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为了制定有效载荷设计和验证所需要的低频振环境条件,需要通过耦合动力分析给出有效载荷与运载火箭连接界面的加速度响应。本文利用自由界面模态综合技术研究有效载荷/运载火箭的耦合分析问题,给出了连接界面分别为刚性连接和弹性连接民政部下计算有效载荷界面加速度响应的子结构模态综合方法的两种形式。 相似文献
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盘算尖响函数综合技术导出了用耦合频响函数和无有效载荷的运载火箭界面加速度响应表示的有效载荷/运载火箭耦合动力分析的频域方法,给出了以自由界面的运载火箭模态分数放自由界面或固定界面有效载荷模态参数构成的耦合频响函数表达式。 相似文献
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全尺寸航天器振动台多维振动试验的天地一致性研究(上) 总被引:1,自引:0,他引:1
《强度与环境》2015,(1)
地面振动试验中的全尺寸航天器响应与在天上全箭振动时的航天器响应是否一致的问题,即振动试验的天地一致性问题在文中得到分析。通常,航天器振动试验方法无法同时反映航天器在天上全箭振动时航天器和运载火箭(简称器箭)界面的加速度条件和器箭界面的安装边界条件,因而无法保证其实验结果的可靠性。针对这一问题,在文中指出,对于全尺寸航天器而言,如果让航天器和振动台(简称器台)界面的加速度等于在天上全箭振动时的器箭界面的加速度条件,就能同时自动满足航天器器台界面安装边界条件,由此就能求得全尺寸航天器在振动台振动试验中的解析解,精确等同在天上全箭振动中航天器振动响应。首先应用动态实验仿真技术,导出天上全箭振动响应模型及其解析解,包括:器箭界面的加速度条件和航天器内部加速度响应。然后让全尺寸航天器与振动台的界面加速度等于全箭振动中导出的器箭界面加速度条件,由此就能对全尺寸航天器振动台多维振动试验进行仿真,给出在振动台振动试验中全尺寸航天器响应的解析解结果,可以证明在振动台多维振动试验中全尺寸航天器响应的解析解等于在全箭振动中航天器响应的解析解。这一研究成果,为采用全尺寸航天器振动台多维振动试验方法来精确再现在天上全箭振动中航天器多维振动力学环境提供了完整的理论依据和实践指导。 相似文献
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全尺寸航天器振动台多维振动试验的天地一致性研究(下) 总被引:1,自引:0,他引:1
地面振动试验中的全尺寸航天器响应与在天上全箭振动时的航天器响应是否一致的问题,即振动试验的天地一致性问题。通常,航天器振动试验方法无法同时反映航天器在天上全箭振动时航天器和运载火箭(简称器箭)界面的加速度条件和器箭界面的安装边界条件,因而无法保证其实验结果的可靠性。对针对这一问题,于全尺寸航天器而言,如果让航天器和振动台(简称器台)界面的加速度等于在天上全箭振动时的器箭界面的加速度条件,就能同时自动满足航天器器台界面安装边界条件,由此就能求得全尺寸航天器在振动台振动试验中的解析解,精确等同在天上全箭振动中航天器振动响应。首先应用动态实验仿真技术,导出天上全箭振动响应模型及其解析解,包括:器箭界面的加速度条件和航天器内部加速度响应。然后让全尺寸航天器与振动台的界面加速度等于全箭振动中导出的器箭界面加速度条件,由此就能对全尺寸航天器振动台多维振动试验进行仿真,给出在振动台振动试验中全尺寸航天器响应的解析解结果,可以证明在振动台多维振动试验中全尺寸航天器响应的解析解等于在全箭振动中航天器响应的解析解。这一研究成果,为采用全尺寸航天器振动台多维振动试验方法来精确再现在天上全箭振动中航天器多维振动力学环境提供了完整的理论依据和实践指导。 相似文献
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讨论刊用子结构模态试验结果获取组合结构模态参数的试验模态综合技术。在子结构界面刚性连接的条件下,基于实模态理论导出了频响函数综合方法的模态坐标形式的综合方程。通过对不可测量的高阶漠态的频响函数展开式的近似分析,证明了时域试验模态综合方法和频域试验模态综合方法的内在统一性。分析表明:时域和频域试验模态综合过程的实现的关键问题是连接界面自由度的合理简化。 相似文献
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用简便的方法导出了改进的自由界面部件模态综合法的计算公式。当捆绑结构的连接刚度决定后,导出的动力特性方程式,很容易用分析和实验结合方法对捆绑结构进行动力特性的研究。算例给出了连接刚度变化对捆绑结构固有频率的影响. 相似文献
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根据新一代运载火箭CZ-5及其动力学相似缩比模型的助推支承、两个弯曲模态主方向的模态参数有显著差别的特点,推导了火箭地面风载荷在模态主方向的非定常气动弯矩系数,给出了非定常气动弯矩的计算方法,并通过坐标转换,得到风轴气动弯矩系数的计算公式。将非定常气动弯矩系数中与动特性有关的参数统称为动态弯矩因子,从而统一了所有类型火箭的地面风载荷非定常气动弯矩系数的计算公式。此外为简化助推器支承火箭地面风载荷的试验方法,给出了气动加速度和位移系数的计算方法,提出了加速度因子和动态位移因子的概念。通过对CZ-5缩比弹性模型的动特性和弯矩因子的计算,分析了支承筒和不同构型模型的影响,并根据各阶弯曲模态对应的不同响应因子的变化,证明了地面风载荷试验只计及一阶模态的合理性。建议采用弯矩和位移测量数据分析非定常气动系数,不宜直接采用加速度数据计算气动系数。 相似文献
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根据新一代运载火箭CZ.5及其动力学相似缩比模型的助推支承、两个弯曲模态主方向的模态参数有显著差别的特点,推导了火箭地面风载荷在模态主方向的非定常气动弯矩系数,给出了非定常气动弯矩的计算方法,并通过坐标转换,得到风轴气动弯矩系数的计算公式。将非定常气动弯矩系数中与动特性有关的参数统称为动态弯矩因子,从而统一了所有类型火箭的地面风载荷非定常气动弯矩系数的计算公式。此外为简化助推器支承火箭地面风载荷的试验方法,给出了气动加速度和位移系数的计算方法,提出了加速度因子和动态位移因子的概念。通过对CZ.5缩比弹性模型的动特性和弯矩因子的计算,分析了支承筒和不同构型模型的影响,并根据各阶弯曲模态对应的不同响应因子的变化,证明了地面风载荷试验只计及一阶模态的合理性。建议采用弯矩和位移测量数据分析非定常气动系数,不宜直接采用加速度数据计算气动系数。 相似文献
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水下附加质量及阻尼的试验研究 总被引:1,自引:0,他引:1
潜射导弹在出水过程会承受由于空泡溃灭带来的脉动压力,这种脉动压力会引起弹体结构较大的动态响应和动态载荷,弹体结构在水下的模态特性和阻尼特性直接影响出水动载荷和动响应的大小。基于动力学相似模型,采用释放法分别开展了柱体结构在空气中及在水中的模态试验,采用Hilbert变换在时域中对振动衰减信号进行处理,给出了速度加权的平均频率和平均阻尼比。通过干、湿模态参数的比较和分析,获得了水对结构运动的影响参数,水中一阶弯曲振动的阻尼比约为3%,附加质量系数约0.5,刚体运动的附加质量系数约为1,试验研究结果可用于结构响应的分析和计算。 相似文献
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结构界面约束的模态参数变换方法 总被引:1,自引:0,他引:1
试图对以试验模态分析的结果作为参考基进行不同边界条件之间的结构模态参数的变换问题进行一些探讨。给出了利用自由界面的结构模态参数得到固定界面和弹性连接界面的结构模态参数的计算方法,并讨论了参数变换方法应用的有关问题。 相似文献
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本文根据直接识别和模型修正技术并通过矩阵广义逆概念导出了在非完备测量模态下也适用的试验模态边界条件变换的矩阵公式,得出了三种实用的自由边界的等效“试验”模型(指约束结构动力试验所对应的自由-自由状态的等效试验模型),从而可根据约束结构动力试验结果获取自由-自由状态的动力特征参数的“试验”结果。本文是动力分析模型与试验一致性(或相关)方法在结构或构件自由模态萃取中的应用,适合于从约束程度较大的约束结构获取自由结构模态。文中在讨论部分就三种等效模型的精度在理论上进行了分析、比较并提出了改进措施。 相似文献
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基于外吊挂刚体假设,建立直升机-刚体吊挂耦合非线性动力学模型,刚体模型的外吊挂引入了额外的自由度和额外约束,使原来的9阶直升机非线性动力学方程增加到19阶,并通过小扰动假设进行线性化。利用延拓方法对直升机-刚体吊挂系统在不同的飞行速度下进行配平,与直升机单体飞行的实验数据以及直升机-质点吊挂系统的计算结果进行对比,分析带刚体外吊挂的直升机与无吊挂和质点吊挂模型平衡状态的差别。采用差分法计算刚体吊挂假设下直升机的运动模态,并分析加入外吊挂后对直升机稳定性的影响。结果表明,刚体外吊挂给系统引入5个新的运动模态,其中吊索摆动的两个运动模态是稳定的,而吊挂姿态运动的3个运动模态不稳定,同时吊挂的引入使得直升机运动的短周期模态和滚转模态变得不稳定,严重影响了直升机的飞行品质。 相似文献
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运载火箭贮箱流固耦合分析方法综述 总被引:1,自引:0,他引:1
主要介绍了流固耦合的一些基本概念和分类。针对运载火箭贮箱流固耦合问题,介绍了几种分析方法:包括广泛用于运载火箭贮箱流固耦合分析应用的解析法、线性有限元法和有限元-边界元混合法,用于类似问题分析的模态综合法,以及当前常见且可以用于运载火箭贮箱流固耦合分析的FEM-CFD耦合法、半数值半解析法、非线性瞬态响应法,总结了各种方法的特点和适用性,并提出了运载火箭贮箱流固耦合分析需要进一步研究的一些方向。 相似文献