【摘 要】
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为保护飞轮在航天器发射段受到强大振动冲击力和加速度过载的情况下轮体结构和轴承组件不受损伤，提出了阻尼环这一抑振措施。飞轮在发射段由于受到安装界面的振动与冲击,会发生振动放大现象,为抑制该振动放大,工程界提出了采用阻尼环的抑制方式.但是针对阻尼环抑振机理的研究显见公开文献发表.针对此问题,基于有限元法建立了理论模型,对发射段飞轮轮体振动放大机制和阻尼环抑振机理进行了分析;为了优化粘弹性阻尼参数,建立
【机 构】
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上海交通大学 机械与动力工程学院 振动冲击噪声研究所,上海 200240 上海航天控制技术研究所,
【出 处】
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第十二届全国振动理论及应用学术会议
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为保护飞轮在航天器发射段受到强大振动冲击力和加速度过载的情况下轮体结构和轴承组件不受损伤，提出了阻尼环这一抑振措施。飞轮在发射段由于受到安装界面的振动与冲击,会发生振动放大现象,为抑制该振动放大,工程界提出了采用阻尼环的抑制方式.但是针对阻尼环抑振机理的研究显见公开文献发表.针对此问题,基于有限元法建立了理论模型,对发射段飞轮轮体振动放大机制和阻尼环抑振机理进行了分析;为了优化粘弹性阻尼参数,建立了飞轮-阻尼环的等效多自由度模型,给出了最优阻尼的表达式.结果表明,飞轮结构的“拍动振型模态”是其在发射段的轴向共振放大模态,导致轮体结构发生挠性大变形;阻尼环能够有效减小飞轮挠性变形的机理主要有两个:一是阻尼环的某阶模态与飞轮结构“拍动振型模态”相互作用,阻尼环充当动力吸振器;二是通过粘弹性阻尼耗能.对安装阻尼环的飞轮进行了实验研究,通过频响函数对比验证了所揭示的机理.
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