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T型橡胶减振器非线性分析与实验等效设计
1
作者 商霖 张海瑞 +3 位作者 张程 袁亚 孙冬伟 孟令涛 《中国惯性技术学报》 北大核心 2025年第9期885-891,共7页
为保障飞行器在极端大过载和强振动环境下的安全飞行,对T型橡胶减振器非线性分析与实验等效设计。采用减振垫真实的刚度数据和考虑过载引起的间隙,建立了预压缩/带过载的偏置型非线性动力学模型。采用等价线性化方法,推导了真实非线性... 为保障飞行器在极端大过载和强振动环境下的安全飞行,对T型橡胶减振器非线性分析与实验等效设计。采用减振垫真实的刚度数据和考虑过载引起的间隙,建立了预压缩/带过载的偏置型非线性动力学模型。采用等价线性化方法,推导了真实非线性系统的等效刚度和等效阻尼。通过设计某T型橡胶减振系统在单方向基础激励下的传递特性实验,验证了仿真计算的结果,二者吻合度最小为96.1%,相关度最小为99.8%,由此表明构建模型可以较好地描述橡胶减振器的非线性特性。采用龙格-库塔法仿真预示了不同过载量级下T型橡胶减振系统的非线性传递特性,结果表明在所研究过载范围内T型橡胶减振器等效刚度表现为静态软化的特性,即软弹簧特性。针对地面实验系统承载能力不足的情况,从工程实验技术的角度提出了适用于极端大过载和振动环境的实验等效设计的方法。 展开更多
关键词 T型减振器 非线性动力学模型 等效刚度 传递特性 实验等效设计
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大展弦比轻质柔性飞机全尺寸地面振动试验研究
2
作者 聂凯 李晓东 +2 位作者 宋巧治 李智劳 张强 《工程与试验》 2025年第2期42-44,共3页
针对某大展弦比轻质柔性飞机几何非线性强、低频模态高度密集并严重耦合的问题,采用相位分离与相位共振一体化模态识别分离技术,通过激振力矢量优化技术和渐进加力激励方法,降低了几何非线性对机体模态的影响,实现了密集耦合模态的高精... 针对某大展弦比轻质柔性飞机几何非线性强、低频模态高度密集并严重耦合的问题,采用相位分离与相位共振一体化模态识别分离技术,通过激振力矢量优化技术和渐进加力激励方法,降低了几何非线性对机体模态的影响,实现了密集耦合模态的高精度快速识别和分离,得到了与仿真分析一致的结果,验证了该方法在大展弦比柔性飞机模态测试中的可行性和准确性。本文方法可以有效降低非线性因素对试验结果的影响,提高了低频耦合模态识别和分离的精度和效率,对同类型大展弦比柔性飞机地面振动测试具有重要的借鉴意义。 展开更多
关键词 大展弦比机翼 非线性 密集耦合模态 激振力矢量优化
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基于发动机涡轮叶片逆向模型的高温薄膜热电偶数值研究 被引量：1
3
作者 张仲恺 李水敏 +3 位作者 刘兆钧 黄明镜 李杨 田边 《燃气涡轮试验与研究》 2025年第3期58-66,共9页
为避免航空发动机涡轮叶片失稳颤振,防止涡轮叶片在高温、高速旋转等复杂环境下引起薄膜热电偶失效,利用3D扫描技术对涡轮叶片进行逆向建模,建立三维模型,并在COMSOL中对实际涡轮叶片表面的薄膜热电偶的结构强度进行研究。主要开展了模... 为避免航空发动机涡轮叶片失稳颤振,防止涡轮叶片在高温、高速旋转等复杂环境下引起薄膜热电偶失效,利用3D扫描技术对涡轮叶片进行逆向建模,建立三维模型,并在COMSOL中对实际涡轮叶片表面的薄膜热电偶的结构强度进行研究。主要开展了模态和谐波响应分析,确定了薄膜热电偶在涡轮叶片上的布置位置;探讨了涡轮叶片基薄膜热电偶在加速度冲击下的应力分布,以及薄膜厚度对薄膜应力分布的影响;分析了薄膜热电偶的易失效点,以避免涡轮叶片上薄膜因振动和冲击导致应力过大进而引发薄膜断裂或脱落、传感器失效等情况发生。另外,还对涡轮叶片基薄膜热电偶的温度分布、热电输出,以及多物理场耦合下的应力分布、涡轮叶片和薄膜热电偶的压力分布等进行了研究。所得结果对发动机涡轮叶片基薄膜热电偶的可靠制备提供了理论与仿真依据。 展开更多
关键词 航空发动机 涡轮叶片 薄膜热电偶 温度传感器 振动 热气流
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垂直起降飞行器动力学与控制一体化地面实验研究
4
作者 穆力嘉 邓礼 +1 位作者 田鏖 杨剑挺 《实验力学》 北大核心 2025年第5期608-620,共13页
由于对飞行器开展飞行实验的风险及代价较大,因此依据相对性原理模拟实际飞行的地面风洞实验是一种重要的研究方法。本文采用自主设计的动力学与控制一体化地面风洞实验平台,对F450垂直起降飞行器的气动特性进行实时监测,并对位置、姿... 由于对飞行器开展飞行实验的风险及代价较大,因此依据相对性原理模拟实际飞行的地面风洞实验是一种重要的研究方法。本文采用自主设计的动力学与控制一体化地面风洞实验平台,对F450垂直起降飞行器的气动特性进行实时监测,并对位置、姿态、速度的变化进行等效反馈,模拟实际飞行,对飞行器的飞行性能展开研究。通过在不同电机功率下,开展悬停时间与悬停载荷的测试实验,得到了飞行器在悬停状态下的载荷极限和时间极限;通过定风速变重量实验,研究飞行器载荷、速度和动力三者之间的匹配规律,得到了飞行器最佳飞行效率范围;通过定载荷变风速实验,研究飞行器特定载荷下的抗横风性能,得到了飞行器最大飞行速度与抗横风极限;通过风切变操纵特性实验,研究飞行器在不同风速变化下的稳定性,得到了飞行器在特定控制律下的稳态响应。研究结果表明,本文基于自主设计的地面实验平台,提出的飞行性能测试方案具有可行性,相较于飞行实验,具备高效、低成本和低风险的优势。 展开更多
关键词 实验力学 垂直起降飞行器 地面实验 动力学与控制一体化 飞行性能
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基于灰度梯度函数标定的涡轮转子叶片内窥成像离焦图像修正方法 被引量：2
5
作者 林枫 唐梓潇 +3 位作者 毛承泷 高山 王超 喻培丰 《燃气涡轮试验与研究》 2025年第3期35-40,共6页
涡轮转子叶片应变实时测量一直是航空发动机试验测试中的重难点。数字图像相关法作为一种广泛使用的应变测量方法,在高速旋转和非垂直成像的情况下,叶片图像会发生离焦,引入测量误差。为解决这一问题,提出一种基于灰度梯度函数标定的高... 涡轮转子叶片应变实时测量一直是航空发动机试验测试中的重难点。数字图像相关法作为一种广泛使用的应变测量方法,在高速旋转和非垂直成像的情况下,叶片图像会发生离焦,引入测量误差。为解决这一问题,提出一种基于灰度梯度函数标定的高速叶片内窥成像动态修正方法。通过预先光学系统的离焦灰度梯度函数进行标定,建立标志点灰度梯度与离焦距离的一一对应关系,并通过已知的离焦灰度梯度函数快速估算模糊图像的点扩散函数。采用维纳滤波对离焦图像进行修复,从而实现图像质量的提升。实验结果表明,所提出的方法能够在动态场景中快速、准确地修正离焦图像,并显著改善图像质量,可广泛应用于内窥成像中的离焦图像修复任务。 展开更多
关键词 涡轮转子叶片 应变测量 数字图像相关 灰度梯度函数 维纳滤波 图像复原 航空发动机
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高速巡航导弹翼面结构热-振联合试验研究 被引量：33
6
作者 吴大方 赵寿根 +3 位作者 潘兵 王岳武 牟朦 吴爽 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2012年第9期1633-1642,共10页
由于高速巡航导弹飞行速度快、滞空时间长,在气动加热引起弹翼、整流罩和弹体等部件外表面温度升高的同时,还会伴随长时间的剧烈振动。气动加热产生的热环境会使材料和结构的弹性模量、刚度等力学性能发生明显变化,复杂的机动飞行过程... 由于高速巡航导弹飞行速度快、滞空时间长,在气动加热引起弹翼、整流罩和弹体等部件外表面温度升高的同时,还会伴随长时间的剧烈振动。气动加热产生的热环境会使材料和结构的弹性模量、刚度等力学性能发生明显变化,复杂的机动飞行过程又会使结构中出现较大的温度梯度,引起热应力场的改变,进而对导弹结构的固有振动特性带来严重的影响。以高速巡航导弹翼面结构为研究对象,进行了热环境下的翼面结构热-振联合试验,获得了不同温度条件下翼面结构固有频率等振动特性的变化规律,为巡航导弹弹翼结构在高速、热振动环境下的安全设计提供了可靠依据。 展开更多
关键词 振动试验 热环境 固有频率 气动加热模拟 热-振联合
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1200℃高温环境下板结构热模态试验研究与数值模拟 被引量：20
7
作者 吴大方 王岳武 +2 位作者 商兰 蒲颖 王怀涛 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2016年第6期1861-1875,共15页
高超声速飞行器高马赫数飞行时,翼、舵及垂尾等板形姿态控制结构将会面临极为严酷的高温环境,为了获得难于实测的结构在高温与振动复合环境下的热模态参数,本文将瞬态气动热试验模拟系统与振动试验系统相结合,建立了高温热/振联合试验... 高超声速飞行器高马赫数飞行时,翼、舵及垂尾等板形姿态控制结构将会面临极为严酷的高温环境,为了获得难于实测的结构在高温与振动复合环境下的热模态参数,本文将瞬态气动热试验模拟系统与振动试验系统相结合,建立了高温热/振联合试验测试系统,实现了高达1 200℃热环境下矩形板结构的模态频率等关键振动参数的试验测试。同时,对矩形板结构的热模态特性进行了数值计算,并将试验结果与计算结果进行对比验证。试验中通过自行研制的耐高温陶瓷导杆引伸装置将结构上的振动信号传递至高温热场之外,使用常温加速度传感器对振动信号进行参数识别;并运用时-频联合分析技术对试验数据进行分析处理。本文所获得的高温环境（200～1 100℃）下矩形板结构的模态频率的试验结果与数值计算结果取得了比较好的一致性,验证了本试验方法的可信性及可用性。本研究结果为高超声速飞行器翼舵结构在高温环境下的振动特性分析以及安全可靠性设计提供了重要的试验手段和参考依据。 展开更多
关键词 高超声速飞行器 热模态试验 数值计算 高温环境 振动特性
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高速飞行器中空翼结构高温热振动特性试验研究 被引量：30
8
作者 吴大方 赵寿根 +4 位作者 潘兵 王岳武 王杰 牟朦 朱林 《力学学报》 EI CSCD 北大核心 2013年第4期598-605,共8页
远程高速飞行器飞行速度快,滞空时间长,飞行过程中翼、舵等结构会出现长时间的剧烈振动,由气动加热产生的高温还会使飞行器材料和结构的弹性性能发生变化,从而引起翼、舵等结构振动特性的改变.因此获得高温与振动复合环境下的远程高速... 远程高速飞行器飞行速度快,滞空时间长,飞行过程中翼、舵等结构会出现长时间的剧烈振动,由气动加热产生的高温还会使飞行器材料和结构的弹性性能发生变化,从而引起翼、舵等结构振动特性的改变.因此获得高温与振动复合环境下的远程高速飞行器翼、舵等结构的振动特性参数对于高速飞行器的安全设计具有非常重要的意义.将高温热环境试验系统与振动试验系统相结合,在对中空翼面结构进行振动激励的同时使用红外辐射加热方式对翼面结构生成可控的热环境,并通过自行设计的耐高温引伸装置将中空翼结构的振动信号传递到非高温区进行数据采集与分析的方式,实现了高达800 C~900 C的力热复合环境下的翼结构固有频率、模态等振动特性参数的试验测试,其试验结果为远程高速飞行器中空翼结构在高温振动环境下的动特性分析和安全可靠性设计提供了重要依据. 展开更多
关键词 振动特性 高速飞行器 热试验 翼结构
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间断相位法测量叶片同步振动幅值的研究 被引量：12
9
作者 张玉贵 段发阶 +2 位作者 方志强 欧阳涛 叶声华 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2008年第10期183-186,共4页
叶片发生同步振动时,采集到的振动信息大为减少,给振动的分析带来很大困难。针对该问题,基于非接触式叶尖定时测振原理,采用间断相位法对振动幅值进行分析,并对间断相位法的测量原理进行了推导分析以及计算机仿真,具有重要的理论价值,... 叶片发生同步振动时,采集到的振动信息大为减少,给振动的分析带来很大困难。针对该问题,基于非接触式叶尖定时测振原理,采用间断相位法对振动幅值进行分析,并对间断相位法的测量原理进行了推导分析以及计算机仿真,具有重要的理论价值,为同步振动幅值的测量打下理论基础。 展开更多
关键词 同步振动 叶尖定时 间断相位法 旋转叶片 幅值测量 5+2布局
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高速飞行器翼面结构热振动试验的TARMA模型方法 被引量：13
10
作者 刘浩 李晓东 +1 位作者 杨文岐 孙侠生 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2015年第7期2225-2235,共11页
高速飞行器翼面结构的热振动试验研究对这类飞行器的设计和安全飞行具有重要的意义。采用时变自回归滑动平均(TARMA)模型方法建立了受热时变结构系统模态频率辨识的数学模型,并用一个数值算例进行了验证。将地面振动测试系统与瞬态热环... 高速飞行器翼面结构的热振动试验研究对这类飞行器的设计和安全飞行具有重要的意义。采用时变自回归滑动平均(TARMA)模型方法建立了受热时变结构系统模态频率辨识的数学模型,并用一个数值算例进行了验证。将地面振动测试系统与瞬态热环境模拟系统相结合,设计了翼面结构热振动试验系统并模拟结构的瞬态温度场,同时对纯随机激振力激励下受热时变结构系统的振动位移信号进行测量,并用TARMA模型对时变固有频率进行了辨识,获得了前4阶固有频率随加热时间的变化规律,并将辨识结果与数值计算结果进行了比较,两者误差在5%以内。另外,在稳态均匀热环境下辨识得到的结构系统固有频率变化与数值计算结果也吻合得很好。通过将均匀温度场与瞬态温度场下的结果进行对比分析,指出了瞬态热环境下时变结构的固有频率随加热时间变化的趋势主要由结构材料属性的退化和结构内部不均匀热应力的影响共同决定。 展开更多
关键词 高速飞行器 气动加热 翼面结构 热模态试验 TARMA模型方法
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双参数法辨识叶片同步振动的研究 被引量：12
11
作者 欧阳涛 段发阶 +3 位作者 闫明 李孟麟 钟志才 石小江 《传感器与微系统》 CSCD 北大核心 2010年第3期42-45,49,共5页
基于叶尖定时测振原理,对双传感器测量叶片同步振动的双参数分析方法进行理论推导,建立叶片同步振动分析模型并进行计算机仿真,得出双参数辨识叶片同步振动的具体方法。利用自主开发的叶尖定时测振系统在某型号航空设备上成功完成振动... 基于叶尖定时测振原理,对双传感器测量叶片同步振动的双参数分析方法进行理论推导,建立叶片同步振动分析模型并进行计算机仿真,得出双参数辨识叶片同步振动的具体方法。利用自主开发的叶尖定时测振系统在某型号航空设备上成功完成振动检测试验,采用双参数法对试验数据分析处理,准确辨识出叶片同步共振的幅值、固有频率、倍频等参数,所得结果与理论分析基本一致。 展开更多
关键词 旋转叶片 同步振动 叶尖定时 双参数法 频率辨识
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舰载机全机落震试验机翼升力模拟方法研究 被引量：11
12
作者 豆清波 刘小川 +2 位作者 奚杨风光 杨智春 牟让科 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2018年第2期51-56,共6页
舰载机全机落震试验机翼升力模拟是在实验室测试飞机着陆载荷时,给飞机动态施加飞机着陆时刻机翼升力,模拟飞机着陆真实受载,机翼升力施加是否合理是全机落震试验成功与否的关键技术。给出了全机落震试验机翼升力模拟准则,提出了一种适... 舰载机全机落震试验机翼升力模拟是在实验室测试飞机着陆载荷时,给飞机动态施加飞机着陆时刻机翼升力,模拟飞机着陆真实受载,机翼升力施加是否合理是全机落震试验成功与否的关键技术。给出了全机落震试验机翼升力模拟准则,提出了一种适用于全机落震试验的模拟机翼升力加载方法。根据该方法介绍了机翼升力加载装置设计原理,并对设计的机翼升力模拟装置进行了力学性能测试。将此方法和装置应用于某型飞机全机落震试验中,分别从施加模拟机翼升力大小、飞机姿态影响、下沉速度影响和着陆能量吸收四个方面对全机落震试验机翼升力模拟方法进行验证和评估。试验结果表明,该方法符合全机落震试验升力模拟准则,可用于舰载机全机落震试验。 展开更多
关键词 飞机 升力 落震 模拟准则 试验方法
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旋转叶片异步振动的频率识别技术 被引量：7
13
作者 张玉贵 段发阶 +2 位作者 方志强 叶声华 石小江 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2007年第12期106-108,共3页
基于非接触式叶尖定时测振原理,针对叶片异步振动的欠采样问题,采用"5+2"双采样速率方案进行采样,通过频率辨识技术来获得叶片的真实振动。将实验测得的振动频率与应变片法测量结果进行比对表明,所测频率与叶片振动的坎贝尔... 基于非接触式叶尖定时测振原理,针对叶片异步振动的欠采样问题,采用"5+2"双采样速率方案进行采样,通过频率辨识技术来获得叶片的真实振动。将实验测得的振动频率与应变片法测量结果进行比对表明,所测频率与叶片振动的坎贝尔曲线一致,是叶片振动的真实频率。同时,比对结果验证了测量方案的正确性,也说明了该辨识技术具有很高的实际应用价值。 展开更多
关键词 异步振动 叶尖定时 旋转叶片 频率辨识 双采样
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航天产品环境适应性问题研究 被引量：20
14
作者 赵保平 孙建亮 庞勇 《装备环境工程》 CAS 2011年第2期51-57,共7页
全面论述了航天产品研制中提高环境适应性的途径,从产品设计的角度阐释了产品环境适应性基础原理、产品环境分析、环境适应性设计、环境适应性试验、环境适应性管理等内容,并总结了相关环境分析、试验、设计、管理的风险因素,提出了环... 全面论述了航天产品研制中提高环境适应性的途径,从产品设计的角度阐释了产品环境适应性基础原理、产品环境分析、环境适应性设计、环境适应性试验、环境适应性管理等内容,并总结了相关环境分析、试验、设计、管理的风险因素,提出了环境适应性工作管理的三个覆盖和适应性技术的发展趋势,认为对当前传统认识——环境适应性工作就是制定环境条件和进行环境试验的观念要有所改变。 展开更多
关键词 环境适应性 航天产品 覆盖性 环境剖面 环境适应性设计 研制试验
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位置同步补偿克服负载模拟器干扰力矩及提高系统频宽的理论与实验研究 被引量：10
15
作者 张立勋 孟庆鑫 +1 位作者 刘庆和 吴盛林 《宇航学报》 EI CAS CSCD 北大核心 1997年第1期120-123,共4页
本文介绍一种通过位置同步补偿克服飞行器负载模拟器的干扰力矩及提高系统频宽的新方法。建立了位置同步补偿电液负载模拟器的数学模型。
关键词 负载模拟器 干扰力矩 同步补偿 飞行器 舵面
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基于离散非线性PID控制的十字梁实验系统研究 被引量：12
16
作者 郭振凯 顾文锦 王海玲 《系统仿真学报》 CAS CSCD 2003年第9期1322-1324,共3页
十字梁实验系统作为一个高阶非线性控制系统,在工程上有很高的应用价值。文中给出了十字梁实验系统的数学模型,并设计了一个离散形式的非线性PID控制器,保证了系统的鲁棒性。仿真结果表明,该系统可以获得较好的动态性能。
关键词 数学模型 离散跟踪-微分器 十字梁实验系统 离散非线性PID控制器
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正位置反馈的多模态振动主动控制实验 被引量：8
17
作者 杨拥民 张华 胡政 《振动工程学报》 EI CSCD 北大核心 2005年第3期355-359,共5页
采用压电元件作为传感器和驱动器,基于正位置反馈技术对一个钢制挂架结构进行主动振动控制。介绍了正位置反馈控制的基本原理,阐述了其优化算法,并介绍了控制系统构成,最后对钢制挂架在扫频和窄带随机信号激励下的振动进行了主动控制实... 采用压电元件作为传感器和驱动器,基于正位置反馈技术对一个钢制挂架结构进行主动振动控制。介绍了正位置反馈控制的基本原理,阐述了其优化算法,并介绍了控制系统构成,最后对钢制挂架在扫频和窄带随机信号激励下的振动进行了主动控制实验,实验结果验证了本文所述方法可以有效地抑制挂架的多模态振动。 展开更多
关键词 振动控制 主动阻尼 压电材料 正位置反馈
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基于遗传算法的直升机旋翼液弹阻尼器模型参数识别 被引量：7
18
作者 武珅 杨卫东 李锐锐 《振动与冲击》 EI CSCD 北大核心 2015年第10期213-218,共6页
建立直升机旋翼液弹阻尼器非线性动力学参数模型,引入具有全局搜索能力的遗传算法进行模型参数识别,解决因模型复杂造成的传统参数识别效率及精度较低问题。据识别所得参数模型重构力—位移迟滞回线并与液弹阻尼器动力学试验数据对比结... 建立直升机旋翼液弹阻尼器非线性动力学参数模型,引入具有全局搜索能力的遗传算法进行模型参数识别,解决因模型复杂造成的传统参数识别效率及精度较低问题。据识别所得参数模型重构力—位移迟滞回线并与液弹阻尼器动力学试验数据对比结果显示,参数模型重构曲线与试验曲线吻合良好,验证参数模型描述液弹阻尼器非线性动力学特性的准确性及采用遗传算法识别模型参数的有效性。对不同位移幅值与不同频率下液弹阻尼器动力学特性模拟计算均获得与试验一致结果,表明非线性参数模型及参数识别方法鲁棒良好性、精度较高。 展开更多
关键词 直升机 旋翼 液弹阻尼器 遗传算法 参数识别
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舰载机全机落震试验方法 被引量：14
19
作者 豆清波 杨智春 +2 位作者 刘小川 牟让科 杨海 《航空学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第3期170-178,共9页
舰载机全机落震试验是在实验室环境下测试舰载机着舰时结构动态载荷、动态响应以及机载设备冲击环境下功能可靠性的重要试验手段。本文提出了舰载机全机落震试验的试验方法,并对试验过程中机翼升力模拟、试验件下沉速度控制、试验件航... 舰载机全机落震试验是在实验室环境下测试舰载机着舰时结构动态载荷、动态响应以及机载设备冲击环境下功能可靠性的重要试验手段。本文提出了舰载机全机落震试验的试验方法,并对试验过程中机翼升力模拟、试验件下沉速度控制、试验件航向速度模拟及机体动态载荷测试等试验过程中的关键技术问题提出了解决方案,并通过试验对技术方案进行了验证。最后通过全机落震试验系统验证了试验方法的可行性及有效性,为舰载机着舰动态载荷及响应的测试提供了可行的试验方法,并为舰载机研制提供可靠的试验数据。 展开更多
关键词 舰载机 试验 全机 载荷 动力学
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气旋现象对气体静压轴承微振动影响的实验 被引量：5
20
作者 龙威 裴浩 +1 位作者 杨绍华 柴辉 《航空动力学报》 EI CAS CSCD 北大核心 2017年第12期3049-3056,共8页
气体静压轴承是气浮系统的重要组成元件,其气膜自激微振动会降低气浮系统的工作精度和刚度特性。为了进一步提高气体静压轴承的工作精度和稳定性,在分析轴承内部气膜波动形成机理的基础上,开展了数值计算及实验研究。不仅验证了气旋分... 气体静压轴承是气浮系统的重要组成元件,其气膜自激微振动会降低气浮系统的工作精度和刚度特性。为了进一步提高气体静压轴承的工作精度和稳定性,在分析轴承内部气膜波动形成机理的基础上,开展了数值计算及实验研究。不仅验证了气旋分布规律和气旋中心压降的存在可靠性,并且有力证明了气膜支撑区域内沿流动方向存在的分区现象。结合实验进一步分析了影响高压区气旋强度和分布位置的可能因素。结果表明:供气压力、供气孔径和气腔结构都分别对气旋的位置和强度有各自不同的影响规律;而主气旋的核心位置和内外压差造成的压力脉动又会直接决定气体静压轴承微振动的强度和频率特征。 展开更多
关键词 气体静压轴承 微振动 气旋 压力脉动 频率响应
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