摘要：为了快速计算航天器结构中动静载荷叠加的响应,需要在后处理时针对载荷进行组合负载。本文针对火箭薄壁加筋舱段结构的爆炸分离阶段进行了包络仿真研究,提出了基于模态数据进行坐标变化的快速动静载荷叠加响应算法,并采用数值积分方法进行求解,发现动静载荷叠加中若忽略相位的影响会导致航天器结构设计方案安全裕度较高的结果。本文对比了商用软件与基于模态的快速动静载荷叠加算法的响应计算结果,结果表明,计算结果基本一致但后者具有速度快、效率高的特点。本文还结合爆炸分离的载荷时序进行不同相位差、不同时间差下的多参数动响应优化。

摘要：如何提高结构动力学性能的鲁棒性,以减小各种不确定性因素对设计结果的影响是当前学术界和工程界研究和关注的热点问题之一。该文阐述了结构动力鲁棒优化设计的基本概念,从基于Taguchi的方法、基于多目标优化的方法和基于响应面建模的方法三个方面对结构动力鲁棒优化设计的研究进行了综述。以双转子为例,从结构的动力响应要求出发,采用响应面建模、多目标优化的方法进行了设计并与采用Taguchi方法得到的结果进行比较。结果表明,基于响应面建模、多目标优化的方法能够获得多个具有鲁棒性的设计方案,在处理具有不确定性的结构动力学问题时有着很大的应用潜力。最后,对当前方法和后续研究内容作了简要总结和展望。

摘要：为了获得能够替代航空发动机转子原型进行动力学试验的模型,提出了发动机转子系统试验模型的动力学相似设计方法。采用相似理论推导了转子系统缩比模型的动力学相似准则,继而建立缩比模型与原型的动力学相似关系。通过动力学优化方法对转子缩比模型的动力学等效模型进行修正,目标函数由固有频率、临界转速和振型组成。以双转子发动机高压转子系统的动力学相似设计为例,通过有限元仿真对设计方法的有效性进行了验证。结果表明,在设计转速范围内,动力学相似模型与原型的前两阶临界转速相似误差分别为3.92%和0.86%,对应振型的相关性均>0.98,且模型与原型的模态应变能分布基本一致。通过该方法获得的动力学相似模型能够较好地预测原型的动力学特性,并有效降低模型试验的成本和难度。

摘要：采用正弦激励对某直升机全尺寸的尾传动轴系进行振动试验,研究了其等效固有频率和阻尼比随激励水平的变化规律;通过不同激励水平正弦扫频试验,获取尾传动轴系的频响函数;基于频响函数辨识等效固有频率和阻尼比随激励水平的变化关系。试验表明:随着激励水平的增大,尾传动轴系的等效固有频率随着位移水平逐渐增大,呈现刚度渐硬的非线性刚度特征;而等效阻尼比则随着速度水平逐渐减小,呈现阻尼非线性特征。该试验方法对于直升机尾传动轴系的动力学设计优化具有重要意义。