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。     

子结构分析的IRS部件动力减缩法的发展

改进的减缩法(IRS)是动力矩阵凝聚的一个新方法。它通过增加附加项(这些附加项能相当好地近似丢弃自由度的质量效应),扩展了Guyan减缩法。IRS法的最初执行是按在系统振型下运算列出的。本文介绍IRS法的扩展,它能精确地处理子结构模型的部件振型。扩展了的IRS法对于进行试验-分析相关的模态评定以建立减缩的试验一分析模型是极为有用的。     

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.     

橡胶隔振器弹性特性分析及结构优化

通过橡胶力学性能试验,获得了建立橡胶超弹性材料本构模型所需的数据,并将试验数据与ABAQUS中不同的橡胶本构模型进行了曲线拟合,对结果进行了对比分析。建立了6自由度动力总成动力学仿真模型,结合能量解耦理论在ADAMS中对悬置系统刚度参数进行了优化。运用hyperm esh对某汽车悬置元件的结构进行了初步优化,然后利用ABAQUS软件对结构优化后的悬置元件的刚度进行了校核计算,计算结果达到了预定的目标。     

基于动力缩聚法的舰艇冲击响应数据扩展方法研究

由于舰艇平台和系统的庞杂和测试系统规模的相对受限,舰艇水下爆炸冲击响应数据总是难以满足需求。基于动力缩聚法的基本原理,对舰艇冲击响应数据扩展方法进行研究。建立舰艇局部结构有限元模型,获取其总质量和刚度矩阵;并将已知冲击响应自由度和待扩展自由度分离,建立两组自由度的转换矩阵,从而将少数测点数据扩展为所关心节点的冲击响应数据。经舰艇水下爆炸冲击试验数据的验证表明该方法可实现试验数据的扩展。     

模态可接受性与纯度比

模态试验已成为当今结构动态确定和解决大多数动力学问题非常流行的方法。本文提出的模态纯度准则适用于不管采用什么激振方法的所有模态数据。模态可接受性与纯度比允许用一个线性比数字描述偏离零的百分比偏差,此地零被定义为纯振型或固有振型在航天飞机模态试验计划中,用这个比值给出模态数据品质的即时可见性,并为某些振型的潜在问题给以实时指导。     

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。     

六自由度运动模拟平台设计与分析

针对实际道路测试周期长、成本高、容易受到恶劣天气影响等问题,设计一种能够用于车载光电跟踪系 统进行模拟试验的六自由度摇摆台。模拟扰动测试,通过六自由度摇摆台提供扰动;对六自由度摇摆台进行结构设 计、运动及频率特性分析。结果表明,该摇摆台能够推导其固有频率与机构刚度矩阵和质量矩阵的关系。     

阻尼结构的子结构模态综合法

本文阐述并研究具有非比例对称阻尼矩阵的结构的子结构模态综合方法。这些方法的研制采用了任一频段的复合子结构振型以及三种不同的振型,即复合的自由-自由振型、悬臂振型和混合振型。为便于计算,用实数表示简化变换方程;采用刚度、阻尼和质量矩阵分块,同时保留低频振型的本征矢量。数字结果证实了这些简化变换方程。     

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。     

惯性平台基座结构的有限元动力分析

本文采用有限元分析法,计算出来某型号平台基座结构的固有频率、振型等模态参数以及动力响应（包括动态位移和动应力）。通过对基座结构变形和应力进行计算,分析其质量是否合理,找出了其应力集中和刚度薄弱的地方;通过对动力响应计算,分析基座结构在一定激励下的响应振幅,由此判断其动特性是否满足要求,为今后型号的改进设计提供理论依据。     

航天飞机1/4缩比模型的设计、制造和试验

本文讨论航天飞机系统1/4缩比模型的设计、制造和动态试验。实施1/4缩比模型的地面振动试验计划,是航天飞机设计验证工作的不可分割的一部分,目的是对航天飞机的四大部件在单独情况下和组装情况下的动态特性提供早期的验证。文章叙述了1/4缩比模型计划的设计和制造阶段的主要情况,并对地面振动试验计划作了概述。文章还介绍并讨论了典型的动态试验数据。对利用1/4缩比飞行器能做的试验,作了概要的说明。     

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。     

一种自紧厚壁圆筒非线性混合硬化模型及残余应力分析

为准确地计算自紧身管强度及疲劳寿命,建立一种能反映其非线性应力与应变关系和包辛格效应等性能的材料本构模型,用以提高残余应力计算精度。基于非线性随动硬化模型,建立一种适用于表征自紧身管力学性能的非线性混合硬化模型,通过数值计算可获得残余应力分布情况;为提高数值计算的收敛速度,结合所建立的材料本构模型和各参量间的弹塑性关系,推导了与本构模型密切相关的一致切线刚度矩阵;为验证该本构模型的正确性,综合运用拉压试验和优化算法确定材料参数,进行了自紧身管残余应力有限元数值计算及分析。结果表明：数值计算的残余应力分布曲线与试验数据基本吻合;建立的炮钢本构关系模型能真实反映自紧厚壁圆筒的残余应力分布情况。     

航天飞机固体火箭助推器1/8缩比动力模型的振动特性

本文报道航天飞机固体火箭助推器贮箱的六个1/8缩比模型的振动试验和分析结果。为具有相当于发射起飞、燃烧中期(最大动压)和接近燃烧末期(熄火)飞行状态的内装固体燃料的铝壳模型取得了固有振动频率和振型形状。文内把纵向、扭转、弯曲以及壳体的振动频率与根据薄壳模型以及有限元板和梁的模型推导出来的分析预计值进行了比较。最低的分析的纵向、扭转、弯曲和壳体振动频率处在实验值的10％范围内。文章同时讨论了阻尼和非对称的两端裙部对固有振动频率的影响。计算了有和没有内压时一个理想化的全尺寸航天飞机固体火箭助推器结构的分析频率,并与1/8缩比模型的结果进行了比较。     

三角形弯曲板单元的六阶谱系形函数及其有关的刚度矩阵

本文在钱伟长给出的三角形弯曲板单元的21个自由度显式形函数和刚度矩阵的基础上,给出了28个自由度的谱系形函数和刚度矩阵。     

炮管振动的有限元分析

本文把炮管处理成圆锥形悬臂梁,其上受有后坐惯性载荷,布尔登(Bourdon)载荷,高速移动弹丸载荷。模型考虑了载体(如坦克、舰艇、飞机等)的平动和转动影响。单元取有4个自由度的一维梁单元,插值函数取三次Hermite多项式。根据达朗贝尔原理和变形体虚功原理导出了梁单元的有限元运动方程,给出了整体质量矩阵、阻尼矩阵、刚度矩阵和节点力列阵的集合规则,编写了该问题的有限元计算机源程序,最后给出了实例计算。     

航天飞机轨道器的静态和动态稳定性分析

利用FLEXSTAB计算机程序分析了航天飞机轨道器的纵向静态和动态稳定性。应用FLEXSTAB系统中的修正方法计算了非线性影响。这一方法是把气动力和压力的试验数据代入线性气动力理论中去。在静态稳定性分析中,研究了处在15.24公里高度、马赫数为0.9的直线飞行(1g)和作拉起机动(2.5g)两种飞行条件下的弹性轨道飞行器模型。计算了在平衡状态下轨道器的静态稳定性参数和结构变形。在动态稳定性分析中,则研究了马赫数为0.3—1.2范围内的俯仰阻尼特性,把在静态和动态稳定性分析中算出的结果与已有的试验数据作了比较。结果表明,由于非线性的影响,必须采用修正技术。计算结果表明,弹性轨道飞行器模型的升降副翼效率和纵向稳定性均比刚性模型的为低。对于刚性和挠性两种模型来说,g值对平衡状态下的解均有很大影响,计算得的俯仰阻尼与实验结果是很一致的。     

多约束状态下UUV推进轴系模态分析

推进轴系是无人水下航行器(UUV)动力装置的关键功能部件,具有大功率、复杂扭矩的特点,其动态特性直接影响到潜行器的水下辐射噪音。采用有限元法得到推进主轴的矩阵形式动力学方程,利用Hypermesh建立推进轴实体模型,对轴承以CELAS1弹簧单元建模。根据轴承型号计算轴承的径向刚度,并作为推进轴系模态分析弹簧单元的刚度参数。以RADIOSS在多约束条件下进行推进轴系的模态分析,获得了推进主轴的固有频率和振型。分析结果可以为推进轴系的响应分析提供重要的模态参数,同时也为结构的优化设计提供了理论依据。     

通过在单个点上的动力试验来识别结构模态参数

本文论述一个具有任意粘性阻尼和振动频率几乎重合的结构在单点动态试验后进行模态参数的识别问题。阻尼值不一定很低,并且不采用可在保守结构固有振型的基础上使阻尼矩阵对角线化的限制条件。结构数学模型的迁移率-位移函数系数是利用理论值与实验结果的最小二乘配合来计算的。建立了误差的变分公式,以此通过使形式为J(Z)=1\2(AZ,Z)-(b,z)的二次泛函取极小值的方法来估价未知的系数。式中,A和b分别是实验数据的非负定矩阵和矢量函数:Z代表要识别的系数矢量。然后,把识别出的迁移率一位移函数分解成有理分式就可得到模态系数。本文列举了按模态试验结果来识别的一些例子,以说明该方法在困难情况了评价结构模态特性的精确值的情况。