结构动力逆特征值问题及其解法

1.如果一个结构业已给定,那么由于现代计算技术的发展和许多新的数值方法的提出,总可以比较精确地计算出它的固有频率和模态形状。国内外已经研究出大量这方面的通用程序和系统。但是,解决其反问题,即确定一个结构使其具有事先给     

阻尼振动系统复特征解的摄动分析

当振动系统的质量矩阵和刚度矩阵作小修改时,不重复求解大型广义特征问题,在初始的模态坐标变换基础上,用矩阵摄动法给出修改系统的振动频率和振型;然后利用修改系统的振动频率与比例阻尼参数求出修改系统的阻尼比。工程算例表明,这种方法计算简单,具有较高的精度。     

求解结构动力反问题的逆特征值方法

设计一个结构,使其具有事先给定的频率和（或）振型,这类结构动力反问题有重要的应用和理论价值。本文提出了求解它的逆特征值方法,并给出了数值例子。算例一说明:逆特征值方法的计算精度要比反摄动法高得多。经过实验验证的算例二表明:计算值、目标值和实验值十分吻合。     

跨声速机翼的设计计算方法

本文介绍一种三维跨声速机翼设计计算方法,它以跨声速小扰动理论为基础,以给定的压力分布与分析计算的压力分布之差作为目标函数,应用Green定理建立起目标函数与机翼剖面形状修改量的线性代数方程组,从而求解出翼剖面的修改量,加到原来机翼各剖面上,再用分析计算程序计算,经过多次的反复,就可以达到设计目标。本方法的特点是分析计算程序与设计程序相对独立,只作小量修改就可联合使用。本文介绍用此方法设计的两个算例,说明设计结果是好的,计算机时与其它方法相比是大大缩短了。     

非比例阻尼系统动力修改的摄动分析

讨论了对非比例阻尼振动系统作小修改时,其复频率和复振型的摄动分析方法。当振动系统的质量矩阵、刚度矩阵和阻尼矩阵有较小修改时,不重复求解大型复广义特征问题,在已知初始系统复模态参数的基础上进行复模态坐标变换,用矩阵摄动法给出修改系统的频率、阻尼比和复振型。算例表明,将这种方法用于非比例阻尼振动系统的动力修改,计算简单,费用经济,精度较高,因此是一种行之有效的分析方法。     

模拟退火算法和POD降阶模态计算在翼型反设计中的应用

在翼型反设计中用模拟退火算法作为寻找目标函数极值的优化算法;对翼型流场的计算采用基于正交分解(Proper Orthogonal Decomposition-POD)的降阶模态,这种方法可以降低流场反复计算所需的大量机时。本文将二者结合,并应用到翼型反设计领域,对几个给定翼型压力分布反求翼型表面。计算结果表明本文方法是可行的,且优化算法具有全局优化和鲁棒性强等特点。此外,本文提出了用扰动翼型函数的方法形成POD降阶模态中的快照,利用这些快照形成的基模态,拓展了加鼓包函数方法的表达范围。     

基于ANSYS Workbench的可伸缩机翼的模态分析

<正>气流扰动容易造成机翼的弯曲变形、扭转变形甚至损坏~([1-2])。每一个结构都有其固有频率,为了防止可伸缩飞行汽车发生共振而导致可伸缩机翼变形,因此有必要对可伸缩机翼进行模态分析~([3-4])。进行模态分析有许多好处:可以为结构设计提供指导使其避免共振,或者可以使结构以特定的频率振动~([5])。对可伸缩机翼进行模态分析,可以获得可伸缩机翼在各阶频率下的模态,获得振动频率与应变之间的关系。本文采用ANSYS Workbench对可伸缩     

面向弹道优化的高超声速再入飞行器模态稳定性分析

为研究高超声速再入飞行器沿弹道的自由扰动运动的稳定性，考虑大气密度随高度的变化和引力梯度，建立了高超声速无动力再入纵向动力学小扰动线性化方程，然后获得转移矩阵和特征方程，在此基础上进行沿弹道的纵向模态分析。利用二次曲线及基于类型函数和形状函数（CST）的方法提出升力式高超声速飞行器气动布局，并采用工程估算方法获得飞行器气动特性数据。针对最大射程、最小射程和跳跃弹道等典型再入弹道进行沿弹道的模态稳定性分析，得到高超声速再入弹道高度模态、沉浮模态和短周期模态稳定性沿弹道的变化特征。从稳定性的角度，对弹道优化提出建议：应避免所设计的弹道产生太大的跳跃，即使是牺牲一些射程上的性能，因为跳跃会使短周期模态和沉浮模态产生更多的不稳定特征根。     

针对局部非线性问题的混合坐标模态综合法

非线性动力系统模型的计算效率问题是结构动力学领域中的重要研究课题。提出了一种针对局部非线性问题的混合坐标自由界面子结构模态综合方法。根据局部非线性系统的特点,将结构按照线性部分与非线性部分进行分割。线性部分子结构可以通过模态坐标转换到模态空间。在对线性部分进行减缩的过程中考虑了剩余柔度的影响,并通过构造一组与低阶模态关于系统矩阵加权正交的向量组,解决了子结构含有刚体模态时剩余柔度矩阵无法计算的问题。非线性部分子结构则保留原有的物理坐标。通过界面协调关系,采用自由界面方法得到系统混合坐标综合方程。最后,通过数值算例验证了所提出方法的有效性。     

结构动力学拓扑优化局部模态现象分析

使用拓扑优化技术进行结构自然频率最大化设计时的主要问题是结构空洞区域可能出现的局部模态现象。采用刚度矩阵和质量矩阵求解动力学特征方程,通过算例分析了结构密度差异、惩罚因子对自然频率和模态的影响以及局部模态现象产生的原因。结果表明,由于实体各向同性材料惩罚函数法(SIMP)使用了指数惩罚因子,空洞区域的密度与刚度差异远远大于实体区域,导致空洞区域局部模态的产生。分析了局部模态的产生过程,给出了结构自然频率和模态相对实体-孔洞区域密度的比值以及惩罚因子的变化趋势。同时,基于传统体胞微结构均匀化等效模型方法,提出了描述结构空洞区域的多种体胞微结构,计算证实这些微结构形式均可有效地避免局部模态的发生。     

含转动连接的平面梁结构连接刚度修正

研究含转动连接的平面梁结构连接刚度的修正方法,将连接处看作扭转弹簧,基于变分原理推导出连接处的刚度矩阵。假设连接刚度随转角变化的表达式,以实测参考频率和计算频率的误差作为判据,给定初始刚度值并通过迭代修正刚度值,使其满足判据要求。     

基于频率反演结构刚度

实际结构的连接刚度一直是有限元建模的难点。在结构动力分析中,需要先做模态试验,确定低阶模态的频率和振型,再依据测试结果,调整有限元模型的连接刚度,修正计算模型,使数值计算结果更加接近实际情况。反演是一种修正计算模型的有效方法,建立适当的反演模型,能够根据测试的模态数据反演出需要修正的连接刚度。     

基于有限元方法中粱模型的形状修改算法(英文)

形状修改和变形在几何造型、计算机图形学和产品概念设计等领域起着重要的作用。运用有限元方法中粱模型的理论,本文提出了一种新颖的基于物理的形状修改方法。通过在已定义的局部坐标系上创建横截面为圆形的粱结构,将初始几何体整体或局部地嵌入到粱中。在其节点上施加外部载荷如集中力和力偶,可计算出节点位移。此外,根据形函数矩阵可插值出粱的挠度,轴向变形以及扭转角度。因此,作为粱的一部分,可改变几何体的形状。本文的方法线性、简单、快速,可实现拉伸、弯曲、扭转和削尖等变形效果。最后本文提供了大量的应用实例,表明该方法在几何造型和外形设计中具有潜在的应用前景。     

基于改进型UDVT分解的单频整周模糊度快速解算

 基于全球定位系统(GPS)快速定位中观测矩阵的病态性特点和Tikhonov正则化原理,研究了单频整周模糊度快速解算的改进方法.基于奇异值扰动理论,研究了改进型UDVT分解算法,即利用病态观测矩阵构造新的矩阵,然后化为上Hessenberg形式的三对角矩阵,利用移位QR算法得到精确的奇异值,避免了因较小奇异值发生较大抖动而使正则化矩阵出现不稳定的情况;在分析法矩阵病态性特点的基础上,设计了改善正则化矩阵的构造方法.实验结果表明,与传统最小二乘降相关平差(LAMBDA)算法和Tikhonov正则化-LAMBDA法相比,新算法能更有效地改善法矩阵的病态性,只利用3～5个历元即能实现模糊度浮点解的快速解算及其固定,且结果可靠,浮点值更加接近真实值.     

加筋壁板大开口结构稳定性分析及试验验证

为了研究加筋壁板大开口结构的压缩承载极限问题,规划了两组具有不同设计参数的试验件进行了静力试验,并同时采用了线性特征值法以及非线性的弧长法对其压缩极限进行了对比分析。在采用弧长法分析时,引入了模态扰动技术,而且考虑了材料的弹塑性性质。计算结果与试验的对比表明:针对复杂结构稳定性问题,屈曲特征值法具有较大局限性,而结合模态扰动的弧长法对这种复杂的加筋壁板类结构压缩极限的分析精度较好。通过分析给出了加筋壁板大开口结构设计的一些建议。     

压电双晶片悬臂梁结构用于结冰探测的研究

 采用一种压电双晶片悬臂梁结构作为结冰探测的传感元件,使用有限元方法(FEM)计算其在有水附着与结冰两种状态下的谐振频率变化,同时使用Agilent 35670A动态信号分析仪与传统的传输法进行实验测量,通过误差对比检验计算结果的正确性,并找出谐振频率的变化与压电梁局部质量和刚度等结构特征改变之间的联系,发现随着结冰的发生以及厚度的增加,相应的局部质量和刚度的改变对谐振频率的综合影响多变。针对压电双晶片悬臂梁结构的特殊性,采用一种反馈法接线进行测量,并与传输法测量结果以及FEM计算结果进行比较,证明这种测量方法的准确性。最后根据计算与实验测量结果确定合适的工作模态,总结整个结冰过程对该模态谐振频率的影响。结果表明,压电双晶片悬臂梁结构用于结冰探测是可行的,它能够准确检测出不同结冰状态对其结构特征的影响,并且结构简单、便于测量。     

航空发动机控制问题研究中飞行包线区域的划分方法

根据矩阵扰动分析理论,分析了发动机进口参数的扰动对发动机模型状态系数矩阵特征值的影响,并在此基础上进行了飞行包线区域划分,在应用这一方法得到的飞行区域内,发动机模型的结构参数摄动量可以在指定范围内变化,计算结果也表明该分区方法是正确的。      

直升机试飞纵向稳定性分析技术

直升机稳定性试飞，受到诸多因素如大气扰动，驾驶员技术水平，测试仪器精度等的影响，其结果往往比较分散，求解直升机纵向稳定根，本质上就是求解一组纵向微分方程组。本文运用小扰动理论，通过对纵向受扰运动方程组的线化和降阶处理，用标准特征矩阵表示纵向运动方程组，从而转化成求解特征矩阵的特征根问题，直升机气动导数模型不考虑旋三个自由度对总导数的影响。     

结构型吸波材料电磁特性的预测

 根据强扰动理论,本文推出了一致取向均匀颗粒媒质等效本均矩阵的计算公式。研究了单一结构和复合结构吸波材料电磁特性的计算方法。文中给出了几种典型材料等效介电常教的计算结果。     

基于灵敏度分析的结构动力模型修改

本文基于灵敏度分析和Taylor级数展开式提出了一种参数型结构模型修改方法。为了改进模型修改精度,本文从能量的观点出发引入一权矩阵,并给出模型修改方程的加权最小二乘解。数字算例表明本文方法具有很好的精度,并且在利用结构模态试验数据进行修改方面具有较好的适应性。