基于随机振动试验的模态参数辨识

文章介绍了利用随机振动的试验数据进行模态参数辨识的方法。先从理论上证明了从响应数据推导出的传递特性函数可以代替传统的传递函数求出脉冲响应函数,从而直接利用最小二乘复指数法进行模态参数辨识;然后以桁架结构为例,通过随机振动试验数据求得模态参数,并与模态试验的结果相比较,证明该方法的可行性。     

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。     

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。     

分隔贮箱内液体晃动参数的识别方法

分隔贮箱内液体晃动问题可以用一个两自由度非线性阻尼系统予以描述。本文采用等效线性化方法处理非线性阻尼参数，给出了一种利用稳态正弦基础激励晃动试验技术确定分隔贮箱内液体晃动等效力学模型的参数识别方法。方法通过引入晃动模态的频响函数剩余影响的拟合项实现两阶晃动模态的分离识别。数值仿真计算表明，这一方法给出的参数识别结果可以满足工程应用的精度要求     

应用经验模态分解的箱型结构裂纹诊断方法

为获得航天器结构的更多故障信息,文章提出了一种应用经验模态分解对一个两层箱型结构进行裂纹故障诊断的方法。先对该结构进行有限元建模和模态分析,发现结构有无故障均对模态的影响非常小;再对实际结构进行正弦振动试验,对振动响应信号进行经验模态分解,利用固有模态函数构造标识向量,提取用标识向量间的标识夹角作为诊断结构故障的指标。分析结果表明,结合施加给结构的主振方向,利用标识夹角能识别出裂纹的位置和方向。该方法为航天器结构故障的诊断提供了一种新的思路。     

基于不完整正弦基础激励响应数据的模型修正方法

文章直接应用航天器正弦振动试验所获取的结构动力学特性响应数据,开展了模型修正方法的研究。在试验数据不完整时,需进行模型缩聚。首先对比分析了Guyan缩聚和IRS缩聚方法的优缺点和适用范围;然后以缩聚后模型为基础,推导了基于基础激励响应数据的模型修正方法;最后以GARTEUR桁架结构的不完整的基础激励试验数据为基础对归一化的结构参数进行修正。结果表明:IRS缩聚模型修正后对模态频率具有良好的复现能力和预示能力,对响应曲线的修正也得到了明显改善。     

基于模态参数和加速度频响函数的综合模型修正方法研究

文章提出了一种基于模态参数和加速度频响函数的综合动力学模型修正方法.该方法先是利用试验测量所得的模态数据来修正动力学模型的固有频率和振型,然后利用试验测量所得的加速度频响函数对动力学模型进行二次修正,使得修正后模型的固有频率和加速度频响函数与试验测量所得值相一致.该方法综合了模态法和频响函数法,数值算例表明,修正后结果比较理想.     

基础激励下结构模态参数辨识

利用基础激励辨识结构模态参数的方法是一种在空间飞行器的研制中具有工程意义的模态分析方法。文章对这一方法做了较为系统的探讨,推导出了基础激励下频响函数的数学模型。其形式类似于传统方法中相应的公式,因而只需对测量数据稍作代数修改,即可利用现成的模态分析系统进行基础激励下模态参数的辨识。通过计算机仿真、悬臂梁试验及工程实例的综合分析,结果表明基础激励方法在工程应用中具有与其他传统方法同等的可靠程度。     

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.     

利用航天器分舱段振动试验数据获取整器响应的方法

未来大型组合体航天器振动试验可能难以在现有设备上进行,需要进行分舱考核。文章针对此问题开展了利用分舱段振动试验获取整器响应的方法研究。提出的方法为:根据不同界面下模态的映射关系,利用单舱段的振动试验数据辨识出舱段的两端固支模态;采用模态综合技术计算出整器组合体模态参数,拟合出结构的加速度响应传递函数;结合整器的加速度试验条件可以给出整器的试验响应曲线。仿真验证结果表明该方法合理可行,具有工程应用价值。     

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。     

基于PolyMAX法的飞行器工作模态分析技术与应用

飞行器在大气中飞行时经历严酷的力热环境,结构动力学问题显著,而模态特性是分析这些问题的重要输入。传统地面模态试验很难准确模拟飞行环境,而工作模态分析技术能够得到飞行器实际飞行中的模态参数。文章首先简要介绍了工作模态分析技术的背景和发展现状,说明了PolyMAX法的基本原理,然后对飞行器飞行试验测量数据进行了处理和分析,采用PolyMAX法成功识别出该飞行器的模态参数,并进行了模态验证。     

运载火箭模态试验仿真技术研究新进展

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。     

固体火箭发动机试验模态分析技术研究

将固体火箭发动机划分为144个自由度，采用锤击法，单点激励多点响应（SIMO）对其在4种工况下进行了频率响应的测量，应用了多种方法进行模态参数识别和数据拟合，并对其结果进行比较，获得了发动机在各工况1kHz以内的各阶固有频率、振型和阻尼，并对试验模态分析技术在固体火箭发动机试验中的应用进行了研究。     

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。     

大型可展收支撑臂模态试验研究

大型可展收支撑臂具有低频、振动响应非线性的特性,文章对其模态试验进行了详细研究。通过有限元模型分析得到响应点和激励点的位置,采用不同的试验方法实施支撑臂的模态试验,对试验数据进行分析,得到支撑臂前6阶模态的固有频率、模态阻尼和模态振型。结合有限元方法对试验进行对比分析,表明试验结果可靠。该研究成果对太阳翼、展开天线等大型部件的模态试验也具有一定借鉴意义。