海防导弹的振动模态试验

多年来,海防导弹的振功模态试验不仅广泛地应用正弦激振方法,同时还成功地把多点脉冲激振方法运用于大型复杂的导弹结构,这在国内尚属首次,突破了目前国内仅能把脉冲激振用于中小型结构状态。本文从理论到试验、定性定量地分析了我们的试验中所出现的各种现象,将其归纳分类,并给出了分析问题的方法,进而使我们找到海防导弹结构形式、导弹内部成件和外部部件等与振动形态之间的关系,由此我们可概括出海防导弹可能产生的几种振动形式,从而可使我们在结构设计之初和模态试验之前就可预示该结构的振动形态;文中阐述了结构质量和刚度对固有振动特性的影响紧紧依赖于结构振动形态这一重要关系,为此可利用这一特点来达到各种技术要求;我们也可从振动形态的分析中来检验结构设计的合理性。所以本文可指导结构设计人员如何根据振动要求和结构振动特性进行结构设计、再设计和结构优化。     

火箭振动模态转角的试验测定

本文比较了火箭振动模态转角的相对和绝对测量表示法。通过分析和火箭模型的试验证实两种表示方法的一致性。讨论了由子结构转角频响函数实测值,预测组装结构的模态转角问题,并用典型物理梁作了模态转角试验综合的原理性验证。结论是用响应对外力的频响函数表示火箭的模态转角更合理些。     

结构模态试验分析方法概述

引言一个新产品的研制过程可分设计、加工制造和使用三个阶段;而产品设计的流程又可分为方案论证、初步设计、技术设计和设计验证四个步骤。在整个研制过程中,会遇到许多技术问题,其中有不少问题的决断是要通过结构动态分析来解决。例如:动载荷分析、响应预示、结构的柔性对控制精度与稳定性影响、乘员品质、使用寿命以及振动控制(消振与隔振)等问题。必须确保最终产品在满足指定的使用品质的前提下的可靠性和经济性。结构动态分析的理论基础是结构动力学,用它来研究输入的振动冲击环境、结构的固有动态特性和     

用传递函数试验方法确定运载火箭结构模态参数

本文以运载火箭为例,阐述了通过传递函数(随机激振)求模态参数的方法。由传递函数的虚频、实频、相频曲线识别出固有频率、固有振型、模态阻尼比、模态刚度和横态质量等参数,并与传统的正弦调谐激振法求得的结果进行了比较,最后讨论了两种方法的优缺点。     

振动环境试验中的结构模态参数识别

振动环境试验中的测点加速度响应与台面加速度响应数据之比,可以被看作结构频响函数的加权和。因此,可以将加速度传递率作为被测结构的一个“广义频率响应函数”来提取结构的模态参数,如固有频率、阻尼比。求解广义频响函数时,根据加权最小二乘法构造目标函数,并通过遗传算法迭代,得到结构的固有频率、阻尼比。应用此方法对某卫星的振动试验数据进行模态分析,得到的结果与模态试验结果一致。     

利用约束试验提取自由结构模态参数的方法综述

对试验边界条件转换的一类子问题——从约束试验数据提取自由结构模态参数的理论方法进行了归纳、总结和评述,讨论各个方法的优缺点及其适用性,并对该领域仍然存在的问题和今后的工作重点进行了展望。     

根据导弹模态试验结果诊断其结构缺陷的方法

通过对结构模态试验结果的分析，可以获得许多结构上的信息，从而为结构设计的改进提供依据。本文通过对导弹的模态试验结果的分析，发现了导弹结构的内部缺陷，从而说明了对模态试验结果理论解释的重要性。文中详细推导了主结构带有分支质量的模态公式，从理论上阐述了导弹的非寻常模态试验结果产生的原因。这一分析方法可以用于非导弹结构的模态试验结果。     

基础激励结构的试验模态分析

阐述了基础激励结构的试验模态分析理论和原理,引进了结构响应和界面力方程。给出了结构约束状态和自由状态下的结构响应与基础激励之间的关系式。讨论了界面力的直接和间接测量方法。用一个四自由度集中参数模型对两种方法进行了原理性试验验证。     

法国国家航空研究院实现的结构振动试验方法

为了在最困难的情况下确定结构的动力特性(正态振型或传递函数),法国国家航空研究院(ONERA)根据自己的需要研制了一个大型的振动试验设备,而且试验方法较之以前也有进一步发展。虽然这些方法基于线性假设,但是法国国家航空研究院研究部可以提供把这些方法推广到常常不完全是线性的实际结构(出现于摩擦或刚度非线性)上去的经验。叙词(NASA标准词头):结构分析—结构动力分析—结构振动—振型(驻波)—强迫振动—振动试验—共振试验—干摩擦—静摩擦—轻型飞机—滑翔机。     

一种根据模态试验值修改结构参数的简便方法

本文提出一种根据模态试验值修改结构参数的新方法。用少量几个试验模态参数修改结构参数,根据矩阵的级数展开,保留其一阶小量,使结构参数更准确地反映真实构件。所得出的公式简单,并且其修改后的结构参数能准确地同试验值拟合。     

识别结构模态参数的Prony方法

该文讨论利用多点自由衰减响应测量数据识别结构模态参数的Prony识别方法。为了解决噪声干扰情况下的参数估计有偏性和定阶问题,采用了扩阶特征矩阵法的思想。文中对Prony模态参数识别方法的理论和实施过程进行了阐述,并应用Prony方法对某仪器舱模型进行了模态参数识别。     

空间正弦试验方法--一种新的模态试验方法

本文介绍一种新的模态试验方法———空间正弦试验法,对试验方法进行理论推导,给出模态参数识别的具体方法,讨论方法的成立条件和特点,对模态试验程序提出建议,指出一条模态试验的新途径。     

复杂结构振动试验有效性分析

针对目前振动台试验中的"过试验"和"欠试验"现象,以星箭系统级结构简化缩比模型及卫星结构简化缩比模型为对象,从简单模型基础激励下的理论分析出发,研究了单卫星振动试验时界面响应及星上振动响应与系统级试验的差别,探讨了振动台试验出现天地不一致的原因及其合理应用范围。     

基于模态滤波器的智能空间桁架结构独立模态控制方法

采用现代模态滤波器技术和最优控制理论和研究智能空间桁架结构的独立模态空间控制方法。仿真结果表明，按本文提出的控制策略，完善地解决了传统ＩＭＳＣ控制中的状态解耦问题，从而使ＩＭＳＣ方法不再局限于简单，低自由度数的结构动力控制，对于智能空间结构，实施ＩＭＳＣ方法也是可行并且有效。     

结构界面约束的模态参数变换方法

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。     

振动模态分析系统的进展

本文根据作者的实地见闻,收集的资料和直接使用与开发的经验,综合评述了近十年来发展十分迅速的振动模态分析系统的进展,并将现有各种模态分析系统划分为四种类型,分别对其构成、性能和特点作了分绍。     

从约束试验数据提取自由结构模态参数

本文为“从约束试验数据提取自由结构模态参数”提出了一个有力的方法。它仍以试验信息与理论信息相结合为基础，但它不像某些方法依赖理论信息过多，造成工程应用中的误差可能较大；同时，它又不像另一些方法依赖试验信息过多，从而导致方法在工程中实施起来异常困难。数值模拟表明，本文方法是可行的。     

模态试验原理

1 引言近年来振动工程师对研究结构振动的基本试验方法增长了兴趣。首先,似乎这是一种奇怪的趋向,因为同一时期里目睹着理论方法也有着惊人的发展,其原理是基于有限元方法,也许会使人误认为这新的技术会导致实验测试不必要。然而,实践表明,情况并非如此,其一部分原因是某些结构振动在理论上无法进行分析,另一部分原因是能够被理论预示的特     

利用NASTRAN和模态试验修正结构有限元分析模型

本文介绍了一个轴压圆柱形薄壳的模态试验结果以及利用MSC／NASTRAN计算壳体非线性模态的结果。同时,还介绍了利用NASTRAN和模态试验数据修正结构有限元分析模型的方法,结果表明,对于本文研究的壳体,经过NASTRAN设计优化模块的处理,前6－8阶自振频率的有限元计算结果与试验结果相对误差的均方根值约降低50％。     

高超声速飞行器结构热模态试验国外进展

高超声速飞行器在巡航/再入阶段受到严酷的气动加热效应,极高的温度及温度梯度,改变飞行器结构热物理参数和力学性能,导致结构弯曲、扭转刚度下降,颤振安全边界降低,影响飞行器结构的可靠性。热环境下的结构模态特性,作为反映气动加热对结构影响的重要参数,在指导、验证此类飞行器的设计中具有重要意义。20世纪中期以来,NASA Langley、Dryden等研究中心分别针对金属和复合材料壁板、X-15翼舵、X-34发动机喷管等结构开展热模态试验方法研究与试验验证,近期Dryden研究中心针对X-37方向舵开展热模态试验的探索研究。系统综述了国外开展的热模态试验方法、试验设施和试验结果,总结热模态试验中的工程问题和研究方向,对于国内热模态试验技术的发展、飞行器结构高温性能评估等均具有重要的指导意义。