Lyapunov函数的形式给出了新的到达条件,并提出了基于等效控制的离散滑模变结构控制算法.Young等[6]进一步完善了基于“等效控制”的设计思想.我国学者高为炳[7]给出了准滑动模态的定义及其详细的物理解释,并提出了更一般的到达条件,即离散趋近律,在揭示离散滑模变结构控制的运动机理方面前进了一大步.但是高氏...  (本文共4页) 阅读全文>>

《航空学报》2013年10期
航空学报

一种飞机垂尾抖振载荷识别的新方法

目前大部分先进战机(如F/A-22和F/A-18)都采用边条翼/双垂尾布局设计,这种设计虽然可以显著提高飞机的性能,但是当飞机在进行大迎角飞行时,垂尾结构会承受严重的抖振载荷,这也是引起垂尾结构疲劳损伤的主要根源之一[1-4],因此垂尾抖振问题反过来又限制了飞机性能的提高。垂尾抖振问题是一种典型的考虑气动弹性耦合效应的随机振动问题,它是由于前机身边条翼的分离涡破裂后产生的随机脉动压力作用在垂尾上激起垂尾结构的强迫振动,这种振动也称为气动弹性抖振。垂尾抖振虽然不像颤振那样会立即导致垂尾结构的破坏,但它却增加了垂尾结构的振动应力,对垂尾结构的疲劳寿命产生显著的影响,因此在研究边条翼/双垂尾布局战斗机的垂尾结构疲劳损伤问题时,确定垂尾抖振载荷是首要问题。对抖振载荷确定问题,早期的研究途径是通过风洞试验利用布置在翼面上的压力传感器来测量翼面上的抖振脉动压力,如Lee和Tang[5-6]采用风洞试验技术对F/A-18飞机垂尾进行抖振载荷测...  (本文共8页) 阅读全文>>