《1 前言》
1 前言
随着航天器型号任务的增多, 为了降低成本, 缩短研制周期, 要求对航天器的动力学特性进行预示, 有限元模型修正技术因此变得非常重要。
近年来有限元法已发展成为结构分析的重要手段, 已经开发了行之有效的大型结构分析软件, 如ANSYS, NASTRAN等。有限元分析速度快, 设计周期短, 与结构动力学试验相比, 费用较低;使用有限元模型进行结构设计, 可以计算各种载荷、各种边界条件下的动力响应。但是, 经验表明, 拥有好的分析软件并不能保证算出正确的结果;在有好的分析软件前提下, 分析的正确性主要取决于有限元模型的好坏。而有限元建模与实际对象比较往往存在误差, 如边界条件和连接条件的简化、几何模型和本构关系的不准确, 系统阻尼必须人为引入等
对航天器进行振动试验得到的数据往往是航天器不同测点的响应数据, 为了使航天器动力学模型修正技术具有更实际的意义, 必须研究基于振动响应或频响函数的动力学模型修正技术, 即利用测量的振动响应数据来调整有限元模型的参数, 使调整后的有限元模型的频响特性更为精确。据此, 笔者利用航天器力学振动试验和有限元计算得到的频响函数, 详细介绍了频响函数残差法、设计参数型频响函数法和摄动型频响函数法三种基于频响函数的动力学模型修正方法, 为航天器动力学模型修正技术的发展提供有益的参考。
《2 动力学模型修正方法研究状况》
2 动力学模型修正方法研究状况
20世纪70年代以来, 国内外研究人员一直在对试验/分析相关性和有限元模型修正技术进行研究, 并提出了许多相关性分析方法和模型修正方法。早期, 人们将系统响应的试验/分析相关性当作结构系统辨识方法来研究
国内研究人员在对动力学模型修正技术研究的初期, 质量矩阵和刚度矩阵的修正都是基于正交性条件求解的。考虑到质量矩阵和刚度矩阵的相关性, 张德文发展的方法是质量矩阵用正交性条件修正和刚度矩阵用特征方程修正
模型修正方法可以划分为模态法和频响函数法。从试验特征值和特征向量来修正有限元模型参数的方法称模态法, 其关键在于试验模态参数识别的精度;基于频响函数的模型修正是近些年发展起来的, 如徐张明等利用试验测试和有限元模型计算得到的频响函数
《3 基于频响函数的模型修正方法》
3 基于频响函数的模型修正方法
《3.1 频响函数残差法[26]》
3.1 频响函数残差法[26]
n个自由度线性时不变系统的运动可以由以下微分方程描述:
式中K, M, C, 依次为系统的刚度矩阵、质量矩阵和阻尼矩阵;x, f是位移响应向量与输入力激励向量。方程式 (1) 两边同时进行傅里叶变换可得:
式中j, ω分别代表复数单位和频率, X (ω) , F (ω) 是位移响应与输入力激励的傅里叶变换, Z (ω) 为结构位移阻抗矩阵 (动刚度矩阵) , 其逆矩阵即结构的频响函数矩阵H (ω) :
《图1》
则结构位移响应可以根据式 (2) 表述为
若输入力激励为一个作用于结构第j个自由度的单位力, 则上式可以简化为
这里{H}j代表频响矩阵的第j列。
定义残差项为结构位移响应的实验测试值与理论预测值的差值, 有:
这里p代表设计参数, Xt, XA表示位移响应的试验值和理论值。将式 (4) 、式 (5) 代入式 (6) 可得
实测频响函数一般为复数, 所以在这种残差定义下, 修正问题的目标函数也是一个复数。在一系列选定的频率点, 如果结构位移响应的理论预测值与试验测试值具有良好的相关性, 则残差项R (p) 的各个分量应该小于用户给定的数值, 或者残差项的模‖R (p) ‖在这一系列频率点位置得到最小化。这就是基于结构频率响应函数的模型修正技术的基本思路。
以上定义的残差是结构位移响应残差。这种表达虽然很直观, 但由于频响函数矩阵的预测值HA (ω) 在给定频率点相对于设计参数p的变化不光滑, 并且对低阻尼系统HA (ω) 在共振点附近也不连续, 实际过程一般不直接利用位移响应残差。
为此, Link提出给位移响应形式的残差左乘阻抗矩阵
由于FA (p) =ZA (ω, p) XA (p) , 式 (8) 可以改写为
与上面类似, 在结构第j个自由度施加一个单位力, 根据式 (5) 有
式中{I}j代表第j个分量为1, 其余分量为0的列向量。式 (10) 代表一系列非线性方程, 可以利用一阶泰勒公式线性化。
设结构动刚度矩阵在p0的一阶泰勒展开式为
式中Z
则模型修正问题可以通过求解下面的最小化问题得到解决:
式中VLB, VUB是设计参数p变化的上下限。
《3.2 设计参数型频响函数法》
3.2 设计参数型频响函数法
该法将实际系统的参数矩阵表示为计算模型的参数矩阵与摄动量之和, 而摄动量为参数的一阶摄动, 在频率域内利用试验测量加速度响应来求设计参数的修正量
考虑n自由度粘性阻尼系统, 在简谐激励下, 频域内输入和输出的关系为
式中X (jω) 为稳态加速度响应;H (jω) 为加速度频响函数;F (jω) 为简谐激励。
设有限元计算模型和试验模型的加速度频率响应函数矩阵为
令计算模型的初始矩阵为MA, CA, KA, 试验模型的初始矩阵为Mt, Ct, Kt, 对计算模型的MA, CA, KA进行修正, 引入一个小摄动量, 有
假设ai为某个设计参数, Δai为修正量, 即变化量ΔM, ΔC, ΔK近似地表示为修正参数的一阶摄动, 有
《图2》
设XA (jω) 为计算模型在力FA (jω) 作用下的响应, 将式 (15) 代入式 (14) 得
试验测量响应Xt (jω) 在力Ft (jω) 作用下的响应为
由于计算模型的作用力与试验测量的作用力相同, 即
将式 (17) 、式 (19) 、式 (20) 代入式 (21) 可得
由于
《图3》
有
再将式 (18) 代入式 (23) 中, 得
由此得到一个复数形式的关于未知修正参数Δai的线性方程。
《3.3 摄动型频响函数法》
3.3 摄动型频响函数法
该法通过引入一个摄动量, 将质量、阻尼、刚度的修正量局部化, 并利用位置矩阵进行一系列的矩阵运算, 建立被修正参数的估计表达式, 由曲线拟合得出质量、阻尼、刚度的局部修正量
将式 (17) 代入式 (16) 可得
式中ZA=- (-MA+jCA/ω+KA/ω2) =
H
D=- (-ΔM+jΔC/ω+ΔK/ω2) (27)
当结构比较复杂时, 只能测量得到部分信息。在这种不完备信息的情况下, ΔM, ΔC, ΔK也没有唯一解。这里将质量、阻尼、刚度的修正量局部化, 利用位置矩阵将修正量集中体现在测量自由度上。将式 (17) 表示为
式中m, c, k均为r×r阶的实对称矩阵, P∈Rn×r称之为位置矩阵 (r为测量自由度数目) , 它是由n阶单位阵划去非测量自由度对应列形成的矩阵。
将式 (28) 代入式 (27) 得
将式 (29) 代入式 (25) 得
将式 (31) 左乘以PTHA, 右乘以P, 得
将式 (26) 代入式 (32) , 有
令
代入式 (33) 得
所以
《图4》
由式 (30) 有
《图5》
式中mij, cij, kij分别为m, c, k的元素,
《4 结论》
4 结论
尽管动力学模型修正技术还在发展, 并有许多理论方法问题尚需研究, 但是工程实践表明, 模型修正技术在航天器结构设计中具有重要意义。它不但可以提高航天器的动力学特性预示精度, 利用先验试验数据有时可以省略结构星的研制和试验, 大量节约研制经费, 缩短研制周期和提高设计质量。
动力学模型修正技术是一门有着广阔前景的新技术, 基于频响函数的模型修正方法能够直接利用力学振动试验测量所得的频响函数矩阵, 具有较大的工程实用价值而备受人们的青睐。目前频响函数修正方法还处在探索和研究阶段, 问题较多, 如振动测试数据与程序接口、修正频段的选择、参加修正的频率点数的确定。在对振动试验测量所得的频响函数的预处理中, 很难判断哪些是正常的, 哪些是异常的。实现模型修正软件开发和解决编程语言如C++与有限元分析软件如NASTRAN软件的接口难度较大。所以目前的频响函数修正方法在大型复杂结构上应用, 尤其是航天器结构设计上应用, 尚有一定的距离, 许多问题有待研究解决。