火箭发动机七机并联机架预应力模态分析及优化
火箭喷管结构参数优化设计及推力性能分析
火箭喷管结构参数优化设计及推力性能分析引言：火箭喷管是现代航天技术中至关重要的一部分，它决定了火箭的推力性能。
为了提高火箭的发射能力和效率，科学家们一直致力于优化喷管的结构参数，并进行推力性能分析。
本文将针对火箭喷管的结构参数优化设计及推力性能进行深入研究和分析。
一、火箭喷管结构参数优化设计1. 燃烧室与喷嘴面积比的优化火箭发动机的燃烧室与喷嘴面积比对推力性能有着重要的影响。
根据流体力学原理，当燃烧产物从高压燃烧室流过喷嘴时，流速会增加，压力会下降。
优化喷嘴结构可以提高喷嘴出口的流速，从而增大喷气速度，提高推力性能。
通过数值模拟和实验验证的方法，可以得出最佳的燃烧室与喷嘴面积比，以实现最佳推力性能。
2. 喷管的形状优化喷管的形状对推力性能也有重要影响。
常见的喷管形状有直管、锥型、抛物线型等。
通过数值模拟和实验验证的方法，可以比较不同形状喷管在推力输出上的差异，找到最佳的喷管形状。
3. 材料选择与制造工艺喷管材料选择和制造工艺对其耐久性和热传导性能有着重要影响。
合理选择材料，提高喷口材料的抗高温和抗腐蚀能力，可以延长喷管寿命。
同时，采用先进的制造工艺，如3D打印技术，可以提高喷管的制造精度和质量，进一步提高火箭的推力性能。
二、推力性能分析1. 喷管推力特性曲线的建立通过数值模拟和实验验证的方法，可以得到火箭喷管推力-燃气流速曲线，即推力特性曲线。
通过分析该曲线，可以了解和评估火箭推力特性随喷管结构参数的变化而变化的规律。
这有助于规划和优化火箭的设计和性能预测。
2. 排烟喷流的分析火箭发射过程中产生的排烟喷流对推力性能有一定的影响。
通过数值模拟和实验验证的方法，可以分析排烟喷流的速度、温度和密度等参数，并根据这些参数对火箭推力性能进行评估和分析。
这有助于优化火箭发射过程中的排烟喷流，提高推力性能。
3. 火箭推力性能的实验验证通过实验验证的方法，可以对优化设计后的火箭喷管进行推力性能测试。
通过采集和分析推力特性曲线、排烟喷流参数等数据，可以验证设计的有效性，并提供进一步优化设计的依据。
火箭引射模态下一次火箭流量优化方法研究
６３ｌ 一
２１ ０ ０年 １ ２月
固体火箭技术
第３ ３卷
提 升发动 机性能具 有重要 意义 。
在一 次火箭 流量 变 化 规律 研 究 方 面 ， 内外 研 究 国 人 员对一 次火箭 流量与 发动机 的匹配 性及 一 次火箭 流 次火箭 流量变 化 对 发动 机 引射 性 能 、 力性 能和 比 推
阻力 ， 次 火 箭 流 量在 Ｍａ＝１０ 附近 达 到 最 大 ， 时 对 发 动 机 提 出较 高的 推 力 设 计 要 求 ； Ｍａ＝１５ 附近 ， 一 ． 此 在 ． 来流 空 气 的 冲 压 作 用 占主 导 地 位 ， 次 火 箭 流 量 出现 较 大 程度 的 节 流 ， 时 对 发 动机 提 出 较 高 的 比 冲 设 计 要 求 ； 过 Ｍａ＝１５后 ， 次 一 此 超 ． 一 火箭 以较 小的 流 量 状 态维 持 稳 定 工 作 ； 箭 引射 模 态 下 一 次 火 箭 流 量调 节 比 达 到 了 ５ ０ 火 ．。 关 键 词 ：火 箭基 组合 循 环 ；火箭 引射 模 态 ； 次 火箭 ； 化 ； 传 算 法 一 优 遗 中图 分 类 号 ： ４０ Ｖ ３ 文献 标 识 码 ： Ａ 文 章 编 号 ：０ ６２ ９ （０ ０ ０ －６ ｌ ５ １０ － ３ ２ １ ）６０ ３ － ７ ０
箭流量的变化 规律 进行 了分析。提 出了采用有 效比冲作 为优 化 目标的 一次 火箭 流量单 目标优 化模 型 ； 立 了求解与一 次 建 火箭流量相 匹配的二次燃料 流量的比例控 制方法； 在考虑发动机性能优化 与弹道 分析耦 合作用的基础上 ， 用试验设计和 采 遗传 算法 ， 建立 了火箭 引射模 态下一 次火箭流量优化方法。针对 空中载机发射 的 Ｒ Ｃ Ｂ Ｃ发动机 ， 开展 了火箭 引射模 态下一 次火箭流量优化 ， 并根据弹道分析结果 ， 出了飞行条件 下一 次火箭流 量变化规律 。结果表 明， 了克服 飞行过程 中声障 给 为
内装式空中发射运载火箭点火状态多目标优化
广义速度。建立了以箭机安全距离、运载火箭有效动能与耗能的比值 、 运载火箭控制机构耗能为变量的多目标优化模型。
利用 ＭＡ Ｌ Ｂ软 件计 算优 化模型 ，分析优 化结 果，证 明适 用 于解 决 空中发射 系统 的优化 问题 ＴＡ
关键 词：粒 子群 优化 算法 ；多 目标优化 ； 飞行 力 学；空 中发射 ；运 载火箭 中图分类号 ：Ｖ４ ５１ ７． 文献标识码 ：Ａ
Ｍ ｕ ｔｐｕ ｐｏ ｅＯｐ ｉ ｚ ｔｏ ｎ Ｆｉｅ ｔ ｔ ｌｉ ｒ ｓ ｔｍｉ ａ ｉ ｎ ｏ ｒ ｄ Ｓ ａ ｅ
ｏ ｎ ห้องสมุดไป่ตู้ ｎａ ｌ ｒ ｉ ｄ Ａ ｉ —ａ ｃ ｅ ｕ ｈ Ｖｅ ｉ ｌ ｆＩ ｔ ｒ ｌ Ｃａ ｒ ｅ ｒ ｌ ｕｎ ｈ ｄ Ｌａ ｎｃ ｈ ｃ ｅ ｙ
Ａｂｓｒ ｃ ： ｍ ｉ ｇ ａ ｅ ｗｉ ｅ ｓａ ｅ ｓ ａ ｅ ｆｉ ｔｒ ａ ｌ ａ ｒｅ ｉ ｌｕ ｃ ｅ ｕ ｃ ｅ ｉｌ ， ｌ ｐ ｒ ｏ ｅ ｏ ｔ ｔ ａ ｔ Ａｉ ｎ ｔ ｈ ｄ ｔｔ ｐ ｃ ｓｏ ｅ ｎ ｌｙ ｃ ｒ ｉｄ ａｒ ａ ｎ ｈ ｄ ｌ ｎ ｈ ｖ ｈ ｃ ｅ ａ ｍｕ ｔ ｕ ｐ ｓ ｐ ｉ ｌ ｔ ｏ ｔ ｎ － ａ ｉ ｍａ ｍｅ ｈ ｄ ｂ ｓ ｄ ｏ Ｏ ｆ ｒ ａｒ ｌｕ ｃ ｅ ｙ ｔ ｍ ｓｐ ｏ ｏ ｅ ． ａ ｔｃ ｅ ｓ ｒ ｍ’ ｅ ｅ ａ ｉ ｅ ｏ ｉ ｏ ｎ ｅ ｅ ａ ｉｅ ｅ ｏ ｉ ａ ｅ ｎ ａ ｅ ｎ ＰＳ ｏ ｉ ａ ｎ ｈ ｄ ｓ ｓｅ ｗａ ｒ ｐ ｓ ｄ Ｐ ｒｉ ｌ ｗａ － ｓｇ ｎ ｒ ｌｚ ｄ ｐ ｓｔ ｎ ａ ｄ ｇ ｎ ｒ ｌ ｄ ｖ ｌｃ ｔ ｂ ｓ ｄ ｏ ｉ ｚ ｙ ｔ ｒ ｅ ｉ ｄ ｐ ｎ ｅ ｔｖ ｒａ ｌ ｓ ｔ ａ ｒ ｈ Ｒｉ ｄ ｎ ｌ ｆ ａ ｒａ ａ ｒｅ ，ｔ ｅ ｒ ｓｓ ａ ｃ ｅ ｔ ｒ ｓ ｏ ａ ａ ｈ ｔ ｎ ｈ ｎ ｕ ａ ｈ ｅ ｎ ｅ ｅ ｄ ｎ ａ ｉｂ ｅ ｈ ｔ ａ ｅ ｔ ｅ ａ ｔ ｅ ａ ｇ ｅ ｏ ｅ ｉｌ ｃ ｒｉ ｒ ｈ ｅ ｉｔ ｎ ｅ ｆ ａ ｕ ｅ ｆ ｐ ｃ ｕ ｅ ａ ｄ ｔ ｅ ａ ｇ ｌ ｒ ｕ ｒ
甘蔗收割机机架虚拟样机的模态分析与优化设计_胡迎春
计算机辅助设计与图形学学报
J OU RNAL OF COMPU TER2A IDED DESIGN & COMPU TER GRAPHICS
Vol118 , No 18 Aug1 , 2006
应用荟萃
甘蔗收割机机架虚拟样机的模态分析与优化设计
胡迎春
1) 2) 3)
x nci , …, x N ] T ∈ R N
na i
min W ( X ) =
nci
i =1
∑L 1ρ (βx )
i i i
N
+ ( 1)
i = na i +1
∑ A ρx
i i
i
+
i = nci +1
∑ L 2ρ (πx 2 )
i i i
结构分析 crop 1 RST 文件中 ,其中包括固有频率 、 已扩展的振 型、 相对应力和力分布1 可以在普通后处理器 POST1 中查看 模态分析结果1
1) 2) 3)
( Depart ment of Com puter Engi neeri ng , Guangxi U niversity of Technology , L i uz hou 545006) ( Depart ment of Mechanical Engi neeri ng , Guangxi U niversity of Technology , L i uz hou 545006) ( College of Mechanical Engi neeri ng , Guangxi U niversity , N anni ng 530004)
Step21 加载并求解1 定义分析类型和分析选项 、 施加载
单级探空火箭气动发动机一体化优化模型
单级探空火箭气动/发动机一体化优化模型4.4.1 设计变量探空火箭初步外形如图4.2所示，箭体、各舱段尺寸已确定。
采用卡门头部，经理论分析可得该头部外形在给定旋成体长度和底面积的条件下，具有最小的压差阻力。
卡门头部的母线方程如下[51]：max ()0.5sin 22arccos(1)tbRR x x L φφπφ=-=-(0.1)式中：R max 为头部法向最大半径，L tb 为头部长度。
对于无控制火箭来说，火箭在空气中飞行必然产生空气动力和力矩，依靠安装在箭体上的稳定翼面所产生的空气动力和力矩，保持飞行姿态的稳定[52]。
稳定翼的设计应在保证火箭静稳定度要求的前提下，合理选取阻力较小、能产生所需稳定力矩的稳定翼面。
过大的翼面虽能产生大的稳定力矩，但却不能达到预期的良好稳定效果，因为力矩过大将造成长时间的攻角衰减过程，从而影响火箭飞行性能，另一方面阻力也相应增大。
因此，合理的稳定翼设计应以火箭飞行速度、箭体升力分布、总体结构布置为前提，既能起到良好的稳定效果，又能得到较小的阻力。
梯形翼的升力效率介于三角翼和矩形翼之间。
在限定翼展的条件下，它既能产生较大的升力，又具有三角形翼压力中心位移较小的特点[1]。
因此稳定翼采用小展弦比梯形翼，“×”型布置。
为减小阻力，尾段取收缩外形，稳定翼后缘与尾部端面平齐。
稳定翼尺寸作为优化设计的设计变量。
图4.2 探测-1 气动布局根据3.6节的分析，单级探空火箭探测-1选用单室双推力固体火箭发动机MA ，比冲和总冲已确定。
总能量一定，优化问题即是如何合理分配总能量，得到最优的应用效果的问题。
推力太小，火箭无法达到出架速度要求。
推力太大，工作时间缩短，能量利用不充分。
故选择发动机推力和工作时间作为优化设计的设计变量。
汇总得本探空火箭优化方案设计输入如表4.7所示。
表4.7 优化方案设计输入 参数取值尾段后端面直径113.14mm 起飞质量 142kg 参考长度 3140mm 满载质心系数0.64 起飞静稳定裕度最小值15% 空载质心系数 0.61在箭体外形、头部形状、稳定翼平面形状均已确定的情况下，气动学科优化设计变量主要是稳定翼尺寸。
基于数据库技术的固体火箭发动机结构优化设计方法
Ｓ ｒ ｃ ｕｒ ｌｏ ｔｍ ｉ ａ ｏ ｆ ｓ ｌｄ ｒ ｃ ｅ ｏ ｏ ｔ ｕ ｔ ａ ｐ ｉ ｚ ｔ ｎ ｏ ｏ ｉ ｏ ｋ ｔｍ ｔ ｒ ｉ
ｂ ｓ ｄ ｏ ａ ａ ａ ｅ ｔｃ ｎ ｌｇ ａ ｅ ｎ ｄ ｔ ｂ ｓ ｅ ｈ ｏ ｏ ｙ
Ｗ ＡＮＧ ｎ， Ｕ ｎ ＣＡＩＴｉｍｉ Ｋｕ ＬＩ Ｙａ ｇ， — ｎ
Ｓ Ｍ 的各结 构部 件 往 往 承受 复杂 的载 荷 与 环境 。 Ｒ
数据 库 和 Ｃ Ｅ技术 的 结 合 也 越 来 越 紧密 。在 结 构 优 Ａ 化中， 充分 发挥 数据 库 的数 据经 验积 累 和智 能 检索 ， 以
Ａ 是提 高 结 构设 因此 ， 合理选 材 成为结 构设 计 的关 键 环节 。近年 来 ， 随 及 Ｃ Ｅ仿 真分 析快 速高 效 的综 合优 势 ， 着复合 材 料 技 术 快 速 发 展 ， 种 新 型 材 料 不 断 用 于 计 水平 的必然选 择 。 各 Ｓ Ｍ结 构设 计 ， 炭纤 维增 韧 复合材 料 已用 于 Ｓ Ｍ 的 Ｒ 如 Ｒ 文 中针对 固体 火 箭 发 动 机 的结 构 设 计 问题 ， 出 提 壳体等部位 ，／ ＪＣ Ｃ复合材料己广泛用于 Ｓ Ｍ 喷管的 了基 于材料 数据 库 和结 构数 据库 的优 化设 计思 想 。 Ｒ 各个 部位 ＪＣ ＳＣ、ｉ／ ｉ 陶瓷基 复合 材 料也 陆续 ，／ ｉ ＳＣ ＳＣ等 进 行发 动机试 车 ， 并将 逐 步用 于 Ｓ Ｍ 的喷 管 、 Ｒ 导 １ 固体 火箭发动机结构优化设计 的基本 思路 固体 火箭 发 动机 的结 构优 化是 在 满足 一定 的设计
（ ｃｏｌ ｆ ｅｏｐｃ ，Ｎ ｒ ｗ ｓ ｒ ｏｙ ｃ ｉ ａ Ｕ ｉ ｒｉ ， ｉｎ ７０ ７ ， ｈｎ ） Ｓ ｈｏ ｏ ｒｓａｅ ｏｔ ｅｔ ｎＰｌｔ ｈｎ ｌ ｎｖ ｓｙ Ｘ ｂ １０ ２ Ｃ ｉ Ａ ｈ ｅ ｅ ｃ ｅ ｔ ￣ ａ
垂直起降重复使用运载火箭总体设计优化方法研究
垂直起降重复使用运载火箭总体设计优化方法研究
朱雄峰;周城宏;雍子豪;王一杉;崔朋;谭胜;刘鹰;刘阳
【期刊名称】《载人航天》
【年(卷),期】2024(30)2
【摘要】针对垂直起降重复使用运载火箭总体设计多约束耦合问题,通过分析箭体构型、动力类型方案及动力布局类型,提出了优选两级单芯级构型、液氧甲烷动力和液氧煤油动力以及优选中小发动机多机并联方案,并优选5、7、9机并联动力布局。
采用齐奥科夫斯基公式,对垂直起降重复使用运载火箭的运载能力进行估算,并以一二级间比为优化变量,进行初步总体优化,得到在不同箭体直径、动力类型和动力布局下的基础运载能力,结合长细比分析得出两级单芯级、奇数台发动机并联的垂直起降重复使用运载火箭总体方案。
【总页数】9页(P197-205)
【作者】朱雄峰;周城宏;雍子豪;王一杉;崔朋;谭胜;刘鹰;刘阳
【作者单位】北京跟踪与通信技术研究所
【正文语种】中文
【中图分类】V11
【相关文献】
1.可重复使用垂直起降运载火箭软着陆动力学仿真研究
2.垂直起降运载火箭多执行装置系统优化研究
3.加强行政事业单位会计内部控制的有效策略研究
4.垂直起降
运载火箭返回着陆轨迹在线优化研究5.垂直起降可重复使用运载火箭全剖面飞行预设性能控制
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。
CAE9
CAE课程设计说明书支架式星箭适配器PATRAN模态分析院系航空航天工程学部（院）专业空间飞行器设计与工程班号24030601学号2012040306006姓名朱晓璇指导教师杨靖宇沈阳航空航天大学2015年10月摘要振动模态是弹性结构固有的、整体的特性。
通过模态分析方法搞清楚了结构物在某一易受影响的频率范围内的各阶主要模态的特性，就可以预言结构在此频段内在外部或内部各种振源作用下产生的实际振动响应。
因此，模态分析是结构动态设计及设备故障诊断的重要方法。
本文分析过程由有限元计算方法取得，称为计算模态分析。
关键词：模态分析，有限元法ABSTRACTThe vibration modal is inherent in the elastic structure, characteristics of the whole. Through the modal analysis method to understand the structure at a particular frequency range of susceptible all orders of main modal characteristics, can be predicted that internal external or internal structure in the frequency under the action of the various source to produce the actual vibration response. Therefore, the modal analysis is of the important methods for structure dynamic design and equipment fault diagnosis. In this paper, the analysis process by finite element method, called the calculating modal analysis.Keywords:The modal analysis，finite element method目录第1章绪论 (1)1.1 引言CAE介绍 (1)1.2 Patran 介绍 (2)1.3 模态分析的意义 (3)第2章星箭适配器有限元建模分析 (4)2.1 有限元模型 (4)2.2 模型参数 (5)第3章 PATRAN建模过程 (6)3.1 划分单元格 (6)3.2 建立约束 (7)3.3 设置锥壳属性 (10)3.4模态分析得出结果 (12)3.5 结果展示 (13)第四章随机响应分析 (16)附录 (19)参考文献 (19)图表目录图 1 完整的适配器有限元模型 (4)图 2 模拟平面图 (5)图 3模型参数 (5)图 4 锥壳母线 (6)图 5 分成线单元 (6)图 6 锥壳单元格模型 (7)图 7 选择节点 (7)图 8上端建立MPC约束 (8)图 9底部加MPC约束 (8)图 10 底部中心加固定约束 (9)图 11 添加集中质量块 (9)图 12 顶部添加质量块 (10)图 13 设置材料属性 (10)图 14 设置面单元属性 (11)图 15 添加面单元 (11)图 16 整合节点 (12)图 17 选择模态分析 (12)图 18 分析结果 (13)图 19一阶频率位移变形和变形云纹图 (13)图 20二阶频率位移变形和变形云纹图 (14)图 21三阶频率位移变形和变形云纹图 (14)图 22七阶频率位移变形和变形云纹图 (15)图23定义非空间场 (16)图24创建载荷工况 (16)图25设置求解参数 (17)图26定义频率 (17)图27定义模态阻尼 (18)图28 PSD响应曲线 (18)第1章绪论1.1 引言CAE介绍国际上早20世纪在50年代末、60年代初就投入大量的人力和物力开发具有强大功能的有限元分析程序。
固体火箭发动机成本与性能双目标优化设计
（ （ ） （8） - fj ） " j f j x） # j =（ l 式中， 步长 # 为一个足够小的正数， 其取值范围 之间； 一般在 ［ 0 . 0l 0 . 000 l］ "j 为归一化因子； wj 0为权重系数 . 设 f jmax 和 f jmin 分别为当 "j 和 wj 的计算方法： 前解集中 子 目 标 函 数 f j 的 最 大 和 最 小 值， Rj = 则每个目标函数的 "j 为 f jmax - f jmin ， l "j = R j
Wang Liang
（ Coiiege of Astronautics，Northwestern Poiytechnicai University，Xi’ an 710072，China）
Abstract：To soive the probiem of muitipie attributes vaiue optimization in the upper stage soiid propeiiant rocket engines of a iaunch vehicie，parameter-cost modeis of motor parts were estabiished and an improved pareto （ IPGA）that combines the NSGA-! with iocai search aigorithm was presented . Simuiation test genetic aigorithms shows that the convergence of IPGA is better than that of NSGA-! . Setting the maximum terminai speed increment of the rocket motor and its manufacture cost as objective functions，Pareto optimai sets were obtained by using IPGA which motor case materiais are APMOC and carbon respectiveiy . Adapting the deai point method，an infiexion point of cost- effect ratio in Pareto optimai sets was gained . Setting this point as trade-off soiution，the caicuiation resuits show that the effective ioad of the iaunch vehicie was increased by 7 . 6% and cost of the motor was decreased . Key words：soiid propeiiant rocket engines；mutipie objective programming；genetic aigorithm；vaiue optimization
航空发动机涡轮机转子振动特性模态分析
航空发动机涡轮机转子振动特性模态分析航空发动机是现代航空运输的核心设备之一，其关键部件之一就是涡轮机转子。
涡轮机转子的振动特性直接影响到发动机的工作效率、稳定性和安全性。
因此，对涡轮机转子的振动特性进行模态分析是非常重要的。
模态分析是结构振动分析的一种方法，其目的是研究结构的固有振动特性，找出结构的固有频率、振型和振型分布。
通过模态分析可以更好地了解结构的动力特性，为结构设计、改进和优化提供依据。
在航空发动机涡轮机转子的振动特性分析中，首先需要建立合适的数学模型。
一般可以采用有限元方法来建立模型。
有限元方法是一种常用的结构分析方法，其基本思想是将结构分割成多个有限大小的单元，然后通过求解每个单元的位移和应力，最终得到整个结构的位移和应力分布。
在建立数学模型时，需要考虑转子的几何形状、材料特性以及受力情况等多个因素，并进行相应的简化和假设。
建立数学模型后，可以利用现代计算机软件对模型进行求解和分析。
常用的软件包括ANSYS、ABAQUS等。
这些软件提供了强大的求解功能和友好的用户界面，可以帮助工程师方便地进行模态分析。
在模态分析中，需要设置合适的边界条件和约束条件，以确保模型的真实性和可靠性。
同时，还需要考虑转子受力情况、旋转速度等因素对分析结果的影响。
在进行模态分析时，可以获得转子的固有频率、振型和振型分布等关键参数。
固有频率是指结构在没有外力作用下自由振动的频率，是结构固有振动的基本特性之一。
振型描述了结构振动时不同部位的位移分布情况，可以帮助工程师了解结构的运动特性。
振型分布是指不同振型在结构内部的强度分布情况，可以帮助工程师确定结构的薄弱部位和改进方向。
通过对航空发动机涡轮机转子进行模态分析，可以得到其振动特性的详细信息，并进一步分析和优化设计。
根据分析结果，可以针对转子的固有频率、振型分布等关键参数进行调整和优化，以提高转子的工作效率、降低振动噪声、延长使用寿命等。
除了模态分析外，还可以进行转子动力学分析。
- 1、下载文档前请自行甄别文档内容的完整性，平台不提供额外的编辑、内容补充、找答案等附加服务。
- 2、"仅部分预览"的文档,不可在线预览部分如存在完整性等问题,可反馈申请退款(可完整预览的文档不适用该条件!)。
- 3、如文档侵犯您的权益，请联系客服反馈,我们会尽快为您处理(人工客服工作时间：9:00-18:30)。
火箭发动机七机并联机架预应力模态分析及优化
李斌;吕军;曾耀祥;王檑;刘晖;张盛;崔苗
【期刊名称】《宇航学报》
【年(卷),期】2023(44)2
【摘要】针对新一代载人运载火箭七台火箭发动机并联机架在大推力作用下的非线性振动问题,开展了七机并联传力机架的预应力模态分析及优化设计方法研究。
以该研究为基础,发展了一种预应力条件下机架材料等效替换方法。
在不改变结构传力路径的情况下,通过结构预应力频率优化设计,能够有效降低机架材料物性参数改变所带来的低阶预应力频率误差,以此降低传力机架在动静联合试验时的试验成本。
针对七机并联机架结构开展了钛合金和不锈钢材料等效替换,结果表明优化后的不锈钢机架相比原始的钛合金机架,刚度和动力学特性变化维持在合理变化范围之内,验证了该方法的有效性。
【总页数】9页(P178-186)
【作者】李斌;吕军;曾耀祥;王檑;刘晖;张盛;崔苗
【作者单位】大连理工大学航空航天学院;工业装备结构分析国家重点实验室;辽宁省空天飞行器前沿技术重点实验室;中国运载火箭技术研究院;大连理工大学工程力学系
【正文语种】中文
【中图分类】V421.1
【相关文献】
1.2CM-2型起垄式木薯种植机机架的模态分析及拓扑优化
2.砌块成型机机架的模态分析与结构优化
3.9ZM-5.0型饲用苎麻切碎机机架静力学、模态分析与结构优化
4.小型玉米脱粒机机架模态分析与优化设计
因版权原因，仅展示原文概要，查看原文内容请购买。