基于ARMA-NExT的飞行器工作模态辨识技术研究

基于飞行实测遥测数据,研究了使用工作模态辨识方法辨识飞行器系统的模态参数。详细介绍了ARMA-NEx T工作模态辨识理论基础,梳理了模态辨识的关键步骤和实施方法,最后通过两个算例研究了工作模态辨识。结果表明:第1个算例是针对某一小段时间的遥测数据,辨识系统的模态参数,包括模态频率、阻尼比和振型;第2个算例针对较长时间的遥测数据,辨识系统的模态频率随时间变化的规律。     

结构热模态试验数据处理的工程方法

针对热模态试验中结构的模态参数随时间发生变化,常温模态试验的参数识别方法不再适用于热模态试验数据的处理的问题,对时变结构模态参数识别方法进行研究,提供了一种工程化的方法。在成熟的时变结构模态参数识别方法及工程化软件研制成功之前,利用＂时间凝固法＂得到系统在每一时刻的伪模态参数,并进一步分析得到伪模态参数随时间和温度的变化规律与范围,可以作为时变结构模态参数的工程近似解。     

基于飞行模态辨识的飞行器弹性运动计算模型选择研究

通过对比分析了飞行器机动飞行时动载荷数值计算结果和辨识结果,对弹性运动的计算模型进行了验证分析。首先,详细介绍了飞行器的弹性运动模型和结构动力学模型,并简要介绍了模态特征系统实现算法(Eigensystem Realization Algorithm,ERA)环境激励模态辨识方法的理论。其次,计算分析了由于操作机构作动引起的飞行器整体动载荷,研究了两种激励力计算方法间的区别。最后,基于工作模态辨识理论和实测振动数据,辨识了飞行器的动载荷,对计算结果进行了验证。通过研究,发现弹性运动计算模型是介于增量模型和绝对量模型这两者之间的。     

基于EMD的某火炮身管模态参数识别

现阶段火炮模态参数识别都是以快速傅里叶变换(FFT)为基础,信号必须平稳且是严格的周期信号;通常情况火炮工作状态下的信号是非平稳信号;经验模式分解(EMD)方法是一种新的非平稳的信号处理技术,EMD方法在处理非平稳信号时相对其他方法有相当大的优势;首先对某火炮身管在有限元分析软件中建模,分别在有约束和自由状态下对身管进行模态识别;然后用EMD方法对相关数据进行处理,得到身管的模态参数(频率、阻尼比、刚度矩阵、阻尼矩阵、质量矩阵),并与有限元分析方法得到的结果进行对比、分析;数值仿真证明了EMD方法在火炮领域的可行性和有效性.     

枪托连续冲击作用下的人体参数辨识

针对枪托连续冲击作用下人体系统参数随时间变化的特点,提出了一种人体物理参数辨识方法。该方法通过正交化经验模态分解和Hilbert变换构建输入和输出信号的解析信号。通过推导含参数变量的解析信号方程并计算求解获得人体参数随时间的变化曲线。表面肌电实验结果证明了该方法的有效性。辨识结果表明,该方法获得的连续冲击作用下人体等效刚度和等效阻尼参数曲线与生物学知识相符,具有重要意义。     

基于泛函序列时变自回归滑动平均模型的弹箭时变模态参数递推估计方法

随着弹簧系统朝着大型化、高速化、智能化发展,飞行状态下弹箭系统的固有特性对整体结构的影响不可忽视。针对弹箭在飞行状态下的时变模态参数辨识问题进行研究,基于泛函序列时变自回归滑动平均（FS-TARMA）模型,提出一种时变模态参数的递推估计方法。该方法采用墨西哥帽小波基作为TARMA模型时变系数的空间基底,并借鉴于无结构化TARMA模型递推估计思想,将投影参数矩阵视为振动响应数据长度的变量,实现了投影参数矩阵的递推估计。通过有限单元法建立阿里安V号芯级运载火箭时变有限元模型,对所提方法进行验证。结果表明：递推辨识方法与传统批量算法相比,在辨识精度上,3阶模态频率辨识结果最大相对误差在5%以内;在计算效率上,递推辨识方法的计算时间缩短了9.38倍。     

战术导弹内部分支结构动力学建模

基于模型导弹的结构参数,通过有限元方法计算了6种建模方法对应模型的模态,研究了导弹内部分支结构动力学建模的6种方法对全弹模态计算结果的影响.研究发现:考虑分支结构对全弹刚度的影响时,模态计算结果与试验结果较接近;另外细化考虑导弹对分支结构的约束效果时,模态计算结果最接近试验结果.     

基于信号分解的防御弹制导律辨识方法

针对飞机对敌方防御弹制导律辨识的问题,提出一种对相对运动信息进行经验模态分解并采用支持向量机分类的辨识方法。建立了防御弹和飞机的相对运动模型,并根据典型作战场景构建了防御弹可能采取的制导律模型集。针对雷达测量的防御弹与飞机间的视线角速度及距离变化率信号,采用经验模态分解算法对其进行信号分解,提取并构建不同制导律的特征能量带。建立“一对一”多分类支持向量机模型对不同制导律的特征能量带样本进行分类,从而实现制导律的辨识。仿真结果表明,本研究提出的基于经验模态分解算法和支持向量机模型的制导律辨识方法能够以较高精度实现对样本集中制导律的辨识。     

基于灵敏度分析技术与优化设计的导弹模型修正方法

基于灵敏度分析技术与优化设计技术,提出导弹模态参数修正的新方法。首先提出模型修正的新方法,给出某型导弹的有限元模型,计算其模态后,发现计算结果与实验辨识结果相差较大。选定需修正的材料参数,建立导弹结构的灵敏度分析模型和Matlab优化设计模型。最后,运用给出的模型修正方法对结构进行模态参数修正。结果表明,修正模型的计算模态与实验值吻合较好,验证了模型修正方法。     

商用大力神双有效载荷舱模态试验及模态相关

双有效载荷舱组件由马丁·马丽埃塔宇航集团研制,它可使一枚大力神运载火箭发射两个单独的有效载荷。双有效载荷舱设计的验证包括地面模态试验,用来和有限元载荷模型进行相关比较。正如许多航天结构的模态评定一样,技术目标包括用传统的正交目标确定45Hz以下的所有主振型,并用正弦激励检验线性。这一计划的主要目标是在最短的时间内完成模态试验和模型相关,以支持载荷分析验证工作。这部分工作必须在第一次飞行前完成,因此进行试前分析、模态测定和一系列相关此较必须用先进且有效的方法。模态试验和模态相关在马丁·马丽埃塔宇航集团支持下由结构动力研究协会(SDRC)完成。详细的试前分析工作完成了所有传感器位置的确定和激励(驱动所关心的振型)位置的选择,所以全部试验在3天内就完成了。对大多数由载荷引起的主振型,试验结果与试前分析预示结果符合得很好。与模型的最终相关结果得出所有主振型的试验与分析频率相差在4％范围内;交叉正交值为0.90或更大。     

射流侵彻运动薄板扩孔规律研究

反应装甲干扰射流过程实际上就是射流与运动薄板相互作用过程。根据射流侵彻薄板的主特点,应用Szendrei公式,得到了射流侵彻静止薄板扩孔规律,并在该模型基础上,推导在高速射流作用下运动飞板孔径随时间的变化规律,与数值计算结果一致。     

热振环境下纤维增强悬臂复合薄板振动响应分析与验证

采用理论与实际相结合的方式,研究了热振环境下纤维增强悬臂复合薄板的振动响应。建立了热振环境下纤维增强悬臂复合薄板的理论模型,并考虑基础激励载荷的影响,利用双向梁函数法求解获得其振动响应。基于常温下测试获得的固有频率、阻尼比和模态振型来修正理论模型,以准确获得弹性模量、损耗因子等材料参数,并利用修正后的复合薄板理论模型来计算振动响应。搭建了热振环境下该类型复合薄板结构的振动测试系统,并以TC500碳纤维、树脂复合薄板为研究对象,进行了实际测试。测试结果表明,热振环境下悬臂复合薄板振动响应计算结果与测试结果的误差在1.4%~12.5%之间,进而验证了所提出的理论分析方法正确性。     

盘式制动器噪声、振动与声振粗糙度特性的复模态评价

建立了盘式制动器非线性有限元模型,分析了复模态,从振型、频率、负阻尼比、模态耦合、模态应变能等多维度评价其噪声、振动与声振粗糙度特性。结果表明：不同参数从不同角度都能反映模型模态的不稳定性;模型在1~15 kHz范围所有频段存在不稳定模态,且在1~3 kHz和12~13 kHz频段复特征值实部大,负阻尼比高,模态稳定性差;不稳定模态容易与相邻模态发生耦合,发生制动噪声概率大。     

反爆炸反应装甲串联爆炸成型弹丸匹配设计方法

针对反爆炸反应装甲(ERA)串联爆炸成型弹丸(EFP)成型设计问题,建立串联EFP引爆能力、分离时序和侵彻能力的理论条件。采用ERA引爆判据、EFP速度衰减理论和侵彻理论,分析形状、质量比和速度差对引爆能力、分离时序和侵彻能力影响规律。基于作用场时间τ_e≤1 500 μs的 典型ERA,在飞行距离H≤1 000(为装药口径）时,获得串联EFP成型特征的必要条件,其中：球-杆组合型,前后EFP直径比d_f/d_r≤1.09,前EFP质量与总质量之比0.17f/m≤0.40,前后EFP速度差Δv≥150 m/s;杆-杆组合型,d_f/d_r≤1.09,0.20≤m_f/m≤0.65,Δv≥166 m/s. 对一种球-杆形串联EFP开展反ERA联动实验,采用高速摄影系统观测得到前后EFP分离飞行、前EFP击爆ERA以及后EFP侵彻靶板过程,验证了该设计方法和必要条件的正确性。     

爆炸反应装甲作用场下近炸引信作用距离计算模型

为有效毁伤装甲目标,有必要考虑如何尽可能规避爆炸反应装甲作用场。针对爆炸反应装甲和破甲弹结构特性及作用机理,建立一种基于坦克炮低伸弹道的近炸引信作用距离计算模型。根据模型几何关系确定出破甲弹与爆炸反应装甲的极限交会距离,进而推出一级近炸引信作用的合理距离。运用该模型以某型破甲弹为例,推出极限交会距离的理论值以及一级近炸引信作用距离与弹丸速度的关系。爆炸反应装甲威力场试验表明,极限交会距离的安全临界值与其理论计算值基本吻合,由此计算模型推导出的引信作用距离具有较高精度,对工程设计具有一定的指导意义。     

降低加速度信号粘连的传感器二次封装材料

针对战斗部高速侵彻多层硬目标时,时域内出现的加速度信号粘连影响引信计层准确性的问题,提出通过传感器二次封装降低侵彻计层信号粘连,而选择灌封材料的原则是提高振动模型的阻尼比;弹性模量相对较高、阻尼系数与刚度系数比值较大的灌封材料可以获得更高的阻尼比;仿真及试验表明：与石蜡相比,用环氧树脂灌封使振动模型阻尼比增大,战斗部高速侵彻多层硬目标时加速度信号衰减迅速、信号粘连程度降低,实现引信计层准确性的提高。     

钨合金性能对爆炸加载下断裂模式的影响

研究钨合金动态抗拉和抗剪强度对爆炸加载下破片宏观断裂模式的影响。结果表明：运用断裂力学应力状态理论,分析应力状态与材料性能综合作用对钨合金爆炸加载形成的破片宏观断裂模式影响,分析结果与实验结果相符;用动态拉剪强度比以表征钨合金材料的脆性,在实验条件下,随着材料”值的减小,材料的脆性增加,破片正断比例线性递增。     

基于改进粒子群算法的旋转弹气动系数快速辨识

为了准确、快速地辨识旋转弹主要气动系数,建立了一个基于改进粒子群算法的气动系数快速辨识模型。该辨识模型以四自由度修正质点弹道模型为基础,以最小标准欧几里德距离为辨识准则,利用弹丸自由飞行试验测得的速度和转速数据,可同时辨识出弹丸的零升阻力系数、升力系数导数、极阻尼力矩系数导数以及马格努斯力系数导数。利用某155 mm旋转弹仿真所得的弹道数据对提出的气动辨识模型进行验证。结果表明:与气动系数理论值相比,零升阻力系数、升力系数导数与极阻尼力矩系数辨识值的平均相对误差较小,当马赫数在0.8～1.25范围内马格努斯力系数导数相对误差约为30%～50%,但马赫数在1.25～2.7范围内其误差较大; 根据气动系数辨识值计算出的弹道数据与仿真弹道数据相比,射程在26 km时相差约为8 m,速度变化完全一致; 相比于标准粒子群算法,提出的改进粒子群算法具有更快的收敛速度。