基于正弦基础激励的航天器结构模型修正方法

正弦振动试验是航天器系统级和单机产品需要开展的常规试验,充分利用工程中积累的正弦试验数据进行结构模型修正具有重要的工程意义。文章首先介绍了基础激励下结构模型修正方法,通过矩阵分块、待修正参数归一化、参与修正的频率点选择等步骤,推导出基于基础激励的模型修正公式;然后对国际通用算例GARTEUR桁架结构的有限元模型进行修正,分析修正后模型在修正频段内和修正频段外计算所得模态频率,验证修正后模型对模态频率的复现和预示能力,通过对比试验模型、分析模型和修正后模型中4个典型节点的响应曲线,检验修正后模型精度。结果表明:修正后模型的模态频率和响应曲线均与试验模型趋于一致,证实了该修正方法对GARTEUR结构修正的有效性。     

航天器结构模型修正方法的工程应用研究

航天器结构设计通常利用试验数据进行模型修正,以使修正后模型接近真实结构和提高结构有限元分析预示精度。本文导出了迭代IRS缩聚方法,提出了相对灵敏度概念,建立了模型修正的优化理论模型。在利用自编有限元软件DASS的基础上,开发了航天领域模型修正软件初版MUSS1.0。最后,通过仿真和工程实例对理论和软件进行了初步验证。     

航天器结构模型优化修正方法的研究

航天器结构设计通常利用试验数据进行模型修正，以使修正后模型接近真实结构和提高结构有限元分析预示精度，并有可能取代某些大型结构试验，如结构星试验等。这种结构设计方法既可节约研制经费，又可缩短研制周期，具有明显的经济效益和工程应用前景。本文导出了迭代IRS缩聚方法，提出了相对灵敏度概念，建立了模型修正的优化理论模型。在利用五院自编有限元软件DASS的基础上，开发了航天领域模型修正软件初版MUSS1．0。最后，通过仿真和工程实例对理论和软件进行了初步验证。     

改进的SEREP缩聚法在航天器结构动力学模型修正中的应用

模型缩聚是基于频率响应的模型修正的基础,准确的模型缩聚才能保证模型修正的正确性。针对目前的模型缩聚方法对于航天器结构在中高频段不能准确反映模型动力学特性的问题,提出改进的SEREP缩聚方法:以结构的模态分析为基础,通过加入扩展的主自由度增加缩聚模型对应的线性子空间的维数。经实际航天器结构算例证明,在使用改进的SEREP缩聚方法后,缩聚模型的特征值和频率响应的精度得到提高,可以准确反映结构的动力学特性。     

正弦扫频速率对结构响应的影响分析

正弦扫频振动试验是考核飞行器结构在低频段性能的重要手段,工程人员亦可根据扫频激励下的结构响应信息对有限元模型进行修正。但正弦扫频振动是非稳态振动,尤其在共振区,结构响应特性与软件预示的稳态响应特性间存在差异,不利于模型修正。文章通过数值积分方法研究单自由度系统在正弦扫频激励下的响应特性,发现在正弦扫频激励下,系统最大响应减小、峰值频率发生偏移;而后推导了一个量纲为1的扫频参数η,得到了结构响应特性与η的近似关系式。使用此关系式,可在正弦振动前根据试验精度需要设置合理的扫频速率,也可在试验后对得到的结构响应数据进行修正。     

六自由度激励台的结构动力学等效建模

六自由度激励台是多轴同步振动环境模拟的重要地面设备,因其结构复杂且具有多个运动自由度,而难以构建准确的结构动力学模型。文章针对6-PSU构型激励台的结构动力学特性,提出其参数型建模与模型修正方法。首先确定模型修正的对象为含轴承和导轨等接触运动副的铰链与作动部件,提出采用刚度与质量解耦的方法建立其含参等效动力学有限元模型;然后以该等效模型为基础,通过模态参数修正铰链和作动部件等效梁模型参数,再利用频响函数修正模型中轴承和导轨的接触刚度参数,得到了修正后的激励台等效结构动力学模型。修正后的有限元模型计算结果与试验结果吻合较好,验证了建模方法的有效性。     

基于振动试验数据的有限元模型修正技术研究

文章针对航天器结构的有限元模型修正问题,提出利用振动试验数据对模型进行修正的方法。详细阐述了基于基础激励传递特性的模型修正方法的理论公式,对此方法的程序实现思路及修正程序与有限元分析软件NASTRAN的接口方式进行了详细的介绍。最后利用复杂桁架模型进行了仿真分析,初步验证了该方法的可行性。     

风洞模型支撑机构有限元模型修正与确认

风洞模型支撑机构有限元建模对预测风洞试验中的结构动力学响应至关重要。然而采用模态试验修正有限元模型需要多轮迭代优化,随着修正参数的增多,数值优化耗时将呈指数化增长。为解决上述问题,联合ABAQUS、MATLAB搭建iSIGHT结构有限元模型修正平台,基于此平台开展某模型支撑机构有限元动力学模型修正,根据试验设计变量对响应的贡献量,筛选灵敏度较高的修正变量;构建前4阶频率差和振型相关性为多目标函数,使用近似建模得到修正变量和目标函数的响应面模型,采用多目标优化方法NSGA-II开展模型修正;修正后的模型前4阶频率差均在10%以内,振型相关性均大于0.8。对修正模型开展动力学响应确认,使用结构模态动力学响应与锤击试验响应作对比,结果显示,修正模型满足工程需求,可用作下一步复杂载荷作用下的结构动力学响应预测。     

自由度匹配技术在某贮箱结构模型修正中的应用

用改进的正交模型正交模态(ICMCM)法,结合模型缩聚及模态扩展技术对某贮箱结构进行了有限元模型修正。分析结果表明:用ICMCM法进行修正时模态扩展方法的可修正参数数量远大于模型缩聚法。对修正参数较多的修正问题,用模态扩展方法因在修正过程中可使用的数据量增加使修正方程数同时增加,可获得更好的修正结果。     

卫星结构基础加速度激励及界面力识别试验研究

针对某卫星结构模型,开展基于实测卫星结构加速度的卫星基础激励和星-箭连接界面动载荷反演试验研究.首先,根据卫星结构和试验条件,设计了用于测量星-箭界面传递载荷的工装;其次,基于卫星结构模态试验和有限元模型修正技术,获取了卫星结构的高保真有限元模型;进一步,开展基础激励下的卫星结构模型振动试验,利用动载荷识别技术获取振动...     

基于超梁降阶模型的复杂梁式结构动力学模型修正及确认

提出了一种基于超梁降阶模型的复杂梁式结构动力学模型修正技术。依据超梁降阶模型理论,并考虑可能的修正参数,将复杂梁式结构降阶为具有较高计算精度的超梁降阶模型;而后,利用基于灵敏度分析及优化算法的模型修正技术,并根据模态测试数据对模型参数进行修正,获得能够准确反映实际结构动力学特征的修正模型。最后,通过多种动力问题分析对修正模型进行评估,并与实际结构的响应结果进行对比。以典型蒙皮加筋圆柱壳为例实现这一过程。结果表明,所提出的模型修正方法具有可行性和较高的计算效率。     

用模态参数和振动试验数据修正动力学环境模型的研究

文章提出了一种利用模态参数和由振动试验数据求得的频响函数来进行模型修正的方法.在已建立的初步动力学模型的基础上,首先用实测的模态参数对解析模型进行修正,然后再用实测的频响函数修正解析模型的动力学参数,以使修正后的动力学模型中的模态参数和加速度频响函数与实际测量值一致.文章给出了这种方法的数学原理和公式,并通过一个数值模拟实例分析并验证了修正后模型的精确性.     

基于统计分析的有限元模型修正

响应面模型代替有限元模型进行修正便于与粒子群算法等优化算法结合,有利于提高修正效率和精度。文章用某雷达卫星的简化有限元模型计算基于正交设计的各水平参数下模态频率,用方差分析确定待修正参数并构造二次响应面模型,用最小二乘法确定多项式系数,以响应面计算结果与实测结果的差值构造适应度函数并用之引导含混沌搜索机制的改进粒子群算法对待修正参数的偏移量进行寻优,修正后参数代入原有限元模型得到修正模型。修正后模型不仅能以高精度复现测试频段内的模态频率,而且能以一定精度预测测试频段外频率,证实了修正方法的有效性。     

优化方法在电子学支架模型修正中的应用

文章针对电子设备支架的动力学建模中由于简化及人为引入阻尼造成的模型误差问题,开展了基于随机振动试验数据的模型修正工作。采用参数优化方法建立了支架随机振动响应修正的数学模型。用ANSYS参数化设计语言(APDL)对该问题进行了优化求解,修正后的模型能够满足工程应用要求。     

基于自适应带通滤波的航天器正弦扫频试验数据处理方法

为解决传统STFT(Short Time Fourier Transform)方法因非同步采样引起频谱泄漏,造成频域曲线幅值降低,产生较大误差的问题,提出一种基于频域带通滤波的数据处理方法,通过在频域逐次移动带通滤波器的中心频率,获得信号中各个频率分量幅值的最大值。利用该方法对某载人航天器搭载的力学参数测量系统在整器正弦振动试验中采集的数据进行频谱分析,结果表明,该方法可有效获取力学参数测量系统各测点的频率幅值曲线,减少传统STFT方法产生的能量泄漏的影响。研究成果也可用于不依赖振动控制仪或无COLA通道的数据采集系统正弦振动试验的数据处理。     

某平台卫星发射及在轨力学环境测量与分析

为获取航天器准确的发射及在轨力学环境数据,设计了一套具有数据采集、存储和传输功能的星载测量系统。利用该系统对某大型平台卫星发射飞行过程进行了测量,获取了星箭界面及卫星结构典型位置在发射主动段的正弦振动响应、随机振动响应、冲击响应及在轨微振动的环境数据。将测量数据与星箭载荷耦合分析结果、地面力学试验结果进行了详细对比,结果表明:星箭载荷耦合分析的结果在星箭界面处横向相对准确,而纵向在有限频段准确,其他频段及星上分析结果均大于测量结果,即存在极大裕度;地面试验结果大于测量结果,意味着有较大的裁剪设计空间。测量数据对后续卫星模型修正、试验条件设计、相似平台卫星抗力学环境优化、部组件设计等均具有重要的参考价值。     

飞轮微振动的组合隔振装置设计及实验研究

针对光学遥感卫星飞轮微振动引起的成像质量下降问题，设计了一种组合隔振装置，并采用仿真分析与实验测试相结合的方法对隔振方案设计的合理性进行验证。首先，将测量的飞轮扰振数据引入光学卫星的有限元模型中，计算出飞轮扰振对光学相机的像素偏移影响；其次，设计了组合隔振方案并基于有限元方法对其隔振效果进行验证；最后，搭建了光学成像微振动实验测试平台，对不同转速下飞轮微振动造成的像素偏移影响进行精确测量。实验结果表明，组合隔振装置对300 Hz以上高频段飞轮扰振有较大衰减作用，最大像素偏移降到0.01个像素以下，隔振效率达到80%以上；通过对比可知，实验测试与仿真计算得到的像素偏移结果在低频段一次谐波响应及模态响应表现出较好一致性，但在高频段二者存在一定偏差。