基于振動環(huán)境試驗(yàn)數(shù)據(jù)的結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)識別.pdf

1、衛(wèi)星和飛船整體及艙段結(jié)構(gòu)的力學(xué)試驗(yàn)分為動力特性分析試驗(yàn)和力學(xué)環(huán)境模擬試驗(yàn)兩類。實(shí)驗(yàn)?zāi)B(tài)分析及參數(shù)辨識是衛(wèi)星結(jié)構(gòu)動力特性研究、響應(yīng)分析、模型修正等方面的主要手段；衛(wèi)星結(jié)構(gòu)動力學(xué)環(huán)境模擬的考核試驗(yàn)大致分為下述四種：振動試驗(yàn)、沖擊試驗(yàn)、噪聲試驗(yàn)和靜力試驗(yàn)，分別模擬發(fā)射的主動段時星箭耦合界面的隨機(jī)振動環(huán)境、火工品爆炸沖擊、整流罩氣動噪聲激勵以及穩(wěn)態(tài)飛行時的加速度環(huán)境。其中，隨機(jī)振動、爆炸沖擊和低頻噪聲激勵等動力學(xué)環(huán)境的模擬試驗(yàn)一般由振動臺試驗(yàn)來

2、完成。上述振動臺試驗(yàn)和模態(tài)分析兩類試驗(yàn)從力學(xué)原理、分析手段、測試儀器、數(shù)據(jù)處理等都有著一致的實(shí)驗(yàn)過程和相似的技術(shù)要求。然而，由于實(shí)驗(yàn)?zāi)康牡牟煌鸵恍┚唧w技術(shù)的阻隔，這兩類試驗(yàn)一直是各自獨(dú)立、平行發(fā)展的技術(shù)環(huán)節(jié)，沒有得到應(yīng)有的融合和集成。90年代以來，國際上關(guān)于力限控制的振動臺試驗(yàn)技術(shù)已臻于成熟，不但為降低試驗(yàn)過程中的過載荷、更加真實(shí)地模擬主動段動力學(xué)環(huán)境奠定了基礎(chǔ)，而且為利用振動臺試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行結(jié)構(gòu)模態(tài)分析與參數(shù)辨識提供了理論背景和可行性

3、保障。本文深入研究了振動臺力控振動理論和技術(shù)，并在此基礎(chǔ)上，提出了航天器(衛(wèi)星和飛船)振動環(huán)境試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)識別的理論公式和試驗(yàn)方法。 首先，本文建立了由振動臺和被測結(jié)構(gòu)組成的力學(xué)模型，突破了以往利用基礎(chǔ)激勵進(jìn)行分析的研究模式，得到了被測結(jié)構(gòu)的各測點(diǎn)響應(yīng)和振動臺臺面響應(yīng)之間存在的只與被測結(jié)構(gòu)動力學(xué)特性相關(guān)的傳遞關(guān)系。將響應(yīng)之間的傳遞關(guān)系作為系統(tǒng)頻率響應(yīng)函數(shù)的加權(quán)表達(dá)式，從而使得振動環(huán)境試驗(yàn)數(shù)據(jù)能夠進(jìn)行模態(tài)分析，完成了固

4、有頻率、振型和模態(tài)阻尼比等模態(tài)參數(shù)的辨識。其次，與以往的相關(guān)研究相比，本文首次將力控數(shù)據(jù)應(yīng)用到模態(tài)參數(shù)識別。當(dāng)?shù)玫奖粶y結(jié)構(gòu)與振動臺臺面之間界面力的測量值時，響應(yīng)之間的傳遞關(guān)系則可以作為系統(tǒng)頻響函數(shù)的等效表達(dá)式，進(jìn)而辨識出完備的模態(tài)參數(shù)。對于以上結(jié)論，本文提供了仿真算例和相關(guān)試驗(yàn)，驗(yàn)證了理論的準(zhǔn)確性和技術(shù)的可行性。此外，由于本文主要利用了力控試驗(yàn)數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，因此對力控技術(shù)以及該技術(shù)要解決的過試驗(yàn)現(xiàn)象也進(jìn)行了理論分析和試驗(yàn)驗(yàn)證。最后，對于