力限振动试验技术进展综述

力限振动试验技术在国外航天飞行器振动试验中广泛开展,主要目的是减轻或抑制振动试验中的过试验现象。介绍了力限振动试验技术的国内外进展情况,并回顾了解决振动试验中抑制过试验的＼方法,重点针对力限振动试验条件设计方法中力限谱的设计方法及力限参数获取方法方面,对力限振动试验技术进行了综述。最后,对力限振动试验技术的应用前景进行了展望。     

基于纯随机激励的热模态试验技术研究

考虑热影响的结构模态试验技术研究对高空高速越层飞行器的飞行安全具有重要的意义,主要介绍了基于纯随机激励的热模态试验技术,并以一个三角翼的热模态试验为例,阐述了热模态试验原理、方法,最终获得了三角翼的前四阶振动频率随时间变化的规律,为高空高速越层飞行器结构振动特性验证打下了坚实的基础。     

舵面热模态试验技术研究

介绍一种改进的热模态试验方法,采用振动台基础激励技术和激光测振仪非接触测量方法,对舵面的热模态特性进行测试,获得了一阶弯曲频率和扭转频率随加热时间和温度的变化规律,该技术具有较好的应用价值.     

导弹公路运输模态试验研究

对某型号特种车辆进行模态试验的研究,分别采用了敲击法模态试验、路障冲击试验和跑车试验三种方法对特种车辆模态参数的识别进行了尝试。同敲击法识别结果对比发现：路障冲击试验识别出的2、3阶固有频率分别降低了15%和0.8%,跑车试验识别出的1至3阶固有频率分别降低了55%、29%和9%;从整车的振型来看,导弹公路运输低频段主要以刚体模态为主。通过研究解决了导弹公路运输模态试验方法的正确应用问题,可为相关领域内导弹公路运输模态试验的研究提供参考。     

大型复杂结构中试验模态综合的应用技术研究

本文概述了动态子结构法及试验模态综合技术的发展状况，分析了采用动态剩余模态的试验模态综合技术所产生的误差。进行了减小误差差因素的相应理论研究。研究了结构主模态归一化过程中试验数据修正以论质量矩阵修正，研究了试验实测的动态剩余模太怕非线性修正。通过航天运载器实际应用，证明本文提出理方法及手段是正确和有效的，它对该技术成熟的应用于大型复杂结构，解决全结构动力学试验面临的困难方面作了踏实而富有意义的工作     

基于子空间算法的对称结构重频模态识别

针对飞机等对称结构的重频模态较难识别的问题,在随机子空间算法的基础之上,利用空间投影的性质和响应点位置间的几何关系,分离对称耦合模态,建立对称模态响应和反对称模态响应Hankel矩阵,实现单独利用响应数据识别重频的对称和反对称模态。最后通过仿真算例表明,改进后的方法成功提取了重频模态的振型,避免了传统算法识别结果的中的振型耦合,同时提高了对称模态中固有频率和阻尼的识别精度。     

获取约束边界结构有效模态质量的一种方法——广义模态约束反力法

在力限振动试验复杂TDFS方法研究中,提出了一种带约束边界结构有效模态质量的获取方法—广义模态约束反力法。针对具有约束边界的结构,从其整体分块动力学方程出发,对其进行了详细理论推导,获得由各阶模态频率及对应的广义约束反力来计算各阶有效模态质量的理论方法。最终通过一端约束的悬臂梁的有限元计算结果说明了该方法的有效性。     

从自由试验提取边界具有弹性支承的约束结构模态

作者曾对“从自由试验提取约束结构模态”所提出的动柔度法，仅适用于刚性支承情况。在工程中，弹性支承状态是常见的，为此，本文重新建立了这一情况下，约束结构试验模态的提取方法。该方法具有普遍性，因为当支承刚度很大时，由本文方法可得到刚性支承下的结果；当支承刚度很小时，便可获得工程中用橡皮绳悬吊结构后所测得的自由－自由试验模态；当支承刚度为零时，本方法可提取到纯粹的自由－自由模态。总之，当支承刚度为任何值时，本方法都能提取到相应约束结构的满意试验模态参数。这些表明本文算法是非常的稳定，这一点对于工程应用是至关重要的。     

自然激励下的运载火箭时变模态参数获取技术研究

新一代运载火箭在靶场加满液氢和液氧推进剂后,由于安全因素无法开展传统的有源激励模态试验,为了提高发射稳定性,必须获取运载火箭全状态下的模态参数.基于结构振动响应的互相关函数与单位脉冲函数具有相同数学构架的前提,采用改进模态自然激励技术(NExT-LSCE-LSFD)对风激励下采集的时域数据进行识别,获得了火箭加注过程中...     

加框圆柱形薄壳的模态计算与试验结果分析

利用大型结构分析系统ＮＡＳＴＲＡＮ和微机静动力分析程序ＰＡＬ２计算了自由－自由中长加框薄壳的动力特性,并用ＤＡＳＰ数据采集和处理系统对壳体进行了模态试验。结果表明：前３０阶的理论计算结果和试验测量结果的一致性是令人满意的。     

虚拟质量法在运载火箭模态分析中的应用

针对液体燃料对火箭结构的模态影响,提出采用虚拟质量法进行模态分析。首先建立了一个贮箱模型,分析了液体对结构模态的影响;然后利用该方法对一个带有液体推进剂的助推器进行了模态分析,并与集中质量法计算结果进行了比较。计算结果显示,采用虚拟质量法计算时由于液体的存在结构的频率会降低,而且虚拟质量法和集中质量法在模拟液体推进剂对结构横向一阶频率的影响时有较好的一致性,结果证明虚拟质量法作为一种模态分析方法可以为设计人员提供参考。     

锥壳结构动态特性试验分析

为得到某锥壳构件的动态特性进行了模态试验,对得到的频响函数通过最小二乘复指数和多参考最小二乘复频域等方法进行模态参数识别,识别结果与有限元计算结果进行比较,得出了锥壳结构的动态特性,通过比较识别结果,说明了模态识别方法的适用性。     

基于实验模态分析的航空电子机箱振动特性研究

论述了使用实验模态分析方法对某型号航空电子机箱测量频响函数的全过程;通过参数识别方法获得了产品的模态,进而确定了产品的振动特性;最后,使用有限元软件工具对产品FEA模型进行了动力学仿真分析,将仿真结果与模态实验结果进行比对,并修正了产品的有限元模型。     

基于Hilbert变换的模态密度获取研究

提出了在试验获取模态密度时引入Hilbert变换来提高精度的方法,使用两种方法在不同边界条件下对一块薄板的模态密度获取进行了试验研究,这两种方法分别是加速度原点频响函数虚部平均值法和引入Hilbert变换平均值法。并将两种方法的获取结果与数值计算结果进行了对比分析。结果表明,引入实测加速度原点频响函数的实部Hilbert变换求解模态密度时,平均样本数目增加了一倍,比仅用实测加速度原点频响函数的虚部计算的结果更接近于理论和数值计算结果。     

固定小翼颤振激励系统激励力建模研究

通过基于双时间方法求解非定常欧拉方程得到固定小翼激励力源数据,分析了这种新型颤振激励系统工作原理,对固定小翼新型颤振激励系统工作原理的分析,建立了激励力简化计算模型。可实现M=0.3～0.5飞机稳定飞行状态下激励力载荷计算,大大简化了计算过程,精度足够满足工程分析,可满足试飞数据实时处理的需要。     

非经典粘性阻尼离散系统随机振动响应分析

为了解耦非经典粘性阻尼离散系统随机动力方程,本文引进"复模态对位移"(Paired Complex Modal Displacement-PCMD)的概念,用以表示复模态及其共轭复模态的配对位移。基于这一新概念,给出了非经典粘性阻尼线性离散系统的解耦分析,由此构成一个在随机激励作用下随机响应分析的简洁方法。另外,还采用了虚拟激励法进行功率谱密度矩阵分析,与传统方法进行响应的功率谱密度矩阵分析相比,这一方法大大提高了随机振动分析的效率。     

环境激励下运输类飞机颤振试飞技术研究

介绍了两种类型运输类飞机基于自然飞行大气环境激励下的颤振试飞的测试技术、飞行技术、数据分析技术和部分试飞结果.试飞证明虽然利用此类激励获得的结构响应信号幅值较小,但是在多输入多输出系统振型分析基础上,实现了小幅值信号密集模态的准确识别.