摘要：真实转子系统的电机输出功率有限且无法提供理想恒定驱动,随着电机输入电压升高,在系统固有频率附近会出现长时间平均转速停滞和多稳态跳跃,称为“索末菲(Sommerfeld)效应”.这类非理想电机启动时会经过索末菲效应作用区,而长期陷于这一区域时电机转速剧烈波动,会严重影响电机寿命.简化忽略转速波动而注重稳态平均转速,无法观察系统内部受力变化,因此借助数值分析研究电机系统与振动系统作用过程.建立了非理想直流电机-质体-不平衡转子系统的机电耦合动力学模型,通过Matlab/Simulink建模,分析了振动系统各内力分量的变化规律,考察了索末菲效应产生、演变和消失过程.观察到非理想系统进入共振区后,恢复力、惯性力和阻尼力将突然产生偶数倍频成份,导致系统在平均转速与固有频率渐进一致的前提下,产生快转、停转乃至反转剧烈交替切换的现象,并在输入电压大于临界电压后结束跳跃.研究描述了在非理想驱动下系统展现的非线性行为,最后为振动系统动力设计提供指导并确保动力设备正常运行.

摘要：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。

摘要：针对8 m×5 m的柔性太阳翼在倒立状态下进行模态试验,设计数字摄像视觉测振系统,基于图像特征跟踪法实现了从相机标定、图像采集、信息提取到三维振动数据获取的过程,通过工况模态辨识方法获取了柔性太阳翼模态频率及振型等动力学参数。并考虑空气和重力影响建立太阳翼有限元模型,通过与基于基恩士激光位移传感器的传统模态试验结果及仿真分析结果进行对比,验证了基于视觉测振工况模态试验方法的准确性,为柔性太阳翼在轨模态辨识奠定基础。

摘要：激光陀螺在惯性测量单元(IMU)中的测量精度对比单表测试结果下降是激光捷联惯导研究的难点之一。工程实践中发现,激光陀螺在IMU运行时保持单表性能的关键在于振动解耦。从建立振动模型出发,导出了振动解耦的理论约束。具体的,从动量矩定理和拉格朗日方程出发建立IMU的六自由度振动模型;进而为了实现振动解耦,类比惯性椭球,定义了减振系统的弹性椭球,分析了惯性椭球与弹性椭球不同位置关系时IMU的振动响应特点。主要结论为:惯性椭球与弹性椭球球心重合且主轴重合为IMU的最佳设计状态,此时六个自由度的振动相互解耦。

摘要：对于大型航天器的太阳能帆板,在自由-自由悬挂条件下,由于结构本身的超低频、大位移和局部模态丰富等特点,常规的激励方式有着各种各样的缺点,如:模态识别结果置信度降低,局部模态占优,系统稳定性差等。基于这些困难,针对大型航天器的太阳能帆板的模态分析试验背景,提出一种非接触式声致振动激励方法,设计并构造了矩形铝板承受扬声器激励的实验模型和参数辨识算法,针对实测响应数据进行模态分析,并将其与传统激励方式下的模态分析结果进行对比。该结果对太阳能帆板等大型航天器的模态实验设计与参数识别具有指导意义。

摘要：周期结构具有特殊的动力特性,即带隙特性。在带隙频段内(或称阻带),结构振动被抑制。具有周期支撑的结构也存在带隙特性。在过去的研究中,一般将周期支撑简化为简支条件或简单的弹簧质量系统,并作为胞元间的边界条件。这种方法适用于简单支撑的情况,为了考虑支撑的复杂动力学特性,利用子结构综合法,将周期支撑结构视为胞元内部子结构,利用基于频响函数的子结构综合法建立整体胞元的动力学模型。通常计算结构带隙的方法是通过有限元法建立元胞的数值传递矩阵法,但对于复杂结构,数值传递矩阵法经常存在数值病态问题。通过引入模态分析,将子结构的传递矩阵用频响函数解析表示,根据Floquet原理和基于频响函数的传递矩阵法计算得到带复杂支撑的周期结构的带隙特性。利用曲线拟合和模态截断保留主要阶次的模态,可以同时得到元胞的模态参数与带隙间的关系,为逆向优化设计奠定了基础。最后通过仿真验证了方法的可行性和有效性。

摘要：航天器振动环境试验的首要目标,是为了发现航天器在结构动力学设计方面存在的问题,防止在发射过程中由于严酷的振动环境导致发射任务失败。在常规航天器的振动测试中,振动台台面的加速度输入是按照加速度规范进行控制的,将飞行环境中实际测量得到的加速度峰值的进行包络,这种测试方法会在卫星或飞船的固有频率处产生较大的过试验现象。为此,NASA从1993年以来,推行"力限振动试验(force limited vibrationtesting)"技术,即采用振动台加速度和界面力进行"双控",以降低过试验的危害。但是,由于真实飞行时的星箭界面力无法通过实际测量得到,因此,通过对星箭界面的计算模型、实验获得的模态参数、以及从实测界面加速度等条件下获得界面力数据的研究成为FLVT技术研究的核心内容。本文通过星箭耦合系统的动力学模型,利用子结构模态综合法推导出界面动力学响应以及界面力与界面加速度的关系式。然后根据子结构各阶主模态在特定频率区间内的特性,对动力学模型进行简化,并对NASA文献中的"复杂二自由度模型"进行了理论证明和误差分析。

摘要：主要通过GGE到本模、TDS(TD-SCDMA)模、TDL(TD-LTE)模的重定向过程,来进一步探讨GGE与LTE多模终端之间的重定向关系。结合多模终端重定向过程中的协议栈的流程进行了设计和实现,通过规范化和描述语言(SDL)和树表结合法(TTCN)进行了仿真测试产生MSC图,验证了信令流程的正确性。

摘要：主要通过两种TD-LTE多模终端异系统重定向方案的对比研究,来进一步探讨TD-LTE多模终端异系统重定向的最佳方案。结合多模终端重定向过程中协议栈的流程进行了设计和实现,通过ARM Trace跟踪工具产生LOG,通过对比进一步验证重定向方案的最佳适用性。

摘要：主要通过GGE到LTE,以及LTE到GGE的下小区变更命令(CellChange Order)过程,来进一步探讨GGE与LTE多模终端之间小区变更命令的关系。结合多模终端小区变更命令过程中的协议栈的流程进行了设计和实现,通过规范化和描述语言(SDL)/和树表结合法(TTCN)进行了仿真测试产生MSC图,验证了信令流程的正确性。