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为了研究高精度航天器微振动试验中模拟自由边界附加质量对卫星动力学特性的影响,建立考虑附加质量的卫星地面微振动试验模拟自由边界理论模型,与卫星结构动力学模型仿真结合,分析附加质量对卫星模态频率和频率响应的影响规律。在此基础上,以施加不同附加质量的卫星结构模拟试验件为实验对象,测试验证了附加质量对卫星结构动力学特性的影响。结果表明,附加质量对结构模态频率和频率响应产生明显影响,附加质量越大,对卫星动力学特性影响越大,且对频率响应峰值的影响更加突出。据此,提出附加质量应控制在卫星总质量的5%以内,以避免其在地面微振动试验中给卫星的动力学特性及微振动响应带来严重影响。 相似文献
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大型太阳电池阵模态试验方法 总被引:1,自引:1,他引:0
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。 相似文献
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自由—自由结构振动模态的一阶导数 总被引:1,自引:0,他引:1
空间飞行器和车辆等一大类结构属于自由—自由结构。本文讨论这类结构的振动模态-阶导数计算问题,提出了一种改进的截尾模态展开法,将未知模态对模态导数的贡献用已知模态和系统矩来表达。针对刚度阵奇异问题,提出了移位措施,通过选择的移位系数,不仅解决了奇异问题,而且加速了算法的收敛速度。给出了一个数值例子,算例表明本文方法十分有效。 相似文献
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文章基于正弦数据的特点,主要针对稳态正弦扫描时,扫描频率分布不均匀的情况研究了一种新的数据改进方法,即将所有频率的响应信息叠加在一起,对它重新采样得到新的时域数据。并利用该方法对某型号卫星进行模态参数识别,与模态试验相比,结果比较理想,从而实现了利用正弦振动试验的数据提取模态参数的目的。 相似文献
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卫星承力筒结构的模态试验方法探讨 总被引:1,自引:1,他引:0
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。 相似文献
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“天宫一号”目标飞行器结构模态试验方法 总被引:1,自引:0,他引:1
“天宫一号”目标飞行器结构初样模态试验的激励方式、模态参数的识别方法及试验结果的评估等都有其独到的地方。多点激励模态试验的关键在于激励位置的选择及考核输入激励力的相关性,识别耦合紧密的模态结果重点在于参数识别算法。文章从模态试验原理出发,对多点激励在“天宫一号”目标飞行器结构初样模态试验中的应用及耦合紧密的模态试验结果的识别方法进行了探讨和分析。 相似文献
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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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当前运动基飞行模拟器对控制信号的缩比以三阶多项式缩比法为主,但其参数确定困难且当缩比幅度较大时易使信号出现较大畸变。而航天飞行模拟中常常会经历线加速度或角速度信号在较大幅值范围内的增大或减小,典型的如返回再入时的过载变化。针对此种情况,一种新的缩比算法——Hermite缩比函数法被提出。首先完善了Hermit缩比法关于最优参数理论的推导和证明;其次,引入变量“缩比度”,在实例仿真中比较了其对两种缩比方法的影响。结果表明,Hermite缩比函数法参数确定方便,其信号单调性的保持不依赖于缩比度的取值,更适合应用于缩比度变化较大的航天飞行模拟中。
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对于高超声速远程导弹助推-滑翔弹道,提出一种弹道参数的解析估算方法,该方法从能量的角度出发,利用准平衡滑翔条件建立滑翔射程和飞行时间的解析估算公式;在此基础上定量地分析研究升阻比、初始速度等弹道参数对滑翔射程和时间的影响规律;同时在理论上分析了最小能量椭圆弹道的射程和飞行时间特性。基于推导得到的解析估算公式,对比研究滑翔弹道和椭圆弹道的在不同条件下的射程和时间特性,并提出这两种弹道最佳适用范围的确定准则。最后,通过仿真分析表明,解析估算结果与数值仿真结果的误差小于2%,具有较高的精度,能够可靠、有效地分析出滑翔弹道的性能,可为弹道方案的初步选取提供参考。 相似文献
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力积分法和振型转换法是处理连续体撞振问题的常用方法。虽然作者已在前期提出了相对振型转换法,进一步扩展了传统振型转换法的适用范围,但尚未对其与力积分法求解结果差异进行深入研究。文章分别采用力积分法和相对振型转换法对基于工程背景的实际算例进行了数值求解,进而通过一种差异指标研究了刚度、阻尼对求解结果差异的影响。将上述两种方法与现有实验数据进行对比,结果表明,刚度增大与阻尼减小均会导致两种方法的分析结果差异增大,尤其当刚度提高到一定程度,即撞振为刚性撞击时,需要与实验结果对比确定仿真的正确性。对比两种方法数值求解过程可以发现,力积分法易于数值实现,而相对振型转换法具有计算效率高、收敛性好等优点。 相似文献
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本文提出了一种基于模糊机理模型的混合建模方法。采用模糊逻辑系统建立机理模型,RBF神经网络建立系统的补偿模型。这种方法具有建模精度高、物理意义明确以及适应范围大的特点。仿真结果进一步证实了这种方法的有效性。 相似文献
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