翼面弹性支承边界参数识别方法的改进

提出了一种通过特征方程反问题识别翼面弹性支承边界参数的改进方法。新方法以动柔度矩阵特征方程为基础建立以边界内力为未知数的方程，由模态叠加法对可测自由度上不完全的振型拟合获取不可测自由度的振型，从而避免了压缩，又能减少对计算机内存贮量的需求。     

发射箱支承状态的全弹固有振动计算

对发射箱支承状态的导弹进行振动计算，具有十分重要的工程意义。出用大刚度弹簧或大质量来处理发射箱支承类型的约束，用传递矩阵法和有限元法进行计算。计算结果与试验值的比较结果表明，该方法在工程上是可行的。     

舵面-液压伺服机构连接刚度参数辨识

应用特征方程反问题的直接方法对舵面－液压伺服机构连接刚度参数进行了辨识。方法以动柔度矩阵特征方程为基础，通过界面位移求解界面内力，并由模态迭加法通过舵面上可测自由度振型，拟合扩充机构内部的不可测自由度振型，然后由界面位移和内力确定连接部位的刚度参数，对某导弹舵面－液压伺服机构建模，并辨识相应界面的连接参数，结果表明，该方法简便且精度高，为舵面－液压伺服机构的动力学建模和分析提供了有效方法。     

某固体导弹公路运输动力响应分析

根据某固体战术导弹水平支承条件下固有模态的有限元计算结果，采用三维有限单元和导弹结构实体建模，并运用ＡＮＹＳ有限元分析计算了导弹在公路运输环境中的动力响应特性，得到导弹结构动力响应功率谱。所得结果为导弹使用可靠性分析提供了依据。     

运输环境中某战术导弹结构振动特性分析

应用三维有限单元和导弹实体简化模型对一种战术导弹的结构振动特性进行分析，并动用ＡＮＳＹＳ有限元分析程序，计算得到了“自由－固支”条件下，导弹竖立状态的固有模态，取得了与试验和数据基本一致的结果，证明了所建模型物正确性，进而对运输环境中导弹水平支承条件下的固有频率和振型进行了分析计算，所得结果为导弹的使用可靠性分析提供了依据。     

BP神经网络在结构边界参数识别中的应用

针对建立发动机动力学模型过程中,试车台机架结构边界环境的不确定状况,对神经网络在边界刚度识别中的应用进行了研究。以结构模态频率为网络输入,边界X、Y、Z方向的刚度为输出,通过一种增加训练样本的方法大大提高了网络的映射性能,最终的识别结果达到了预期目标,满足工程需要。     

考虑重力影响的太阳翼模型修正方法研究

太阳翼结构地面模态试验时重力导致的几何非线性不能忽略,因此提出了一种考虑重力影响的柔性结构动力学模型修正方法。首先推导了地面环境下结构的切线刚度矩阵,求解广义特征值,得到重力影响下的模态,对试验和计算得到的模态振型进行匹配,并进行参数的灵敏度分析,选取合适的修正参数并迭代求解参数的修正量。以展开锁定情况下的太阳翼组合结构为研究对象,对比研究发现重力对模态频率有影响,采用分步修正策略,依次对单翼板弹性参数和翼板间连接刚度进行修正,研究结果表明本文方法不仅收敛速度较快,且具有较高的精度。     

结构刚度指标统计确定

提供两种方法，确定结构刚度指标。第一种方法是已知刚度变差系数Ｃｆ，确定结构刚度指标。第二种方法是借助卡埃分布表，确定结构刚度指标。这两种方法都能得到满意的结果。文中还列举了许多实例，并指出了需要注意的问题。     

正交各向异性弹体壳段的极限轴压计算(上)

弹体壳段常用金属蒙皮或蒙皮外缠有复合材料做成的圆柱壳和圆锥壳。这种结构一靓都是正交各向异性的，它们常承受轴向压力，在详细介绍极限轴压工程算法的同时，对壳的刚度问题做了具体说明，给出了整密加筋壁板的刚度和柔度计算公式。     

导弹电液伺服机构的一种变结构控制器设计

当参数在一定范围内变化时，为使导弹电液位置伺服系统在多数情况下具有良好的动态性能，提出了一种导弹电液伺服机构的滑动模态控制方法，并进行了计算机仿真。仿真结果表明，变结构控制能保证参数在一定范围变化时，系统有较好的动态性能和跟踪精度。     

应用位移频响函数进行模型修正

应用相关性分析后试验测量所得的位移频响函数对动力学分析模型的刚度矩阵、质量矩阵、阻尼系数进行修正,使修正后分析模型的频响函数与试验测量所得的相一致.该法不仅修正了动力学分析模型频响函数的峰值响应,还很好地修正了分析模型的固有频率,使得修正后模型峰值响应处的频率与试验测量所得的峰值响应处的频率相一致.该法具有明确的物理意义,数值算例表明,此法方便可行,修正结果精确,工程实际意义较强.     

太阳电池阵铰链机构刚度等效方法

组成铰链机构的各铰链均为可活动的部件,给太阳电池阵的建模和分析带来很大难度。文章采取试验测定铰链机构刚度并直接代入太阳电池阵有限元模型的方法,通过与试验对比,确定等效的铰链机构刚度值,可大大提高太阳电池阵的建模和分析的精度     

不完整结构系统刚度可靠性分析

基于结构强度可靠性分析的基础之上，提出了不完整结构(结构系统中有部分元件已失效，但结构未变成机构仍具有一定的承载能力)刚度可靠性的分析方法。该方法考虑了元件因强度失效对结构系统刚度可靠性的影响，以条件概率的形式给出了不完整结构因刚度失效所对应的模式失效概率。并且导出了条件概率所对应的等效安全余量的形式，进而计算在各失效历程中的各失效模式之间的相关性和刚度失效概率。算例表明这样分析符合结构在变成机构之前在使用各阶段刚度可靠性的真实情况，为结构的合理利用起指导作用。     

弹性边界试验获取自由状态频响方法研究

大型柔性航天结构的一阶频率可能低至0.1 Hz,采用自由悬吊方法进行结构自由状态频响测试难以满足要求,因为它要求悬吊频率远低于待测结构的一阶频率。为解决这一问题,文章研究了弹性边界试验方法:对待测结构施加弹性支撑,在分别获得整体与支撑结构频响后,通过频域子结构解耦方法,去除支撑结构对待测结构的影响,以得到待测结构自由状态的频响。试验结果表明,这一方法是可行的,可以考虑进一步应用于实际工程结构。     

航天器中频段力学环境预示的混合线连接建模方法

针对航天器中频段的力学环境预示问题,提出了一种航天器结构混合线连接建模方法。首先应用波动理论推导了波数空间下的线连接动态刚度矩阵,然后通过构造线连接处的位移形函数,采用傅里叶变换技术建立混合线连接模型。提出了模态插值、三角波和Shannon小波三种形函数构造方法,并对三类形函数的优缺点进行了对比。典型结构的仿真结果表明,提出的混合线连接建模方法具有较好的预示精度,可应用于航天器结构的中频段的力学环境预示。     

倍频程准则在星载电子设备结构设计中的应用

在星载电子设备的结构设计中,一般采取局部加强结构刚度来减小其响应,但对有些结构此方法效果并不理想。为减小某单机中关键部件的加速度响应,通过倍频程准则对结构进行优化设计,通过合理弱化支架刚度来降低核心部件的响应。仿真结果表明在弱化某些结构部件的情况下,使得谐振器的加速度响应降低了29%,效果明显。通过弱化非核心部件来减小核心部件的响应,有别于常规的增加整体结构刚度来减小响应,对后续电子设备的优化设计具有一定的指导意义。     

层合复合材料的损伤刚度分析

渐近均匀化方法是一种便于同时求解复合材料细观与宏观性能的有效方法。本文在均匀化方法的基础上，通过层合结构的均匀化基元，建立相应有有限元方法，对层合板进行损伤刚度分析。与其它方法和实验结果的比较显示其具有良好的精度和直观方便的优点。最后应用上述方法对固体发动机壳体材料ＡＰＭＯＣ纤维复合材料的损伤刚度性能进行了分析。     

带挠性附件航天器刚柔耦合动力学

针对有板式挠性附件的航天器，根据几何变形约束法引入有限元方法，用Lagrange方程建立系统的刚柔耦合一次近似动力学方程组。在动力学方程中获得了与大范围刚体运动有关的动力刚度项。仿真结果表明，在柔性体大范围运动时动力刚度项的影响较大，忽略动力刚度项的传统动力学建模方法会给出错误结论。