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某发动机整机模态分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了获得某型号发动机的动态特性,采用有限元方法进行了发动机整机的模态分析。按照由组件到整机的思想,分别建立了各个组件的有限元模型。重点对推力室和喷管的建模方法进行了分析。将推力室按等效刚度法等效为单层壳,喷管按结构特性等效为正交各向异性壳,并将喷管计算结果同模态试验结果进行对比,验证了喷管建模方法的准确性。各组件模型组装为整机有限元模型,计算得到了整机的模态分布。数值计算结果同模态试验结果吻合较好。 相似文献
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针对小中心刚体-单侧大挠性结构构型的航天器,通过定义广义全局模态振型,提出一种全局模态动力学模型。采用统一形式描述整体刚体运动和整体挠性变形,基于哈密顿原理推导了全局模态动力学方程,结合瑞利瑞兹法推导了非约束模态频率和模态振型的计算方法。通过仿真和试验校验了全局模态动力学模型的准确性。与有限元模型对比,分析了非约束模态频率随着刚柔质量比和惯量比的变化情况,第一阶模态频率的最大误差为0.003 Hz,说明全局模态动力学模型能够比较准确地描述非约束模态频率;理论模型能够比较准确地描述动态响应,端部横向位移的最大误差为2.6%;基于气浮平台构建了试验系统,理论模型、有限元仿真和物理试验结果均比较接近,说明理论模型准确描述了非约束模态频率随刚柔耦合特性变化的规律。 相似文献
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利用ANSYS结构分析软件对某导弹弹翼进行了固有模态分析。给出了弹翼前六阶固有频率以及对应振型的计算结果;研究了弹翼辅助接头位置变化对固有模态的影响,对后续型号翼面结构优化设计及模态试验具有重要参考价值。 相似文献
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利用有限元软件SAMCEF实现了圆形太阳翼模态仿真分析,探究了翼面预紧力、约束方式和悬吊弹簧重力卸载系统对太阳翼模态的影响。结果显示,翼面预紧力对太阳翼模态影响较大;支撑车约束方式微小影响太阳翼第一阶模态;有支撑车相比无支撑车,太阳翼第一阶模态频率差值可达32.89%,因此地面试验不能使用支撑车;含悬吊弹簧重力卸载系统可有效减轻重力作用对模态的影响;此外,当弹簧刚度小于7 N/m时,其对太阳翼模态的影响小于0.59‰。随后,采用工作模态法和双点激振方式,经预试验优化地面试验方案;采用正弦扫频方法进行模态测试,获得了圆形太阳翼的前四阶模态振型和固有频率。最后,通过有限元模型修正,使模态仿真结果误差保持在4.16%以内,符合测试相关标准的要求。 相似文献
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500吨级液氧煤油发动机结构动态特性 总被引:1,自引:0,他引:1
为获得我国载人登月运载系统用500吨级液氧煤油发动机结构动态特性,采用有限元方法对发动机整机结构进行了模态计算分析,并对影响结构动态特性的相关因素进行了分析,获得了发动机的模态参数以及优化结构低频特性的有效途径。针对该发动机零部组件多、结构复杂度高的特点,采用子结构有限元模型组装并结合部分组件试验的方式建立了整机结构的有限元仿真模型。计算结果表明,在目前设计状态下,发动机的首阶模态频率约为8.8 Hz。进一步优化表明,通过增大工艺拉杆倾角,可显著提升伺服回路在相应方向上的横向刚度,从而使该方向上的模态频率得到大幅提升。 相似文献
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某火箭发动机系统振动特性测试和仿真分析 总被引:1,自引:0,他引:1
从计算和试验两方面分别研究了某火箭一级发动机的振动特性。侧重介绍了模态试验和商业有限元软件在发动机振动特性快速分析中的具体应用,以及发动机三维有限元模型如何应用于全箭有限元梁模型。计算结果和试验结果吻合较好。 相似文献
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大型复杂航天器结构有限元模型的验证策略研究 总被引:4,自引:0,他引:4
大型复杂航天器结构有限元模型的合理性和准确性在航天器研制过程中具有重要意义, 它是开展星箭耦合分析以及力学环境条件设计等工作的基础。首先综合有限元建模、模 态试验、相关分析和模型修正等技术构造了一套系统的航天器结构有限元模型试验验证策略 ;然后,针对我国新一代大型卫星平台——东方红四号卫星开展了整星有限元模型的试验 验证研究,其中整星模态试验以及模型修正等研究工作属首次在东方红四号卫星平台上成功 实施。修正后有限元模型对整星主模态频率预测误差小于5%,模态置信准则大于0.6,预 示精度达到工程要求。
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运载火箭模态试验仿真技术研究新进展 总被引:8,自引:0,他引:8
针对传统数学模型修改技术无法解决大型工程问题的局限性,为了实施模态试验仿真,提出一套适用于航天器复杂结构模型修改新技术,称之为子结构试验建模综合技术。简要综述在运载火箭模态试验仿真技术方面研究的新进展,并介绍两个应用实例:一是CZ-2E运载火箭全箭模态试验仿真与预示,用介绍的模态试验仿真技术成功地预示运载火箭模态参数,预示的模态与随后进行的实尺运载火箭模态试验所测到的模态非常一致,进而验证介绍的仿真技术的可靠性;另一个是CZ-2F载人运载火箭全箭模态试验仿真,它为箭船耦合动力学分析提供了可靠数学模型与数据。这两个大型工程应用实例说明了运载火箭模态试验仿真技术的工程实用性。 相似文献
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针对传统模态综合法中由于高阶截断模态带来的计算误差问题,提出了一种改进的固定界面模态综合法。该方法将传统方法中截断舍弃掉的高阶模态部分展开成级数的形式,并保留级数的前r项参与计算,然后将子结构界面协调条件推广至高阶,剔除了这些级数保留项之间可能出现的线性相关问题,并将保留的前r项级数改写为广义坐标的形式,作为传统模态综合法中约束模态和低阶模态的修正项以提高计算精度。与其它改进方法相比,该方法既保留了高阶截断模态的影响,又不会出现非线性特征值迭代求解问题或Ritz基线性相关的问题。数值算例的结果表明本文提出的方法可以在参与综合的模态阶次不变的前提下,有效地提高计算精度,也说明了本文方法的有效性。 相似文献