CN112881025B - 一种航空发动机振动控制与能量收集的方法 - Google Patents

一种航空发动机振动控制与能量收集的方法 Download PDF

Info

Publication number
CN112881025B
CN112881025B CN202110033749.6A CN202110033749A CN112881025B CN 112881025 B CN112881025 B CN 112881025B CN 202110033749 A CN202110033749 A CN 202110033749A CN 112881025 B CN112881025 B CN 112881025B
Authority
CN
China
Prior art keywords
vibration
casing
energy
force
damped
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202110033749.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN112881025A (zh
Inventor
王继强
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Original Assignee
Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Nanjing University of Aeronautics and Astronautics filed Critical Nanjing University of Aeronautics and Astronautics
Priority to CN202110033749.6A priority Critical patent/CN112881025B/zh
Publication of CN112881025A publication Critical patent/CN112881025A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN112881025B publication Critical patent/CN112881025B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M15/00—Testing of engines
    • G01M15/04—Testing internal-combustion engines
    • G01M15/12—Testing internal-combustion engines by monitoring vibrations
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants

Abstract

本发明公开了一种航空发动机振动控制与能量收集的方法，包括：步骤S1、确定机匣拟减振位置，定义振动量；步骤S2、确定机匣拟能量收集位置，定义振动量；步骤S3、分别获得转子不平衡力至机匣拟减振位置和拟能量收集位置的振动传递特性；步骤S4、选取施力点，并分别获得该施力点至机匣拟减振位置以及机匣拟能量收集位置的振动传递特性；步骤S5、选择符合性能要求的施力点；步骤S6、在施力点上施加反馈力。本发明通过合适的设计，转移至拟能量收集位置，并在该位置上将振动能量回收。回收的能量可作为无线传感器的能量来源，从而为实现自持式无线传感网络提供了关键使能技术，具有重要应用价值。

Description

一种航空发动机振动控制与能量收集的方法
技术领域
本发明涉及航空发动机领域，特别是涉及一种航空发动机振动控制与能量收集的方法。
背景技术
航空发动机在运行过程中会经历各式各样的干扰而产生振动，其中最主要的一种振动源来自主轴不平衡力。主轴不平衡力可以源自主轴质量不平衡、轴承损伤，或者是作用于叶片上的气动不平衡力等。在所有情况下，该主轴不平衡力虽然具有不同的频谱特征，但均能引起发动机的整机振动。实际上，主轴不平衡力产生的振动可沿着支撑轴承传递至机匣，并进而通过挂架传递至飞机，引起飞机的结构性颤振，从而影响乘客舒适性，降低零部件寿命和可靠性，严重的甚至引发安全性事故；而对军机来讲，结构性共振不仅会影响飞机的机动性和飞行安全性，还会增强特定频率段的噪声从而降低军机的隐身性能。事实上，振动故障占航空发动机总故障的60％以上并且是造成飞机振动的主要因素之一。因此，航空发动机的振动必须加以控制以提高结构可靠性和提升战机性能。
现有的航空发动机振动控制技术以阻尼器为主要方式，即在需要减振的位置安装阻尼器从而吸收振动能量并以热的形式耗散掉。这种控制方式虽然对高频和超高频振动(大于2000Hz)有效，但对低频和超低频(1-10Hz)振动，阻尼器作为一种被动控制方式几乎难以产生有效的减振效果。实际上，发动机控制系统的成附件均安装在机匣上，如果对所有成附件均安装阻尼器，在系统实施时是难以实现的，因为这将增加发动机重量并进而降低推重比或功重比，不符合先进发动机的性能要求。而如果采用合适的设计，使得航空发动机机匣特定位置的振动衰减，从而减小甚至隔离向飞机的振动传递；而在其他特定位置的振动增强，可以获得额外的能量，给无线传感网络提供能源，从而为实现智能发动机提供关键使能技术。
发明内容
有鉴于此，本发明的目的在于提供一种航空发动机振动控制与能量收集的方法，用以使得航空发动机机匣特定位置的振动衰减，而在其他特定位置的振动增强，可以获得额外的能量，给无线传感网络提供能源，
为了达到上述目的，本发明提供的技术方案为：一种航空发动机振动控制与能量收集的方法，包括如下步骤：
步骤S1、确定机匣拟减振位置并定义相应的振动量；
步骤S2、确定机匣拟能量收集位置并定义相应的振动量；
步骤S3、分别获得转子不平衡力至机匣拟减振位置和拟能量收集位置的振动传递特性；
步骤S4、在机匣拟减振位置附近选取施力点，并分别获得该施力点至机匣拟减振位置以及机匣拟能量收集位置的振动传递特性；
步骤S5、判断所选取的施力点是否满足性能要求，若不满足性能要求，则回到步骤S4，重新选取施力点并且进行判断，直到选取的施力点满足性能要求；
步骤S6、在满足性能要求的施力点上施加反馈力。
进一步的，所述步骤S1具体包括：将需要减振并且位于机匣表面上的发动机控制系统成附件的安装位置确定为机匣拟减振位置，并将该位置的振动量定义为y(jω)。
进一步的，所述步骤S2具体包括：通过模态分析获得机匣振动模态特性，再对所述机匣振动模态特性分析得到机匣表面振幅变化最大位置，或者通过直接测量获得机匣表面振幅变化最大位置，将该位置确定为机匣拟能量收集位置，将该位置的振动量定义为z(jω)。
进一步的，所述步骤S2具体包括：通过观察寻找机匣表面振动量最大的位置，将该置确定为机匣拟能量收集位置，将该位置的振动量定义为z(jω)。
进一步的，所述步骤S3具体包括：
步骤S301、测量转子不平衡力沿着振动传递路径，传递至机匣拟减振位置的时域信号，对该时域信号进行系统辨识获得第一频谱d12(jω)；
测量转子不平衡力沿着振动传递路径，传递至机匣拟能量收集位置的时域信号，对时域信号进行系统辨识获得第二频谱d22(jω)；
步骤S302、根据所述第一频谱d12(jω)得到转子不平衡力至机匣拟减振位置的振动传递特性g12(jω)；
根据所述第二频谱d22(jω)得到转子不平衡力至机匣拟能量收集位置的振动传递特性g22(jω)。
进一步的，所述步骤S4具体包括：
步骤S401、在机匣拟减振位置附近任意选择一个施力点，将该施力点的振动量定义为u(jω)；
步骤S402、获得该施力点至机匣拟减振位置的振动传递特性g11(jω)，获得该施力点至机匣拟能量收集位置的振动传递特性g21(jω)。
进一步的，所述性能要求具体为：满足条件|1-G(jω)|＞1，G(jω)的表达式为下式所示：
Figure BDA0002893338380000031
公式(1)中，g11(jω)表示为施力点至机匣拟减振位置的振动传递特性，g22(jω)表示为转子不平衡力至机匣拟能量收集位置的振动传递特性，g21(jω)表示为施力点至机匣拟能量收集位置的振动传递特性，g12(jω)表示为转子不平衡力至机匣拟减振位置的振动传递特性。
进一步的，所述反馈力的表达式为：
u(jω)＝k(jω)y(jω) (2)
公式(2)中，y(jω)表示为机匣拟减振位置的振动量，该数据通过传感器测量得到，k(jω)表示为压电堆的输入-输出特性，k(jω)的表达式为下式所示：
Figure BDA0002893338380000032
公式(3)中，g11(jω)表示为施力点至机匣拟减振位置的振动传递特性，G(jω)的表达式如公式(1)所示。
本发明的有益效果是：
本发明本质上是一种能量转移技术，即将拟减振位置的振动能量，通过合适的设计，转移至拟能量收集位置，并在该位置上将振动能量回收。回收的能量可作为无线传感器的能量来源，从而为实现自持式无线传感网络提供了关键使能技术，具有重要应用价值。
附图说明
图1为本发明的流程图。
图2为为机匣拟减振位置在设计前后的性能对比图。
图3为机匣拟能量收集位置在设计前后的性能对比图。
图4为机匣拟减振位置在重新设计前后的性能对比图。
图5为机匣拟能量收集位置在重新设计前后的性能对比图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
实施例1
参见图1-图5，本实施提供一种航空发动机振动控制与能量收集的方法，包括如下步骤：
步骤S1、确定机匣拟减振位置并定义相应的振动量；
具体的说，转子不平衡力产生的振动沿着支撑轴承传递至机匣，并引起安装在机匣表面的发动机控制系统成附件的振动，因此，将需要减振并且位于机匣表面上的发动机控制系统成附件的安装位置确定为机匣拟减振位置，并将该位置的振动量定义为y(jω)。
更具体的说，在本实施例中，将安装在风扇机匣的发动机电子控制器的位置定义为拟减振位置，其振动量为y(jω)。
步骤S2、确定机匣拟能量收集位置并定义相应的振动量；
具体的说，通过模态分析获得机匣振动模态特性，再对机匣振动模态特性分析得到机匣表面振幅变化最大位置，或者通过直接测量获得机匣表面振幅变化最大位置，将该位置确定为机匣拟能量收集位置，将该位置的振动量定义为z(jω)。
或者，采用最为简便的方法即观察法，也就是通过观察寻找机匣表面振动量最大的位置，将该置确定为机匣拟能量收集位置，将该位置的振动量定义为z(jω)。
更具体的说，在本实施例中，将远离发动机成附件和飞机安装结的位置定义为拟能量收集位置，其振动量为z(jω)。
步骤S3、分别获得转子不平衡力至机匣拟减振位置和拟能量收集位置的振动传递特性；
具体的说，步骤S3包括：
步骤S301、测量转子不平衡力沿着振动传递路径，传递至机匣拟减振位置的时域信号，对该时域信号进行系统辨识获得第一频谱d12(jω)；
测量转子不平衡力沿着振动传递路径，传递至机匣拟能量收集位置的时域信号，对时域信号进行系统辨识获得第二频谱d22(jω)；
步骤S302、根据第一频谱d12(jω)得到转子不平衡力至机匣拟减振位置的振动传递特性g12(jω)；
根据第二频谱d22(jω)得到转子不平衡力至机匣拟能量收集位置的振动传递特性g22(jω)。
更具体的说，在本实施例中，通过测量转子不平衡力沿着振动传递路径传递至航空发动机电子控制器位置的振动信号，获得相应振动传递特性g12(jω)；类似地，获得转子不平衡力至拟能量收集位置的振动传递特性g22(jω)。
步骤S4、在机匣拟减振位置附近选取施力点，并分别获得该施力点至机匣拟减振位置以及机匣拟能量收集位置的振动传递特性；
具体的说，步骤S4包括：
步骤S401、在机匣拟减振位置附近任意选择一个施力点，将该施力点的振动量定义为u(jω)；
步骤S402、获得该施力点至机匣拟减振位置的振动传递特性g11(jω)，获得该施力点至机匣拟能量收集位置的振动传递特性g21(jω)，具体获取振动传递特性的方法，可以采用步骤S301-步骤S302中提到的方法。
更具体的说，在本实施例中，通过选取电子控制器附近(并远离管路固定位置)为施力点，测量该点沿着振动传递路径传递至航空发动机电子控制器位置的振动信号，获得相应振动传递特性g11(jω)；类似地，施力点至拟能量收集位置的振动传递特性g21(jω)。
步骤S5、判断所选取的施力点是否满足性能要求，若不满足性能要求，则回到步骤S4，重新选取施力点并且进行判断，直到选取的施力点满足性能要求；
具体的说，通过实时仿真验证上述设计的合理性，不满足性能要求，原因来自于|1-G(jω)|＞1条件不满足；此时应重新选择施力点，获得相应振动传递特性后，测试直至满足条件|1-G(jω)|＞1后开展相应设计，G(jω)的表达式为：
Figure BDA0002893338380000051
公式(1)中，g11(jω)表示为施力点至机匣拟减振位置的振动传递特性，g22(jω)表示为转子不平衡力至机匣拟能量收集位置的振动传递特性，g21(jω)表示为施力点至机匣拟能量收集位置的振动传递特性，g12(jω)表示为转子不平衡力至机匣拟减振位置的振动传递特性。
步骤S6、在满足性能要求的施力点上施加反馈力。
具体的说，传感器测量拟减振位置的振动量y(jω)，并将该振动量通过压电堆反馈至u(jω)，反馈力u(jω)即按照如下方式设计：
u(jω)＝k(jω)y(jω) (2)
公式(2)中，k(jω)为压电堆的输入-输出特性，为一待设计参数，该待设计参数按照如下方式选取：
Figure BDA0002893338380000052
其中：
Figure BDA0002893338380000061
也就是说，在施力点按照上述方式设计施加反馈力。
本实施例中，在步骤S3和步骤S4中，已获得系统模型和相应传递特性函数：
Figure BDA0002893338380000062
由此可计算出
Figure BDA0002893338380000063
进而计算出
Figure BDA0002893338380000064
并按照该特性选取压电堆，实施u(jω)＝k(jω)y(jω)。
实验仿真：
在本实施例中，通过仿真获得设计性能如图2和图3所示，在拟减振的航空发动机电子控制器位置上的振动量获得极大衰减(10dB)，而在拟能量收集位置上的振动量增强了5dB，可以作为能量收集器的机械结构。
实际上，如果设计者或者本方法的使用者认为该性能不满足性能要求，可重新选择施力点，直到满足性能要求为止。
在本实施例中，经过重新设计，也即是经过再一次选取施力点，选取了满足性能要求的施力点，之后再进行仿真实验，得到的设计性能对比图如图4和图5所示，由图可见，该设计在保证拟能量收集位置上的振动量增强5dB的同时，使得拟减振的航空发动机电子控制器位置上的振动量几乎完全衰减，取得了极佳的性能。
本发明未详述之处，均为本领域技术人员的公知技术。
以上详细描述了本发明的较佳具体实施例。应当理解，本领域的普通技术人员无需创造性劳动就可以根据本发明的构思作出诸多修改和变化。因此，凡本技术领域中技术人员依本发明的构思在现有技术的基础上通过逻辑分析、推理或者有限的实验可以得到的技术方案，皆应在由权利要求书所确定的保护范围内。

Claims (6)

1.一种航空发动机振动控制与能量收集的方法，其特征在于，包括如下步骤：
步骤S1、确定机匣拟减振位置并定义相应的振动量；
步骤S2、确定机匣拟能量收集位置并定义相应的振动量；
步骤S3、分别获得转子不平衡力至机匣拟减振位置和拟能量收集位置的振动传递特性；
步骤S4、在机匣拟减振位置附近选取施力点，并分别获得该施力点至机匣拟减振位置以及机匣拟能量收集位置的振动传递特性；
步骤S5、判断所选取的施力点是否满足性能要求，若不满足性能要求，则回到步骤S4，重新选取施力点并且进行判断，直到选取的施力点满足性能要求；
其中，所述性能要求具体为：满足条件|1-G(jω)|＞1，G(jω)的表达式为下式所示：
Figure FDA0003470983250000011
公式(1)中，g11(jω)表示为施力点至机匣拟减振位置的振动传递特性，g22(jω)表示为转子不平衡力至机匣拟能量收集位置的振动传递特性，g21(jω)表示为施力点至机匣拟能量收集位置的振动传递特性，g12(jω)表示为转子不平衡力至机匣拟减振位置的振动传递特性；
步骤S6、在满足性能要求的施力点上施加反馈力；
其中，所述反馈力的表达式为：
u(jω)＝k(jω)y(jω) (2)
公式(2)中，y(jω)表示为机匣拟减振位置的振动量，该数据通过传感器测量得到，k(jω)表示为压电堆的输入-输出特性，k(jω)的表达式为下式所示：
Figure FDA0003470983250000012
公式(3)中，g11(jω)表示为施力点至机匣拟减振位置的振动传递特性，G(jω)的表达式如公式(1)所示。
2.根据权利要求1所述的一种航空发动机振动控制与能量收集的方法，其特征在于，所述步骤S1具体包括：将需要减振并且位于机匣表面上的发动机控制系统成附件的安装位置确定为机匣拟减振位置，并将该位置的振动量定义为y(jω)。
3.根据权利要求2所述的一种航空发动机振动控制与能量收集的方法，其特征在于，所述步骤S2具体包括：通过模态分析获得机匣振动模态特性，再对所述机匣振动模态特性分析得到机匣表面振幅变化最大位置，或者通过直接测量获得机匣表面振幅变化最大位置，将该位置确定为机匣拟能量收集位置，将该位置的振动量定义为z(jω)。
4.根据权利要求2所述的一种航空发动机振动控制与能量收集的方法，其特征在于，所述步骤S2具体包括：通过观察寻找机匣表面振动量最大的位置，将该置确定为机匣拟能量收集位置，将该位置的振动量定义为z(jω)。
5.根据权利要求3-4任一权利要求所述的一种航空发动机振动控制与能量收集的方法，其特征在于，所述步骤S3具体包括：
步骤S301、测量转子不平衡力沿着振动传递路径，传递至机匣拟减振位置的时域信号，对该时域信号进行系统辨识获得第一频谱d12(jω)；
测量转子不平衡力沿着振动传递路径，传递至机匣拟能量收集位置的时域信号，对时域信号进行系统辨识获得第二频谱d22(jω)；
步骤S302、根据所述第一频谱d12(jω)得到转子不平衡力至机匣拟减振位置的振动传递特性g12(jω)；
根据所述第二频谱d22(jω)得到转子不平衡力至机匣拟能量收集位置的振动传递特性g22(jω)。
6.根据权利要求5所述的一种航空发动机振动控制与能量收集的方法，其特征在于，所述步骤S4具体包括：
步骤S401、在机匣拟减振位置附近任意选择一个施力点，将该施力点的振动量定义为u(jω)；
步骤S402、获得该施力点至机匣拟减振位置的振动传递特性g11(jω)，获得该施力点至机匣拟能量收集位置的振动传递特性g21(jω)。
CN202110033749.6A 2021-01-12 2021-01-12 一种航空发动机振动控制与能量收集的方法 Active CN112881025B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110033749.6A CN112881025B (zh) 2021-01-12 2021-01-12 一种航空发动机振动控制与能量收集的方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202110033749.6A CN112881025B (zh) 2021-01-12 2021-01-12 一种航空发动机振动控制与能量收集的方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN112881025A CN112881025A (zh) 2021-06-01
CN112881025B true CN112881025B (zh) 2022-06-10

Family

ID=76045011

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202110033749.6A Active CN112881025B (zh) 2021-01-12 2021-01-12 一种航空发动机振动控制与能量收集的方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN112881025B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN114526128B (zh) * 2022-01-07 2023-10-27 南京航空航天大学 一种航空发动机内外机匣的主动振动控制系统及方法

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107451355A (zh) * 2017-07-28 2017-12-08 南京航空航天大学 一种减振器设计方法
JP2020029951A (ja) * 2018-08-24 2020-02-27 三菱重工業株式会社 振動抑制装置及びプラント
KR102142154B1 (ko) * 2019-10-31 2020-08-06 김윤석 제진장치
CN111597633A (zh) * 2020-05-09 2020-08-28 南京航空航天大学 航空发动机与挂架耦合减振的刚度反馈设计方法
CN111881530A (zh) * 2020-07-27 2020-11-03 南京航空航天大学 一种航空发动机减振优化设计方法

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN107451355A (zh) * 2017-07-28 2017-12-08 南京航空航天大学 一种减振器设计方法
JP2020029951A (ja) * 2018-08-24 2020-02-27 三菱重工業株式会社 振動抑制装置及びプラント
KR102142154B1 (ko) * 2019-10-31 2020-08-06 김윤석 제진장치
CN111597633A (zh) * 2020-05-09 2020-08-28 南京航空航天大学 航空发动机与挂架耦合减振的刚度反馈设计方法
CN111881530A (zh) * 2020-07-27 2020-11-03 南京航空航天大学 一种航空发动机减振优化设计方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
基于结构声强可视化的航空发动机转子-支承-机匣耦合系统振动能量传递特性研究;马英群;《中国优秀博硕士学位论文全文数据库(博士)工程科技Ⅱ辑》;20200815(第08期);全文 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN112881025A (zh) 2021-06-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Luo et al. Wind induced vibration control and energy harvesting of electromagnetic resonant shunt tuned mass-damper-inerter for building structures
KR101695021B1 (ko) 회전체의 비틀림 모드의 주파수 조정 방법 및 시스템
EP2801878B1 (en) Dynamically detecting resonating frequencies of resonating structures
JP2003148171A (ja) エンジン制御システム
CN112881025B (zh) 一种航空发动机振动控制与能量收集的方法
Duffy et al. Active piezoelectric vibration control of subscale composite fan blades
US6563250B2 (en) Piezoelectric damping system for reducing noise transmission through structures
CN110594344B (zh) 一种零阻尼吸振器优化设计方法
KR20160119260A (ko) 구동 트레인의 시험 시스템
CN111881530A (zh) 一种航空发动机减振优化设计方法
Hubbard et al. Noise characteristics of large wind turbine generators
CN110705141B (zh) 用于外置飞机附件机匣固定装置的疲劳载荷谱确定方法
CN115994477A (zh) 一种火箭发动机管路的寿命确定方法
Hohl et al. Active and semiactive vibration damping of turbine blades with piezoceramics
US20150097074A1 (en) Dual-frequency active vibration control
CN109611375B (zh) 一种抑制小展弦比静子叶片振动的外环挂钩结构
Heidari et al. H∞ and H 2 optimization procedures for optimal design of support parameters of a flexible rotor
CN111597633A (zh) 航空发动机与挂架耦合减振的刚度反馈设计方法
Wang et al. Study on adaptive torsional vibration suppression methods for helicopter/turboshaft engine system with variable rotor speed
CN111188742A (zh) 基于光纤加速度传感器的风力发电机组叶片结冰检测方法
Smith et al. Unique fan vibration problems: their causes and solutions
Jeon Study on structure borne noise prediction and reduction design of underwater platform mounted equipment for military
Zhang et al. Finite element analysis on application of dynamic vibration absorbers on floating raft system
He et al. Vibration control of a flywheel by a friction ring dynamic vibration absorber
CN105715512B (zh) 适用于海洋平台大型往复式压缩机组减振隔振系统的快速设计分析方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant