统计能量分析参数获取技术的应用

目前飞行器高频力学环境预示主要采用有限元-统计能量混合方法,但由于缺乏模态密度、内损耗因子、耦合损耗因子等统计能量分析参数,导致声振响应预示结果不够准确,给结构和载荷设计带来了困难。文章将已有的统计能量参数获取技术应用于工程实际,通过试验获取了几种典型结构在不同安装边界下的统计能量分析参数,积累了相关的数据,为结构的精细化声振响应预示提供了输入。     

基于准则法的阻尼结构拓扑优化

针对阻尼结构设计,利用拓扑优化技术研究了阻尼结构模态损耗因子最大化设计问题。采用 密度法（Pseudo\|density Method）和材料属性合理近似模型（Rational Approximation of Material Properties, RAMP）建立了以阻尼材料用量为约束条件、模态损耗因子最大化 的阻尼板结构拓扑优化数学模型,并进行了灵敏度分析;利用优化准则法（Optimality
criteria, OC）,给出了阻尼结构拓扑优化设计方法和流程,得到了在一定阻尼材料用量下 阻尼板结构的模态损耗因子最大的阻尼材料最优分布构形。相关算例结果表明该方法适合于 阻尼结构的优化设计或轻量化设计。
     

多粘弹性胶膜夹层约束阻尼梁损耗因子分析

研究了嵌入多粘弹性胶膜夹层约束阻尼梁结构的固有频率及损耗因子分析的一种有限元方法。基于分层离散的Layer Wise理论推导了阻尼梁单元的有限元计算程式。结合模态应变能法,建立了多阻尼层约束梁模态损耗因子的计算方法。将该方法与传统的复合单元计算方法及试验数据进行了比较。结果表明,该方法具有计算精度高、计算耗费小的优点,可应用于复杂多阻尼夹层复合结构的损耗因子分析和阻尼参数优化设计。     

卫星承力筒结构的模态试验方法探讨

文章详细阐述了某型号卫星承力筒结构的模态试验设计及试验实施过程中所取得的实践经验。采用单点随机激励法、两点随机激励法、单点步进正弦扫描激励法均能得出较准确的航天器结构主频。较好的办法是:为获取大型航天器结构的一阶主频,可先采用单点随机激励法得出结构主频,然后采用单点步进正弦扫描激励法进行数据结果的验证;为获取大型航天器结构的高阶模态参数或结构阻尼系数,应采用两点或两点以上的模态试验激励方法,使激励输入能量平均且更接近于航天器结构实际受力工况。文章中对承力筒结构模态试验设计及方法的探讨对大型航天器的结构模态试验具有借鉴作用。     

某固体火箭发动机药柱的动力学分析

对某固体火箭发动机药柱进行了动力学分析。针对发动机药柱结构,利用MSC.NASTRAN有限元软件,建立了药柱结构的三维有限元计算模型,其中推进剂和包覆层采用粘弹性材料的频变复模量模型。进行了复特征值分析、频率响应分析和公路运输的随机振动分析,得到了固体火箭发动机药柱的固有频率、相应的振型、各阶模态损耗因子和频率响应曲线,以及随机振动响应均方根值和功率谱密度曲线,为进一步分析发动机在动力学载荷作用下的结构完整性奠定了基础。     

大型太阳电池阵模态试验方法

在大型太阳电池阵的研制阶段,需要进行大量模态试验以掌握结构的固有动态特性,进而指导设计和修正有限元模型。文章以大型太阳电池阵为研究对象,分别采用气浮方式和悬挂方式模拟自由边界条件,使用预紧力释放、MB大推力激振器和APS大位移激振器3种激励方法对其进行试验,并对各种模态试验方法所获取的试验结果进行了分析比较。研究表明:采用悬挂方式比采用气浮方式所测得的太阳电池阵侧摆频率更为准确;获取太阳电池阵模态参数行之有效的方法是先采用预紧力释放法得到固有频率,然后采用APS激振器激励方法得到振型;激振器激振杆横向刚度选择不当会影响模态测试结果,需选用横向刚度较小的柔性激振杆。     

充液容器流固耦合模态仿真分析研究

主要介绍目前容器类流固耦合模态分析最常用的两种计算方法:声固耦合法及虚拟质量法。从理论上分别对这两种方法进行分析,并指出它们之间的联系与区别:虚拟质量法采用了声固耦合法在不可压缩流体情况下的形式,并有所改进,即流体的作用完全由虚拟质量阵来体现,而流体的虚拟质量阵则通过具有解析解性质的边界元法获得。最后,通过开口方槽干状态、湿状态的无阻尼模态仿真分析研究,揭示出流体对结构模态特性影响的变化规律,同时指出了两种方法(虚拟质量法、声固耦合法)对结构湿模态计算结果有规律性的差异:随着振动频率的升高,不仅容器内流体对结构模态特性的影响在减小,分析湿模态的两种方法所得到的计算结果之间的差别也在逐渐减小。     

固体发动机内弹道计算不确定性研究

建立了固体发动机一维混合内弹道计算模型,提出了提高内弹道预估精度的工程方法.采用系统辨识法建立燃速模型、计算药柱初温分布和预估药柱真实燃面,建立了内弹道性能散布分析方法.算例应用研究表明,燃速模型参数不确定性是影响发动机内弹道计算精度的主要因素,除燃速模型参数外,对总冲变化的显著影响因子依次是燃气比热容比、推力系数因子、特征速度因子和药柱密度,对工作时间变化的显著影响因子依次是特征速度因子、药柱初温和药柱密度.     

应用机器视觉的柔性卫星在轨模态辨识方法

针对柔性卫星在轨模态辨识问题,提出一种应用机器视觉对卫星大型柔性附件在轨受到激励时进行模态辨识的方法。通过对视觉系统进行在轨标定以获取辨识数据源,并考虑机器视觉引起的噪声大、高频模态辨识困难等问题,采用将信号增强与奇异熵降噪相结合的高频增强,剔除虚假模态以改进模态辨识效果。利用气浮平台进行全物理试验,以低幅随机激励模拟卫星在轨平稳运行状态,采用上述方法辨识得到卫星模态参数。试验结果表明:文章提出的方法工程易实现,高频增强后辨识度高,可用于柔性卫星在轨模态辨识。     

旋压整体成形铝合金贮箱箱底内压稳定性先验设计研究

提出一种面向力学域与制造域相结合的、采用成形制造工艺力学模型精确表征制造特征影响的先验设计方法,并结合先进的边缘约束无模旋压成形工艺阐述先验设计理论方法与设计流程。通过旋压工艺力学模型获取箱底结构的制造工艺特征,针对制造工艺特征建立内压稳定性分析模型,研究了旋压工艺特征对稳定性的影响,与传统的一阶模态缺陷、单点凹陷缺陷进行了对比。研究结果表明,先验设计方法能够较好地捕捉制造工艺特征引起的结构屈曲模态的改变,能够较准确地预测结构的极限承载能力。     

自由-自由结构模态参数提取方法研究

从约束试验数据提取自由-自由结构模态参数是试验模态分析领域中的一个重要课题。从多自由度系统特征方程出发，阐述了适合于不同约束条件（弹性和刚性）的两类自由-自由结构模态参数提取方法的基本理论，旨在比较它们的可行性及适用范围。以-悬臂梁结构为基本算例对两种算法进行了深入的数值模拟研究，对模拟结果进行了比较分析。结果表明，两类方法在不同的约束条件下各有优点，存在各自的适用范围，是获取大型航空航天结构整体动态特性的有效途径。     

承力筒模态分析与测试

对卫星的关键主承力结构——承力筒进行模态分析与测试是了解其结构特性的重要手段。文章采用悬挂法和固支法对某卫星用两种结构设计的承力筒进行了模态分析与测试,并对比分析了这两种方法对分析与测试结果的影响,最终确定了承力筒的模态特性。模态试验属于有效性确认试验,应根据具体的试验对象,慎重选择合理的试验方法。     

基于变分模态分解的燃烧室热声振荡衰减系数辨识

利用发动机燃烧室稳定燃烧阶段的压力振荡信号,提取热声谐振模态频率及其幅值,并建立不同复杂程度热声振荡理论模型辨识获取各模态衰减系数,是当前试验评估燃烧室燃烧稳定性裕度的一种重要手段。建立了二阶随机振子热声振荡理论模型,采用基于最大峭度准则的变分模态分解算法提取压力振荡信号的热声谐振模态,开展了模态提取算法和时/频域辨识方法验证,并将其应用于某针栓式气氧/乙醇模型发动机燃烧稳定性裕度评估分析。结果表明：与传统的带通滤波算法相比,峭度最大变分模态算法有效提高了热声谐振模态的提取精度和使用便捷性。     

共固化粘弹性复合材料的结构多目标进化优化设计

共固化粘弹性复合材料结构兼具结构承载和阻尼减振能力,设计时需同时考虑强度、刚度、质量和阻尼性能等指标要求,且设计变量众多,因此传统的设计方法难以实现结构的优化设计。本文建立了共固化粘弹性复合材料结构的多目标优化模型,优化目标为结构质量最小化和模态损耗因子最大化,设计变量包括铺层厚度、方向角和阻尼层厚度,并考虑结构动刚度的约束条件。阻尼结构的分析采用基于有限元法的模态应变能法,进化优化采用改进的非支配排序多目标遗传算法(NSGA-II)。最后的优化算例表明将多目标遗传算法应用于共固化粘弹性复合材料结构阻尼/结构一体化设计的可行性。     

视觉测振技术在柔性太阳翼模态试验中的应用

针对8 m×5 m的柔性太阳翼在倒立状态下进行模态试验,设计数字摄像视觉测振系统,基于图像特征跟踪法实现了从相机标定、图像采集、信息提取到三维振动数据获取的过程,通过工况模态辨识方法获取了柔性太阳翼模态频率及振型等动力学参数。并考虑空气和重力影响建立太阳翼有限元模型,通过与基于基恩士激光位移传感器的传统模态试验结果及仿真分析结果进行对比,验证了基于视觉测振工况模态试验方法的准确性,为柔性太阳翼在轨模态辨识奠定基础。     

用于统计能量分析参数辨识的子空间方法研究

利用统计能量分析法预示航天器结构高频动力学响应时,正确估计各子系统的统计能量分析参数至关重要。论文从实验参数辨识角度,基于子空间法的统一理论框架,提出功率流模型辨识/耦合矩阵修正方法(PMI/CMA)辨识系统的内损耗因子和耦合损耗因子参数。首先利用子空间法直接由时域测试数据辨识功率流模型的等价状态空间模型,然后利用辨识模型特征参数修正初始耦合矩阵。耦合矩阵修正方法考虑了子系统间的耦合信息,并通过寻求耦合矩阵初始值相对误差的最小范数解得到修正参数。最后利用两个实际结构分别对算法进行了仿真分析并与功率流实现/统计能量分析模型修正方法(PRM/SMI)进行了对比,验证了PMI/CMA方法的有效性。     

悬挂工装对运载火箭模态试验影响分析

为分析悬挂工装对运载火箭模态影响,通过系统能量泛函建立了悬挂梁系统的振动方程和边界条件,得到了系统固有频率特征方程,并证明自由-自由边界模型是其蜕化情况。通过数值求解特征方程,得到了系统频率和振型相对于悬挂工装的长度、密度变化的规律。采用此方法解释了某型火箭模态试验出现的多组一阶横向模态现象。     

统计能量分析方法用于卫星天线结构声振响应预示的有效性研究

鉴于有限元法(finite element method, FEM)在求解中高频段天线结构振动噪声问题中的局限性,引入统计能量分析(statistical energy analysis, SEA)方法进行天线结构全频段的噪声分析:以卫星天线反射面为研究对象建立统计能量模型;将声振响应分析结果与卫星天线噪声试验结果进行对比,发现当内损耗因子≤1.0%时,二者吻合良好,0.5%是最佳内损耗因子。以上验证了统计能量分析方法可有效应用于卫星天线结构预示,并可作为卫星型号研制过程中天线结构动力学分析的有益补充。     

用动态分析法表征复合推进剂偶联剂的作用效果

研究了偶联剂对复合推进剂动态力学损耗的影响。建立了一种动态力学分析方法，即通过建立过渡相模型和引入表征因子Ａ，分别在ＨＴＰＢ和聚醚两种体系的复合推进中评价了偶联剂的作用效果。结果表明，天征因子Ａ值越低，偶联剂在该温度范围内的作用效果越好，该结论为表征复合推进剂关剂的作用效果提供了一种新的方法。     

整星隔振技术的原理分析

用刚度—质量—阻尼模型分析在地面振动试验条件下带隔振器的卫星振动传递函数,得 到隔振前后振动传递函数与卫星模态阻尼、卫星频率下降率和隔振器损耗因子的关系。据此 关系,从抑制共振响应峰值和隔离中高频振动两方面提出了整星隔振器刚度和阻尼设计的若 干准则。