简介：建立大展弦比长直机翼有限元模型，采用谐响应法，以机翼一弯和航向振动为例，仿真再现了基于纯模态法的全机地面振动试验的模态测试过程，分析了激振力矢量对相同位置的不同自由度测量点相位和指示函数的影响。结合某型飞机全机地面振动试验，分析了是否考虑航向自由度响心对模态广义质量的影响，解释了机翼航向振动模态参与计算的颤振分析结果偏低的现象，并提出了航向振动模态参与计算的原则。

简介：以空天飞行器翼面模型为研究对象，通过有限元仿真，分析了加热状态下翼面模型的瞬态温度场和振动特性变化过程。研究表明，热效应引起材料弹性模量等参数的变化以及结构热应力，两者综合影响下，结构的固有频率降低。因温度产生的热应力对结构刚度贡献不能忽略，因为热应力的表现形式包含拉应力和压应力，拉应力增加了结构刚度，压应力减小了结构刚度。有限元仿真发现，材料弹性模量等参数的变化比热应力对固有频率的影响更大。

简介：应用有限元软件Marc建立了某空载固体火箭发动机的有限元模型,进行模态分析,得到了自由状态下的振动频率和振型,与试验结果吻合较好.200Hz以内,分析模型选用的发动机以呼吸振型为主,也出现了一阶弯曲振型.

简介：本文给出了解决大型发动机模态试验中各组合件几何模型总体坐标的测量方法及柱坐标测量尺的设计制作过程.

简介：应用MSC／Patran软件对六辊可逆冷轧机机架建立了三维有限元模型，应用MSCflNastran程序进行模态分析，从振型分析可以看到，机架整体刚度和质量分布较为均衡，无明显的薄弱部位和过剩部位，机架的动态性能良好；计算值与试验值误差在9％以内，计算结果可靠。

简介：本文以飞机壁板为控制对象，利用多普勒激光测振仪对壁板振动模态进行了测试，并基于模态测试结果，合理的布置了压电元件。针对壁板模态密集、模态耦合严重的特性，提出了利用状态观测器对振动模态进行分离的方法。建立了壁板结构的状态观测模型，并基于三种半主动控制方法，成功地实现了壁板结构的单个模态以及多模态的振动控制。

简介：首先对工作模态分析（OMA）方法进行了综述，介绍了NExT法和频域分解法的理论基础，并以某型无人机的模态试验检验了OMA识别方法的应用效果，同时给出了OMA识别方法与ModalStar纯模态法的测试结果对比，对OMA的工程适用性进行了探讨，为OMA方法的工程应用提供参考依据。

简介：本文以多外挂飞机模型为例，探索基于模态综合技术，即利用无外挂飞机的试验模态数据，和经试验验证的外挂有限元模态数据的模态综合，获得带外挂飞机不同组合状态的固有振动特性。本项目的研究成果可以在飞机挂载方案改变时，快速的对挂载飞机的振动特性进行预计，确保挂载飞机动力学特性满足设计要求。并可在试验现场，根据快速预计的结果指导GVT试验，以便缩短试验周期、提高试验质量。因此具有一定的工程应用价值。

简介：在轻质试验件模态测试中采用非接触激振，可以有效避免常规模态测试中激振器动圈附加质量和附加刚度对结构动特性的影响，避免锤击法引起的连击、振型不连续和应力集中等现象。本文主要介绍了非接触激振力产生的原理，根据该原理设计了一套非接触激振设施，并在一轻型机翼模型模态测试中进行应用，结果表明基于非接触激振测试结果更加准确。对于轻质试验件及柔性飞机的模态测试具有一定的工程意义。

简介：热模态具有时变特性，时变模态的测试是当前模态测试技术领域的难点。基于相位共振原理，采用智能PID控制定结构的模态频率进行自动跟踪的方法，完成了频率自动跟踪热模态测试软件研制，成功应用于三角翼模型热模态试验研究，获得了三角翼模型前四阶的热模态频率和振型等模态参数，取得了很好的效果。

简介：基于相位共振模态测试方法，开发了ModalStar2．0纯模态测试软件。本文介绍了ModalStar2．0纯模态测试软件设计的总体思路、力学原理以及关键技术细节的处理方法。通过GARTEUR飞机模型的实例考核，以及与I-DEAS11M2软件系统的测试结果进行对比，从频率误差和振型相关性两方面说明了ModalStar2．0纯模态测试软件的准确性。

简介：以单侧固支的分层损伤复合材料层合板为研究对象，利用有限元分析软件ABAQUS得到层合板结构振型位移分析数据，针对分层损伤进行了曲率模态分析。分析结果表明：在层板内一个区域存在分层损伤的情况下，其振型与频率的变化非常小，难以用于判断损伤位置，但分层损伤区域的曲率模态差值变化显著，采用曲率模态差法可以对层合板结构分层损伤位置准确判定。

简介：介绍一种适用于双模态应力谱密度函数的振动疲劳寿命估计方法．即‘bi-modal’方法．并住此基础上提出一种简化方法。数字算例证实，该简化方法较原方法有更好的精度，且适用范围更广。

简介：基于激振力矢量优化和虚拟验证技术，提出了一种飞机地面振动试验的相位共振和相位分离一体化方法。具有密集模态的法宇航GARTEUR飞机模型实验应用证明了这一方法的有效性。本项研究对于改进复杂飞机机体结构的模态识别质量和效率具有重要工程意义。

简介：摘要：在进行热效应的模态分析中，热应力可以视为预应力。本文比较详细地描述了MSC．Patran平台下建立波纹管结构有限元分析模型的方法，应用MSC．Nastran软件进行了两种模态分析，第一种是仅考虑因温度导致的刚度降低引起的波纹管固有特性变化；第二种是在第一种基础上考虑了热应力和波纹管内部压力，处理方法是首先进行应力分析，获得预应力效应矩阵，并将外部载荷转化为结构的额外刚度，再通过MSC．Nastran非线性求解模块进行包含预应力的模态分析。结果表明，结构温度发生显著变化并引起热应力，进一步影响到结构的固有振动特性。

简介：介绍了高超声速推进装置的三种工作模态,总结了高超声速推进装置的优缺点,给出了研究重点.

简介：基于RBCC发动机工作原理，开展了特定燃烧组织模式下，RBCC发动机火箭-冲压模态的理想热力循环优化分析。根据火箭-冲压模态发动机工作特点，建立了工质热力循环过程模型，计算获得了最佳压缩点温度及其对应的最佳压缩比、最大循环功、热效率等参数。同时，给出了燃烧室最高温度、空燃比对最佳压缩比、最大循环功和热效率的影响规律，以及RBCC发动机热力循环的优化方向。研究结果表明，通过提高一级燃烧室最高温度、降低引射比、调整进气道压缩比至最佳压缩比等措施均可有效提高RBCC发动机最大循环功及循环效率。

简介：结构模态阻尼系数是影响振动疲劳特性的主要因素，获取模态阻尼系数对于结构振动疲劳的分析和仿真计算有重要作用，对于揭示金属材料振动疲劳损伤形成机理有直接意义。本文选取典型航空金属材料2024-O铝合金，进行了大量的元件级振动疲劳试验、仿真以及数值分析计算，并提出了一种基于数值分析的快速获取结构模态阻尼系数的方法，适合于元件级振动疲劳试验过程中试验件的模态阻尼系数变化规律的获取。研究结果表明：本文方法可以在不中断振动疲劳试验的情况下，快速得到较精确的振动疲劳历程中的模态阻尼系数，为进一步揭示金属材料振动疲劳损伤形成机理奠定了基础。

简介：目前国内普遍采用渐进加力的方法来测试操纵面的旋转模态，用加大激振力的方法克服非线性的影响。但是，受激振力值及操纵面强度的限制，很难得到准确的旋转模态频率。本文对间隙条件下操纵面旋转模态进行了细致的理论分析，提出了一种工程简单实用的操纵面旋转模态的测试方法，即预载荷法。本方法可以有效的克服操纵面间隙的影响，从而得到准确的旋转模态。最后对本方法所带的附加质量及附加剐度对操纵面旋转模态的影响进行了定量分析。

简介：提出一种基于模态迭加法和单元刚度矩陈的结构单元内力频响函数计算方法，并利用某悬臂梁功率谱响应计算验证了这一方法的正确性。