申请/专利权人：北京宇航系统工程研究所

申请日：2023-11-24

公开（公告）日：2024-03-05

公开（公告）号：CN117648842A

主分类号：G06F30/23

分类号：G06F30/23;G06F30/28;G06F30/15;G06F113/08;G06F113/28;G06F119/14

优先权：

专利状态码：在审-实质审查的生效

法律状态：2024.03.22#实质审查的生效;2024.03.05#公开

摘要：本发明公开了一种基于飞行载荷开展激励的模态试验方法，包括对飞行器进行分站；计算飞行器各站位真实飞行载荷，等效为分站集中载荷；以分站集中载荷强度计算结果作为参考依据，通过调整分站数，采用迭代分析，确保被激励点结构在分站集中载荷激振下满足强度要求；计算飞行器各气动控制面真实飞行载荷，等效为集中载荷；使用集中载荷作为激振器激励力，完成飞行器模态试验；调整激振力大小，验证被试产品的非线性。本发明能够真实模拟被试产品经历的真实飞行载荷状态，有助于提高模态试验预示精度。

主权项：1.一种基于飞行载荷开展激励的模态试验方法，其特征在于，包括：1沿飞行器轴向选取多个备选截面，选取多个备选截面作为站位，完成站位划分；2进行站位载荷计算，获得飞行器各站位截面处的等效载荷；3使用步骤2获得的等效载荷，仿真计算被试飞行器的结构强度；如果满足强度要求，采用等效载荷作为正式试验激振力，进入步骤4；如果不满足强度要求，则增加步骤1中站位的选取数量，更新步骤1的站位数，返回步骤2直至满足强度要求，采用等效载荷作为正式试验激振力，进入步骤4；4选取等效载荷中的最大工况作为模态试验工况，使用步骤3获得的正式试验激振力作为激振器输出的激振力完成模态试验，获得频响函数曲线，并作为基准量；5对步骤3获得的正式试验激振力按照正式试验激振力原始值的10％进行增大，重复步骤4多次，直至正式试验激振力增加至原始值30％，获取对应的频响函数曲线；6根据频响函数曲线的曲线形态与基准量相比，判定飞行器设计是否满足工程设计要求。

全文数据：

权利要求：

百度查询： 北京宇航系统工程研究所 一种基于飞行载荷开展激励的模态试验方法

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