CN114858388B - 一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法 - Google Patents

一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法 Download PDF

Info

Publication number
CN114858388B
CN114858388B CN202210782794.6A CN202210782794A CN114858388B CN 114858388 B CN114858388 B CN 114858388B CN 202210782794 A CN202210782794 A CN 202210782794A CN 114858388 B CN114858388 B CN 114858388B
Authority
CN
China
Prior art keywords
mode
test piece
modal
test
finite element
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN202210782794.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN114858388A (zh
Inventor
王彬文
李凯翔
白春玉
张飞
牟让科
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
AVIC Aircraft Strength Research Institute
Original Assignee
AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by AVIC Aircraft Strength Research Institute filed Critical AVIC Aircraft Strength Research Institute
Priority to CN202210782794.6A priority Critical patent/CN114858388B/zh
Publication of CN114858388A publication Critical patent/CN114858388A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN114858388B publication Critical patent/CN114858388B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G01—MEASURING; TESTING
    • G01M—TESTING STATIC OR DYNAMIC BALANCE OF MACHINES OR STRUCTURES; TESTING OF STRUCTURES OR APPARATUS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • G01M7/00—Vibration-testing of structures; Shock-testing of structures
    • G01M7/02—Vibration-testing by means of a shake table
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B64—AIRCRAFT; AVIATION; COSMONAUTICS
    • B64F—GROUND OR AIRCRAFT-CARRIER-DECK INSTALLATIONS SPECIALLY ADAPTED FOR USE IN CONNECTION WITH AIRCRAFT; DESIGNING, MANUFACTURING, ASSEMBLING, CLEANING, MAINTAINING OR REPAIRING AIRCRAFT, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; HANDLING, TRANSPORTING, TESTING OR INSPECTING AIRCRAFT COMPONENTS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • B64F5/00—Designing, manufacturing, assembling, cleaning, maintaining or repairing aircraft, not otherwise provided for; Handling, transporting, testing or inspecting aircraft components, not otherwise provided for
    • B64F5/60—Testing or inspecting aircraft components or systems
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Transportation (AREA)
  • Aviation & Aerospace Engineering (AREA)
  • Investigating Strength Of Materials By Application Of Mechanical Stress (AREA)

Abstract

本发明提供了一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法，属于飞机测试技术领域。方法包括以下步骤：S1、确定需要激发的模态及模态阶数；S2、建立试验件有限元模型；S3、对试验件有限元模型进行修正；S4、对试验件有限元模型进行模态分析计算；S5、获取各阶模态位移绝对值的最大值；S6、设定比例系数初始值并计算各阶模态的模态位移阈值；S7、画出满足模态位移绝对值大于模态位移阈值的区域，并取交集；S8、判断交集是否为空集。本发明解决了现有飞机振动疲劳测试试验振动载荷加载点确定方法效率低的问题，具有高效、可靠性高的优点。

Description

一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法
技术领域
本发明涉及飞机测试技术领域，具体是涉及一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法。
背景技术
在飞行过程中，飞机垂尾、襟翼等翼面结构受到较大的振动载荷，存在振动疲劳破坏的风险，需要通过地面试验对结构动强度进行验证。一般来说，结构振动环境试验常通过振动台实施，但是诱发垂尾、襟翼等结构剧烈振动的载荷为直接作用于结构上的气动力，而不是基础振动，因此采用振动台模拟基础振动的加载方式不适用于这类结构的动强度验证。此外，垂尾、襟翼等结构的尺寸较大，常规振动台的滑台面积有限，无法对大型飞机结构直接进行振动载荷加载。
此类试验件的动强度性能验证采用激振器顶杆直接连接到飞机结构上进行振动加载。但是，飞机结构振动形式复杂，振动疲劳试验中常常需要在一个点上施加动载荷，以实现同时激发结构多阶模态的目的。如果加载点选取不当，则可能造成个别模态响应无法达到试验要求的量级。
如何选取合适的动载荷加载点，使试验关心的模态可以被完全激发是本试验的难点之一。目前，采用不断更换加载点并同步观察结构响应的方式来确定振动载荷加载点，但这种方法效率低，再加上无法对结构所有可能加载点进行遍历，因此需要发明一种快速、准确的振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法。
发明内容
本发明解决的技术问题是：现有飞机振动疲劳测试试验振动载荷加载点确定方法效率低。
为解决上述问题，本发明的技术方案如下：
一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法，包括以下步骤：
S1、选取振动疲劳测试试验的试验件，并确定试验件需要激发的模态及模态阶数；
S2、建立试验件有限元模型；
S3、采用试验模态结果对试验件有限元模型进行修正；
S4、对试验件有限元模型进行模态分析计算，具体包括以下内容：
通过有限元仿真分析软件对试验件有限元模型进行模态分析计算，获取振动疲劳测试试验所需激发试验件各阶模态的振型，所述振型包括模态振型图，模态振型图上记录有对应模态位移绝对值的最大值和最小值；
S5、获取各阶模态位移绝对值的最大值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE002
；
S6、设定比例系数初始值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE004
且
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE006
，并计算各阶模态的模态位移阈值
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE008
，且
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE010
；
S7、在各阶模态的模态振型图中，画出满足模态位移绝对值大于步骤S6中模态位移阈值
Figure 563793DEST_PATH_IMAGE008
的区域，并取交集；
S8、判断交集是否为空集，并进行相应处理，具体包括以下步骤：
S8-1、当交集为空集时，将比例系数初始值进行
Figure 100002_DEST_PATH_IMAGE012
操作后计算各阶模态的模态位移阈值
Figure 887458DEST_PATH_IMAGE008
，再重复步骤S7，
S8-2、当交集不为空集时，在考虑振动疲劳测试试验激振器行程和推力能力的前提下，在交集区域内，选取其中一点作为振动疲劳测试试验的振动载荷加载点。
进一步地，模态包括：弯曲模态、扭转模态。
进一步地，当试验件为飞机垂尾、襟翼等翼面时，步骤S6中，比例系数初始值
Figure DEST_PATH_IMAGE013
取值范围为
Figure DEST_PATH_IMAGE015
。
进一步地，步骤S2具体包括以下内容：
有限元仿真分析软件根据试验件基本参数建立试验件几何模型，设定试验件几何模型的的材料属性，根据试验件结构的边界条件设定试验件几何模型的边界约束条件，再根据试验件几何模型划分网格，得到试验件有限元模型。
进一步地，试验件基本参数包括：刚度、质量、几何尺寸。
更进一步地，材料属性包括：材料密度、弹性模型、泊松比。
优选地，步骤S3具体包括以下步骤：
S3-1、在试验件上确定激励点和测量点，并在试验件测量点位置布置振动传感器，使用力锤或激振器对激励点进行激励，并同步采集激励和响应信号；
S3-2、通过模态拟合方法对激励和响应信号进行曲线拟合，得到模态试验结果；
S3-3、通过模态试验结果修正试验件有限元模型的模态参数，在保证模态参数精度的前提下，使修正后的试验件有限元模型结果趋于实际振动疲劳测试试验值。
其中，模态拟合方法包括但不限于：单自由度法、多自由度频域法，单自由度法包括：峰值检测法、振型检测法、圆拟合法，多自由度频域法包括：最小二乘频域法（LSFD），结构系统参数识别（ISSPA），正交多项式法（OP），频域直接参数识别（FDPI），复模态指示函数法（CMIF），同时频域法（SFD），本发明所使用模态拟合方法为现有技术。
优选地，模态试验结果包括各阶模态的频率、振型、阻尼、模态刚度、模态质量。
优选地，模态参数包括：刚度、质量、边界约束条件、几何尺寸。
进一步优选地，步骤S5具体包括以下内容：
分别通过各阶模态的模态振型图获取各阶模态位移绝对值的最大值
Figure 463933DEST_PATH_IMAGE002
。
本发明的有益效果是：
（1）本发明创造性地将结构模态分析方法应用于飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点的确定，通过试验模态方法对试验件有限元模型进行修正，不仅保证了试验件有限元模型的模态参数精度，还使得试验件有限元模型结果趋于实际振动疲劳测试试验值，使最终得到的动载荷加载点可靠性更高；
（2）本发明相较于现有的不断更换加载点并同步观察结构响应的方式，对动载荷加载点的确定更加快速，本发明在有限元仿真软件模态分析计算结果的基础上，通过迭代的方式，得出振动疲劳测试试验各阶模态位移较大区域的交集，使得最终选取的动载荷加载点能够满足飞机各个部位的振动疲劳测试试验动强度验证。
附图说明
图1是实施例1一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法流程图；
图2是实施例1步骤S2试验件有限元模型网格及节点编号示意图；
图3是实施例1第一阶弯曲模态的模态振型图；
图4是实施例1第二阶弯曲模态的模态振型图；
图5是实施例1第一阶扭转模态的模态振型图；
图6是实施例1各阶模态振型图满足模态位移绝对值大于模态位移阈值区域的交集示意图；
图7是实施例1振动载荷加载点位置示意图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明作进一步地详细描述，显然，所描述的实施例仅仅是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其它实施例，都属于本发明保护的范围。
在本发明实施例中使用的术语是仅仅出于描述特定实施例的目的，而非旨在限制本发明。在本发明实施例和所附权利要求书中所使用的单数形式的“一种”、“所述”和“该”也旨在包括多数形式，除非上下文清楚地表示其他含义，“多种”一般包含至少两种。
实施例
本实施例为一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法，包括以下步骤：
S1、选取振动疲劳测试试验的试验件，并确定试验件需要激发的模态及模态阶数，其中，试验件尺寸为200mm*50mm*3mm，振动疲劳测试试验同时激发试验件前三阶模态，分别为第一阶弯曲模态、第二阶弯曲模态、第一阶扭转模态；
S2、建立试验件有限元模型，具体包括以下内容：
有限元仿真分析软件根据试验件基本参数建立试验件几何模型，设定试验件几何模型的的材料属性，根据试验件结构的边界条件设定试验件几何模型的边界约束条件，再根据试验件几何模型划分网格，得到试验件有限元模型，试验件有限元模型网格及节点编号如图2所示，其中，试验件基本参数包括：刚度、质量、几何尺寸，材料属性包括：材料密度、弹性模型、泊松比；
S3、采用试验模态结果对试验件有限元模型进行修正，具体包括以下步骤：
S3-1、在试验件上确定激励点和测量点，并在试验件测量点位置布置振动传感器，使用力锤或激振器对激励点进行激励，并同步采集激励和响应信号，
S3-2、通过模态拟合方法对激励和响应信号进行曲线拟合，得到模态试验结果，
S3-3、通过模态试验结果修正试验件有限元模型的模态参数，在保证模态参数精度的前提下，使修正后的试验件有限元模型结果趋于实际振动疲劳测试试验值，模态试验结果包括各阶模态的频率、振型、阻尼、模态刚度、模态质量，模态参数包括：刚度、质量、边界约束条件、几何尺寸；
S4、对试验件有限元模型进行模态分析计算，具体包括以下内容：
通过有限元仿真分析软件对试验件有限元模型进行模态分析计算，获取振动疲劳测试试验所需激发试验件各阶模态的振型，振型包括模态振型图，模态振型图上记录有对应模态位移绝对值的最大值和最小值，第一阶弯曲模态的模态振型图如图3所示，第二阶弯曲模态的模态振型图如图4所示，第一阶扭转模态的模态振型图如图5所示；
S5、获取各阶模态位移绝对值的最大值
Figure 88DEST_PATH_IMAGE002
，具体包括以下内容：
分别通过各阶模态的模态振型图获取各阶模态位移绝对值的最大值
Figure 814460DEST_PATH_IMAGE002
，由图3、图4、图5的左上角可知，前三阶模态位移绝对值的最大值均为1（max:+1.00e+00）；
S6、设定比例系数初始值
Figure DEST_PATH_IMAGE016
且
Figure DEST_PATH_IMAGE018
，并计算各阶模态的模态位移阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE019
，且
Figure 574606DEST_PATH_IMAGE010
，因此
Figure 107218DEST_PATH_IMAGE019
为0.5（0.5*1）；
S7、在各阶模态的模态振型图中，画出满足模态位移绝对值大于步骤S6中模态位移阈值
Figure 571698DEST_PATH_IMAGE019
（0.5*1）的区域，并取交集，交集图如图6所示，可以得到可同时有效激发所要求前三阶模态的区域为1、3、24、22节点围成区域和85、87、108、106节点围成区域；
S8、判断交集是否为空集，并进行相应处理，当交集不为空集时，在考虑振动疲劳测试试验激振器行程和推力能力的前提下，在交集区域内，选取其中一点作为振动疲劳测试试验的振动载荷加载点P，振动载荷加载点P的位置如图7所示。
实施例2
本实施例与实施例1的区别之处在于：
步骤S6中，
Figure DEST_PATH_IMAGE021
。

Claims (7)

1.一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法，其特征在于，包括以下步骤：
S1、选取振动疲劳测试试验的试验件，并确定试验件需要激发的模态及模态阶数；
S2、建立试验件有限元模型，包括以下内容：
有限元仿真分析软件根据试验件基本参数建立试验件几何模型，设定试验件几何模型的的材料属性，根据试验件结构的边界条件设定试验件几何模型的边界约束条件，再根据试验件几何模型划分网格，得到试验件有限元模型；
S3、采用试验模态结果对试验件有限元模型进行修正，包括以下内容：
S3-1、在试验件上确定激励点和测量点，并在试验件测量点位置布置振动传感器，使用力锤或激振器对激励点进行激励，并同步采集激励和响应信号；
S3-2、通过模态拟合方法对激励和响应信号进行曲线拟合，得到模态试验结果；
S3-3、通过模态试验结果修正试验件有限元模型的模态参数，在保证模态参数精度的前提下，使修正后的试验件有限元模型结果趋于实际振动疲劳测试试验值；
S4、对试验件有限元模型进行模态分析计算，具体包括以下内容：
通过有限元仿真分析软件对试验件有限元模型进行模态分析计算，获取振动疲劳测试试验所需激发试验件各阶模态的振型，所述振型包括模态振型图，模态振型图上记录有对应模态位移绝对值的最大值和最小值；
S5、获取各阶模态位移绝对值的最大值
Figure DEST_PATH_IMAGE002
；
S6、设定比例系数初始值
Figure DEST_PATH_IMAGE004
且
Figure DEST_PATH_IMAGE006
，并计算各阶模态的模态位移阈值
Figure DEST_PATH_IMAGE008
，且
Figure DEST_PATH_IMAGE010
；
S7、在各阶模态的模态振型图中，画出满足模态位移绝对值大于步骤S6中模态位移阈值
Figure 18109DEST_PATH_IMAGE008
的区域，并取交集；
S8、判断交集是否为空集，并进行相应处理，具体包括以下步骤：
S8-1、当交集为空集时，将比例系数初始值进行
Figure DEST_PATH_IMAGE012
操作后计算各阶模态的模态位移阈值
Figure 748298DEST_PATH_IMAGE008
，再重复步骤S7，
S8-2、当交集不为空集时，在考虑振动疲劳测试试验激振器行程和推力能力的前提下，在交集区域内，选取其中一点作为振动疲劳测试试验的振动载荷加载点。
2.如权利要求1所述的一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法，其特征在于，所述模态包括：弯曲模态、扭转模态。
3.如权利要求1所述的一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法，其特征在于，所述试验件基本参数包括：刚度、质量、几何尺寸。
4.如权利要求1所述的一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法，其特征在于，所述材料属性包括：材料密度、弹性模型、泊松比。
5.如权利要求1所述的一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法，其特征在于，所述模态试验结果包括各阶模态的频率、振型、阻尼、模态刚度、模态质量。
6.如权利要求1所述的一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法，其特征在于，所述模态参数包括：刚度、质量、边界约束条件、几何尺寸。
7.如权利要求1所述的一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法，其特征在于，所述步骤S5具体包括以下内容：
分别通过各阶模态的模态振型图获取各阶模态位移绝对值的最大值
Figure 59194DEST_PATH_IMAGE002
。
CN202210782794.6A 2022-07-05 2022-07-05 一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法 Active CN114858388B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210782794.6A CN114858388B (zh) 2022-07-05 2022-07-05 一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202210782794.6A CN114858388B (zh) 2022-07-05 2022-07-05 一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN114858388A CN114858388A (zh) 2022-08-05
CN114858388B true CN114858388B (zh) 2022-10-28

Family

ID=82625976

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202210782794.6A Active CN114858388B (zh) 2022-07-05 2022-07-05 一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN114858388B (zh)

Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN116050229B (zh) * 2023-03-31 2023-07-14 湖南云箭科技有限公司 机载外挂物疲劳仿真中有限元模型的优化方法及系统

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106446451A (zh) * 2016-10-18 2017-02-22 法乐第(北京)网络科技有限公司 一种基于有限元法的抗凹性分析方法及装置
CN107220453A (zh) * 2017-06-12 2017-09-29 中国铁道科学研究院铁道建筑研究所 限位结构承载力确定的方法
CN112035959A (zh) * 2020-09-02 2020-12-04 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种利用全机有限元分析结果快速确定翼面刚轴的方法

Family Cites Families (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100870108B1 (ko) * 2007-05-01 2008-11-25 한국과학기술원 보이스코일모터를 사용한 능동수동제진기
CN107844646B (zh) * 2017-10-30 2020-11-20 北京航空航天大学 一种细长体分布式载荷等效减缩方法
JP7121650B2 (ja) * 2018-12-18 2022-08-18 株式会社Subaru 荷重計算装置および航空機
CN111723503B (zh) * 2020-06-04 2021-12-28 中国飞机强度研究所 一种曲面石墨加热器设计方法
CN114112348A (zh) * 2021-11-19 2022-03-01 中国直升机设计研究所 一种直升机复合材料尾段缺陷容限试验验证方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106446451A (zh) * 2016-10-18 2017-02-22 法乐第(北京)网络科技有限公司 一种基于有限元法的抗凹性分析方法及装置
CN107220453A (zh) * 2017-06-12 2017-09-29 中国铁道科学研究院铁道建筑研究所 限位结构承载力确定的方法
CN112035959A (zh) * 2020-09-02 2020-12-04 中国航空工业集团公司沈阳飞机设计研究所 一种利用全机有限元分析结果快速确定翼面刚轴的方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
一种用于振动疲劳试验研究的典型翼面模拟件;王龙等;《实验力学》;20161031(第05期);正文第657-661页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN114858388A (zh) 2022-08-05

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10289770B2 (en) Rotorcraft component simulation using scan-based geometry
US6813749B2 (en) Method, system and computer program product for multidisciplinary design analysis of structural components
JP5090426B2 (ja) 有限要素解析法におけるスポット溶接部破壊判定方法
US10762255B2 (en) Refinement of finite element model of integrally bladed disk
Levy et al. Data summary from the first AIAA computational fluid dynamics drag prediction workshop
KR102473091B1 (ko) 차체 부품의 감도 해석 방법 및 장치, 차체 부품의 재료 특성 결정 방법
CN114858388B (zh) 一种飞机振动疲劳测试试验中动载荷加载点确定方法
CN112685836A (zh) 一种车身焊点疲劳度评估方法、存储介质及设备
CN111382493A (zh) 用于材料模型的基于稳定性的约束数值校准的系统和方法
CN107679301A (zh) 一种分段式重载横梁缩比模型设计方法
CN107357980A (zh) 一种轴向功能梯度梁的损伤识别方法
CN110849568B (zh) 一种结构疲劳寿命的试验方法
CN115753002A (zh) 飞行器抖振气动力的预测系统及方法
Stephan et al. AIRBUS Beluga XL state-of-the-art techniques to perform a Ground Vibration Test campaign of a large aircraft
JP2022110394A (ja) 構造体の解析方法、解析装置及びプログラム
Knebusch et al. A systematic investigation of common gradient based model updating approaches applied to high-fidelity test-data of a wind turbine rotor blade
Hwu et al. Hole/crack identification by static strains from multiple loading modes
Skujins et al. Reduced-order modeling of hypersonic unsteady aerodynamics due to multi-modal oscillations
EP2439662A1 (en) An analysis method, apparatus and software for a system with frequency dependent materials
García Pérez et al. Bifurcation analysis of an aeroelastic system under flight varying conditions: A hybrid approach
Silva et al. Identification of experimental unsteady aerodynamic impulse responses
CN114896708B (zh) 一种车架质量属性量化方法及系统
EP4089551A1 (en) Computer implemented method of determining a transfer function of a module or a component and generating such component
Burton et al. Turbine blade reliability-based optimization using a variable-complexity method
CN114600110A (zh) 创建用于模拟物体的网格的计算机实现方法

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant