试验-分析模型减缩方法的比较

将有限元模型的质量和刚度矩阵减缩为试验-分析模型(其自由度对应于模态测试加速度计的位置)的方法有几种,这里比较了其中4种——静态减缩法(Guyan法)、改进的减缩系统(IRS)法、模态减缩法和复合式减缩法的精确性和完善性。用两个算例进行了比较:一个一般航天器的简单有限元模型与模拟试验数据的比较和一个大型航天结构的预示有限元模型与相应的模态测试结果的比较。算例研究表明,减缩过程的质量是一不取决于具体减缩法的问题,任一减缩法并不明显优于其他方法,但改进的减缩系统法对静态法作了改进,复合式减缩法对模态减缩法作了改进。本文在每种减缩法之后还介绍了理论性内容。     

大型结构系统的动态模型验证

如航天飞机或其主要部件这样大型的结构系统的有限元模型包含着具有几万个自由度的几千个有限元素。通过一系列的静态减缩把质量和刚度矩阵转换成依然包括几百个自由度的坐标减缩集之后,便可完成预示结构频率和振型形状的动态分析。本方法论的目的有二个:(1)处理取自模态测试试验或慢速正弦扫描试验的试验数据,提取其一组与动态模型相应的试验数据匹配良好的正交振型,以及(2)通过修正动态模型的质量和刚度矩阵的子矩阵来调整模型,使其与试验数据有最佳的配合。本方法是利用供在CDC计算机上计算用的线性统计序列估计量实施的。解决了有关航天飞机1/4缩比振动试验数据和动态模型的验证问题。本文还将讨论获得这些数据的一般方法论和经验。     

转移轨道级的模态测试

转移轨道级是一个把航天飞机有效载荷转移到高地球轨道或星际轨道的上面级。为了进行耦合载荷分析需要对转移轨道级有限元模型进行试验验证。这个模型必须满足航天飞机边界条件。这些条件在各平动方向制约五个界面耳轴。由于转移轨道级尺寸以及设计、制作一个能代表航天飞机边界条件的夹具所需的费用与时间等原因,应用模拟自由一自由结构试验。由于未使用耳铀,测出0～50Hz自由-自由振型的相关度不能使耦合载荷分析模型完全有效。为了使这部分模型有效,选择残余柔度法。这个方法测出航天飞机边界条件所有约束位置的频响函数。尔后调整有限元模型,使之与自由一自由振型和剩余柔度项一致。本文介绍了剩余柔度法与模态试验结果,并描述了相关过程和获得有效载荷模型的方法。     

飞船结构系统辨识与动力鉴定的模态评定试验

模态评定试验逐渐成为飞船结构鉴定过程的一部分,因为它能对动力有限元分析确定的主振型参数进行实验检验。另外,它能辨识结构阻尼,阻尼数据是飞行载荷可靠性计算必须的参数。本文评述了包括相位共振法和各类相位分离法在内的现代模态评定试验的当前技术发展水平。讨论了模态评定试验结果在飞船结构动力特性鉴定中的使用,重点讨论分析结果和实验模态数据的相关。最近几年,由于采用测量的模态数据修改有限元模型极需有一个方便的方法,故对这方面的工作引起了极大的兴趣。     

附加质量计算方法中的尺度效应及对结构振动计算的影响

水中结构的附加质量与结构的排水量是在同一量级,所以附加质量对水中结构动力特性的影响不能忽略。对于三维结构,目前有三维有限元方法及一些简化方法,可以考虑附加质量与结构耦合的影响。三维有限元方法需要建立庞大的水域模型,计算工作量较大。简化的分析方法主要是以附加质量面密度的方式,将流体附加质量施加于结构上,来考虑流体对结构的影响,但简化方法可能会对结果产生影响。为研究上述不同方法对水中结构动力特性分析的影响,对不同附加质量计算方法对水中结构三维振动计算的影响进行了分析研究。理论分析和算例都表明,将附加质量等效为面密度的简化方法存在尺度效应,导致计算结果不准确,同时简化方法不能体现流体对三维结构振型的影响。本文采用三维附加质量矩阵的方法,可以较好地反映流体对三维水中结构动力特性尤其是振型的影响,是除三维有限元方法外能够有效分析水中结构动力特性的一种方法。     

结构动力学试验的数字数据采集与分析

本文叙述为满足振动、冲击、撞冲和模态评定试验以及为适应一般外场试验要求而设计的数字数据采集与分析系统。该系统具有把买来的和自己研制的部件组合起来的特点。有两个多通道的数据采集系统:一个是安装在环境试验室的系统,它有12个用于一般类型信号的并联输入通道,120个用于经模拟式同相一正交分析器预处理的正弦信号输入通道;另一个系统是模态评定试验系统的一部分,它设计有448个输入通道,能同时处理几个有64个通道的数据组。变形图形以及总的指示器值的实时显示有效地保证了手动模态调节。现有可用的模态分析软件的扩展,可把模态参数选择为待求的,或者也可指定为已知的。这一特点增加了系统的分辩能力。并且避免了不完善数据的错误解释。另一扩展是能够根据局部测量的响应函数计算单个刚体自由度的响应函数。这就给深入地了解刚体结构部件的动力特性提供了手段,而且使振型数据更加完善。在数据处理系统中还有一个分析子结构耦合程序,它有助于扩展试验能力以及获得最佳化试验特性。     

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。     

航天飞机固体火箭发动机的模态判定和试验-分析相关

能否用有限元模型精确地描述推进剂特性是工程师们研究航天飞机固体火箭发动机动力响应所关心的问题。通过试件试验确定的推进剂特性的不精确性使人们决定对航天飞机固体火箭发动机的独立段进行模态判定和模型相关。用多路输入法激励和确定惰性段及活性推进剂段的壳体/推进剂振型。这些试验在确定高阻尼的挠曲振型时非常成功,出现数对频率间隔小于2%的这种振型。应用这种先进的相关技术使人们能够在完成实验后两个星期内修正有限元模型使之和试验结果相一致,并且对精确地验证推进剂材料特性增加了置信度。     

航天飞机固体火箭助推器试验段的纵向振动特性

本文论述航天飞机固体火箭助推器(SRB)试验段的轴对称纵向振动振型。文章解释了为进行此项动态分析所采用的方法,并规定了有限元模型采用NASTRAN计算机程序的情况,对SRB的短试验段进行了带和不带试验夹具的两种分析,来估算试验段的纵向动力特性,并证明可以利用一台100,000磅(442,822牛顿)力的激振器来试验确定这些振型。SRB试验段的分析结果表明试验夹具对试验结果可能有的影响。同时介绍了在推进剂里面可利用恒定力和恒定加速度振动控制得到振型和响应位移值及应变值。     

基于XFEM与Cohesive模型分析PBX裂纹产生与扩展

利用扩展有限元法(XFEM)分析PBX-9502带孔板状试件在整体压缩下由局部裂纹萌生到裂纹扩展全过程的开裂破坏机理。采用应力状态相关的强度面、非关联流动法则及Cohesive模型,描述了材料在复杂应力状态下的非线性本构行为以及材料的破坏行为。进行了数值模拟结果与美国洛斯阿拉莫斯国家实验室(LANL)试验结果的对比。结果表明,含孔洞的平板在整体压应力环境下孔洞周围产生局部拉伸应力,这种拉伸条件导致局部裂纹萌生。数值模拟的裂纹发展趋势与试验结果相吻合,包括裂纹时程的整体走势和拐点、启裂时刻、裂纹初期扩展速度等。基于扩展有限元方法和内聚模型法,可模拟高聚物粘结炸药(PBX)含能材料的裂纹萌生、扩展。     

基于模态试验的特种车驾驶室有限元模型修正

基于驾驶室模态试验进行有限元模型的修正,将仿真-试验的模态频率误差及振型的模态置信准则(Modal Assurance Criterion,MAC)矩阵作为优化目标,以提高仿真模型的准确度。通过试验模态自相关分析确定试验结果真实可信,结合MAC贡献量分析的结果得到仿真-试验模态的MAC矩阵;针对模态频率和MAC值做灵敏度分析,共同确定优化关键参数,选择序列二次规划优化算法,获取参数修正值及准确的有限元模型。修正后的模型,在频率和振型上均与试验结果达到更好的一致性,符合工程要求,为动力学分析奠定基础。     

基于模态相关性和模型修改的发动机整机模态分析

建立了发动机实体和有限元模型,介绍了计算模态分析和模态相关性分析的一般方法与理论.对某发动机整机进行了计算模态分析,得到其计算模态频率以及相应的振型.通过试验得到试验模态频率及振型,对所建立的试验和计算模型的模态相关性进行了计算和评估,得到计算和试验模态间的MAC矩阵及各自由度上的Co-MAC结果;利用模态相关性结果,修正原始有限元模型,从而提高了其模拟实际结构的精度,并为基于此有限元模型的更高精度动态分析模型的建立奠定了基础.     

阿特拉斯-半人马座-探测者运载器的横向弯曲动力学实验

为确定阿特拉斯-半人马座-探测者运载器的横向弯曲动态特性,进行了一系列的全尺寸动态试验。为能很好地实验确定弯曲振型频率范围内的运载器的动力响应特性,试验是在模拟若干飞行时间条件下进行的。测量的参数有弯曲振型频率、阻尼,振型及响应的线性度。测得的弯曲振型频率范围从2.59到31.9赫,测得的平均阻尼值为临界阻尼的2.0％。振型很好确定,低频振型是连续的,但高频振型出现了不连续性。在所采用的激振范围内,模态响应是非常线性的,只在俯仰和偏航轴之间出现很小的不对称性。还测量了三个振型的不同响应点的相位关系。     

基于振型面积差最小的导弹动力学模型修正

以导弹动力学模型修正为研究背景,建立基于结构试验振型数据的具有多阶振型面积要求的动态修正设计方法,通过导弹模型动力学修正实例,证明提出的基于振型面积差最小的结构动态修正设计方法在工程实际问题中合理可行,修正后的模型在试验频率、振型数据方面具有较高的相符度,实现模型参数的有效修正。     

准动态坐标缩聚法

对Ｋｕｈａｒ动态变换进行一系列简化后，获得了不依赖频率的坐标减缩关系，以此建立了准动态缩聚法。这种方法引出的缩聚特征方程呈线性。这样的方程既容易求解，又在相当程度上计入了惯性力的影响，从而明显提高了减缩模型的精度。     

土星V-发射脐带塔1/40缩比动力模型的振动特性

本文介绍了土星Ⅴ运载火箭及其脐带塔1/40动力模型弯曲振动试验的结果。还介绍了这些结构(单个结构和装在发射台上作为一个整体结构)的横向振动响应特性。文章确定了在频率10至300赫(相当于全尺寸结构的0.25至7.5赫)范围内的振型、共振频率和阻尼值。所给出的数据是在运载火箭加注推进剂和不加注推进剂这两种模拟质量条件下取得的。本文对模型作了说明并对在设计中应用的缩比方案作了讨论。本文列出了运载火箭和脐带塔1/40缩比模型头四个悬臂振型及其频率。在第一个共振情况下,塔在同它的对称平面不一致的平面内响应。整个结构的试验结果表明,尽管火箭和塔的悬臂振型处于低频范围内,火箭和脐带塔之间的耦合作用在高频时仍很强,而在低频(60赫以下)时则很弱。     

阻尼系数的精确计算

共振试验的“峰幅”法中,振动的总振幅是对应频率或(频率)~2画出的。此法对大阻尼系统和自然频率密集的系统不可靠(对于这二种系统,Kenney 和 Pancu 建议使用矢量图。)但对大多数系统,这种方法仍可以给出近似的共振特性。注意这种峰幅图分析的最大困难之一是判别所给峰的共振振型分量和非共振振型分量。本文描述了一种分析峰幅的方法,假定:     

成败型可靠性最后增长模型及导弹可靠度评定

本文对成败型可靠性贝叶斯方法、广义伯努利过程参数估计方法和可靠性逐步增长模型进行了较系统的研究,并应用来估计导弹的飞行可靠度,分析了这些方法的使用条件和优缺点。作者还推导出了一个新的数学模型,即成败型可靠性最后增长模型,它是可靠性逐步增长模型的发展,既保留了该模型的优点,又扩展了使用范围,用来评定导弹定型试验阶段的可靠度,效果很好,能充分利用研制阶段的试验信息,解决试验发数少的不足,提高了评估的置信概率。文章给出了我国八种海军战术导弹定型试验阶段的飞行可靠度估值。     

GPS/IRS组合式导航系统的设计方法

安装在商用惯性基准系统(IRS)里的GPS接收机样机的研制与试验目前已经完成。1986年的飞行试验验证了机动飞行时的动态性能、在低信噪比环境下的工作情况、以及使用BIOCK I GPS卫星,典型精度为20～30m,卫星仰角为零度时的工作情况。还验证了高度和时钟辅助的作用。用GPS与IRS组合设计方法克服了惯性系统许多公认的缺点(包括无界位置误差和自动驾驶仪的初始化)以及单独的GPS的缺点(例如不良的卫星轨道几何关系,动态噪声和卫星遮拦)。本文阐述GPS/IRS组合在一起的优点以及设计方法,本文还总结了GPS接收机样机的一些试验结果。     

矢量阵两类阵处理方法研究

矢量阵扩展法阵处理实现了矢量阵与声压阵在形式上的统一,但在模型上对于振速对阵列性能影响的物理意义不够明晰。针对这一问题,分析扩展法阵列数据协方差矩阵构成,通过分块矩阵方法推导常规Bartlett波束形成方位谱表达式,实现了与矢量阵组合法阵处理的形式统一,使其具有清晰的物理含义,分析了扩展法不具有扩展孔径增益的原因,计算机仿真和湖试试验验证了理论分析结果。