本發(fā)明屬于試驗(yàn)仿真技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種細(xì)長(zhǎng)型飛行器的振動(dòng)試驗(yàn)仿真系統(tǒng)及其試驗(yàn)方法，可用于對(duì)細(xì)長(zhǎng)型飛行器進(jìn)行隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)仿真。

背景技術(shù)：

物體運(yùn)輸和工作過(guò)程中經(jīng)常會(huì)遇到振動(dòng)現(xiàn)象，這些振動(dòng)現(xiàn)象會(huì)對(duì)該物體的工作可靠性造成不可預(yù)知的影響。為了模擬物體所遭遇到的各種振動(dòng)環(huán)境，判斷該物體承受各種振動(dòng)環(huán)境的能力大小，需要對(duì)物體進(jìn)行振動(dòng)試驗(yàn)。振動(dòng)試驗(yàn)是力學(xué)環(huán)境試驗(yàn)的一種，按加載性質(zhì)把振動(dòng)試驗(yàn)分為正弦振動(dòng)試驗(yàn)和隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)，正弦振動(dòng)試驗(yàn)采用振動(dòng)的頻率和幅值控制試驗(yàn)；隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)大部分基于對(duì)功率譜的控制。對(duì)于細(xì)長(zhǎng)型飛行器，其在運(yùn)輸、安裝及使用環(huán)境中往往會(huì)遇到各種隨機(jī)振動(dòng)的情況，造成細(xì)長(zhǎng)型飛行器隨機(jī)振動(dòng)的因素主要為載荷的不確定性，隨機(jī)振動(dòng)可以對(duì)細(xì)長(zhǎng)型飛行器造成許多不利影響，包括結(jié)構(gòu)變形、產(chǎn)生裂紋或斷裂、線路接觸不良、電子器件誤動(dòng)作等。目前國(guó)內(nèi)一般通過(guò)對(duì)細(xì)長(zhǎng)型飛行器進(jìn)行隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)來(lái)模擬細(xì)長(zhǎng)型飛行器在運(yùn)輸、安裝及使用環(huán)境中所遭遇到的各種振動(dòng)環(huán)境影響，進(jìn)而確定細(xì)長(zhǎng)型飛行器元器件、零部件及整機(jī)是否具備承受各種環(huán)境振動(dòng)的能力。

然而無(wú)論是正弦振動(dòng)試驗(yàn)還是隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)往往都會(huì)存在一些缺陷，例如：由于無(wú)法預(yù)計(jì)試驗(yàn)結(jié)果，試驗(yàn)方案的設(shè)置比較盲目；試驗(yàn)中各個(gè)環(huán)節(jié)的操作步驟比較繁瑣，效率較低、試驗(yàn)周期較長(zhǎng)、試驗(yàn)成本較高；由于時(shí)間、空間等因素的制約，一些試驗(yàn)環(huán)境和條件無(wú)法完成。因此，對(duì)實(shí)物振動(dòng)試驗(yàn)進(jìn)行仿真無(wú)疑是一種較為理想的試驗(yàn)方式。仿真試驗(yàn)技術(shù)是指基于軟件工程進(jìn)行試驗(yàn)的技術(shù)，通過(guò)軟件來(lái)建立試驗(yàn)環(huán)境，數(shù)字化模擬實(shí)際物理試驗(yàn)過(guò)程，以虛擬數(shù)字樣機(jī)代替真是物理樣機(jī)，如同在真實(shí)環(huán)境中完成預(yù)定試驗(yàn)分析，取得的試驗(yàn)效果等價(jià)于在真實(shí)環(huán)境中所得的效果，借助交互式試驗(yàn)分析，試驗(yàn)人員在制定試驗(yàn)方案階段就能對(duì)飛行器的振動(dòng)試驗(yàn)效果進(jìn)行監(jiān)測(cè)。因此，相比實(shí)物振動(dòng)試驗(yàn)，仿真試驗(yàn)技術(shù)具有諸多的優(yōu)勢(shì)，它不僅可以作為真實(shí)試驗(yàn)的前期準(zhǔn)備工作，還可以在一定程度上替代傳統(tǒng)的試驗(yàn)。

從目前公開(kāi)的資料來(lái)看，相關(guān)領(lǐng)域的研究機(jī)構(gòu)已經(jīng)進(jìn)行過(guò)針對(duì)一般飛行器的正弦振動(dòng)試驗(yàn)仿真研究，其方法為通過(guò)對(duì)振動(dòng)臺(tái)進(jìn)行動(dòng)力學(xué)建模，對(duì)試驗(yàn)參數(shù)和振動(dòng)控制系統(tǒng)進(jìn)行數(shù)學(xué)建模，以掃頻方式進(jìn)行正弦振動(dòng)仿真，然而在正弦振動(dòng)試驗(yàn)仿真過(guò)程中，其各個(gè)試驗(yàn)?zāi)K會(huì)用到多種獨(dú)立軟件，試驗(yàn)操作流程比較復(fù)雜，試驗(yàn)效率較低。例如，劉源等人在其發(fā)表的論文“飛行器虛擬振動(dòng)試驗(yàn)平臺(tái)構(gòu)建”(《光學(xué)精密工程》2013，21(5)：1259-1263)中公開(kāi)了一種飛行器虛擬振動(dòng)試驗(yàn)平臺(tái)構(gòu)建方法，該方法采用系統(tǒng)仿真軟件lmsamesim建立了電振動(dòng)臺(tái)正弦振動(dòng)控制儀模型；通過(guò)多學(xué)科系統(tǒng)仿真軟件lmsvirtual.lab建立了振動(dòng)臺(tái)的多體系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)模型，進(jìn)行了振動(dòng)臺(tái)多體動(dòng)力學(xué)模型與電磁作動(dòng)系統(tǒng)模型的機(jī)電聯(lián)合仿真，實(shí)現(xiàn)了振動(dòng)控制系統(tǒng)、電磁作動(dòng)系統(tǒng)、振動(dòng)臺(tái)與試件機(jī)械系統(tǒng)的閉環(huán)仿真，構(gòu)建了飛行器虛擬振動(dòng)試驗(yàn)平臺(tái)，并利用該平臺(tái)進(jìn)行了盒式試件的正弦振動(dòng)試驗(yàn)，其結(jié)果表明該平臺(tái)可為飛行器的試前分析和虛擬振動(dòng)試驗(yàn)提供試驗(yàn)環(huán)境。但是，該方法存在的不足之處是：該平臺(tái)僅能進(jìn)行正弦振動(dòng)試驗(yàn)，而對(duì)于能夠真正體現(xiàn)細(xì)長(zhǎng)型飛行器振動(dòng)環(huán)境的隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)卻無(wú)法對(duì)其進(jìn)行振動(dòng)試驗(yàn)仿真，此外該平臺(tái)進(jìn)行振動(dòng)試驗(yàn)仿真時(shí)，各個(gè)步驟需要在不同的獨(dú)立軟件中進(jìn)行，各個(gè)試驗(yàn)?zāi)K比較獨(dú)立，因此試驗(yàn)過(guò)程較為繁瑣，效率較低。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

本發(fā)明的目的在于克服上述現(xiàn)有技術(shù)存在的缺陷，提出了一種細(xì)長(zhǎng)型飛行器的振動(dòng)試驗(yàn)仿真系統(tǒng)及方法，旨在實(shí)現(xiàn)對(duì)隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)的仿真，并提高仿真效率。

為實(shí)現(xiàn)上述目的，本發(fā)明采取的技術(shù)方案為：

一種細(xì)長(zhǎng)型飛行器的振動(dòng)試驗(yàn)仿真系統(tǒng)，包括前處理模塊、有限元建模模塊、條件設(shè)置模塊、分析計(jì)算模塊、結(jié)果處理模塊和試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)，所述五個(gè)模塊和試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)各自所涉及的軟件集成在所述的仿真系統(tǒng)中，其中：

前處理模塊，用于獲取振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型，同時(shí)存儲(chǔ)振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)值模擬算法文件和控制譜譜型數(shù)據(jù)；

有限元建模模塊，用于建立振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型的有限元模型；

條件設(shè)置模塊，用于設(shè)置振動(dòng)試驗(yàn)仿真的控制方式和控制點(diǎn)位置；

分析計(jì)算模塊，用于對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)仿真的算法文件、譜型數(shù)據(jù)、有限元模型、控制方式和控制點(diǎn)位置進(jìn)行分析計(jì)算；

結(jié)果處理模塊，用于對(duì)分析計(jì)算模塊的分析計(jì)算結(jié)果進(jìn)行優(yōu)選；

試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)，用于存儲(chǔ)前處理模塊、有限元建模模塊、條件設(shè)置模塊、分析計(jì)算模塊和結(jié)果處理模塊中的文件和數(shù)據(jù)。

上述一種細(xì)長(zhǎng)型飛行器的振動(dòng)試驗(yàn)仿真系統(tǒng)，所述前處理模塊，包括模型選取子模塊、算法文件轉(zhuǎn)換子模塊和控制譜輸入子模塊，其中：

模型選取子模塊，用于選取飛行器幾何模型、振動(dòng)臺(tái)幾何模型和夾具幾何模型，并將該三個(gè)模型裝配為振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型；

算法文件轉(zhuǎn)換子模塊，用于將振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)值模擬算法文件的.m格式轉(zhuǎn)換為.dll格式；

控制譜輸入子模塊，用于輸入控制譜譜型數(shù)據(jù)。

上述一種細(xì)長(zhǎng)型飛行器的振動(dòng)試驗(yàn)仿真系統(tǒng)，所述有限元建模模塊，包括網(wǎng)格劃分子模塊、施加邊界條件子模塊、模態(tài)分析子模塊和模型修正子模塊，其中：

網(wǎng)格劃分子模塊，用于對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分；

施加邊界條件子模塊，用于對(duì)網(wǎng)格劃分后的振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型施加邊界條件；

模態(tài)分析子模塊，用于對(duì)施加邊界條件后的振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型進(jìn)行模態(tài)分析；

模型修正子模塊，用于對(duì)模態(tài)分析后的振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型進(jìn)行修正。

上述一種細(xì)長(zhǎng)型飛行器的振動(dòng)試驗(yàn)仿真系統(tǒng)，所述條件設(shè)置模塊，包括控制方式選擇子模塊和控制點(diǎn)選擇子模塊，其中：

控制方式設(shè)置子模塊，用于對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)仿真的控制方式進(jìn)行設(shè)置；

控制點(diǎn)設(shè)置子模塊，用于根據(jù)所設(shè)置的控制方式對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)仿真控制點(diǎn)位置進(jìn)行設(shè)置。

上述一種細(xì)長(zhǎng)型飛行器的振動(dòng)試驗(yàn)仿真系統(tǒng)，所述分析計(jì)算模塊，包括反求載荷子模塊和載荷驗(yàn)證子模塊，其中：

反求載荷子模塊，用于對(duì)有限元分析軟件進(jìn)行調(diào)用，并對(duì)加載在振動(dòng)臺(tái)模型上的載荷進(jìn)行反求；

載荷驗(yàn)證子模塊，用于對(duì)有限元分析軟件進(jìn)行調(diào)用，并將反求出的載荷施加在振動(dòng)試驗(yàn)仿真有限元模型上進(jìn)行驗(yàn)證。

上述一種細(xì)長(zhǎng)型飛行器的振動(dòng)試驗(yàn)仿真系統(tǒng)，所述結(jié)果處理模塊包括查看監(jiān)測(cè)點(diǎn)響應(yīng)子模塊和振動(dòng)試驗(yàn)仿真方案優(yōu)選子模塊，其中：

查看監(jiān)測(cè)點(diǎn)響應(yīng)子模塊，用于對(duì)不同監(jiān)測(cè)點(diǎn)在驗(yàn)證后得到的振動(dòng)試驗(yàn)仿真結(jié)果進(jìn)行查看；

振動(dòng)試驗(yàn)仿真方案優(yōu)選子模塊，用于對(duì)不同振動(dòng)試驗(yàn)仿真控制點(diǎn)位置進(jìn)行優(yōu)選。

一種細(xì)長(zhǎng)型飛行器的振動(dòng)試驗(yàn)仿真方法，包括如下步驟：

1)選取飛行器幾何模型、振動(dòng)臺(tái)幾何模型和夾具幾何模型；編寫(xiě).m格式的振動(dòng)試驗(yàn)仿真數(shù)值模擬算法文件；確定振動(dòng)試驗(yàn)仿真的控制譜，并輸入控制譜的已知拐點(diǎn)的頻率、功率譜密度和相鄰拐點(diǎn)間斜率；制定振動(dòng)試驗(yàn)仿真模型修正標(biāo)準(zhǔn)；

2)前處理模塊對(duì)步驟1)中的三個(gè)幾何模型、振動(dòng)試驗(yàn)仿真數(shù)值模擬算法文件和輸入控制譜的數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，得到振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型、.dll格式振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)值模擬算法文件和控制譜譜型數(shù)據(jù)，實(shí)現(xiàn)步驟為：

2a)前處理模塊對(duì)飛行器幾何模型、振動(dòng)臺(tái)幾何模型和夾具幾何模型進(jìn)行組裝，得到振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型；

2b)前處理模塊對(duì)編寫(xiě)的.m格式的振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)值模擬算法文件進(jìn)行格式轉(zhuǎn)換，得到.dll格式的振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)值模擬算法文件；

2c)前處理模塊對(duì)控制譜已知拐點(diǎn)的頻率、功率譜密度和相鄰拐點(diǎn)間斜率進(jìn)行計(jì)算，得到控制譜譜型數(shù)據(jù)；

3)有限元建模模塊對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型進(jìn)行有限元建模，得到振動(dòng)試驗(yàn)仿真有限元模型，實(shí)現(xiàn)步驟為：

3a)有限元建模模塊調(diào)用有限元分析軟件；

3b)有限元建模模塊對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分；

3c)有限元建模模塊對(duì)振動(dòng)臺(tái)幾何模型進(jìn)行自由度約束；

3d)有限元建模模塊對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型進(jìn)行模態(tài)分析，得到原始振動(dòng)試驗(yàn)仿真有限元模型；

3e)有限元建模模塊根據(jù)步驟1)中的模型修正標(biāo)準(zhǔn)，對(duì)原始有限元模型進(jìn)行模型修正，得到振動(dòng)試驗(yàn)仿真有限元模型；

4)條件設(shè)置模塊對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)仿真的控制方式和控制點(diǎn)位置進(jìn)行設(shè)置，得到振動(dòng)試驗(yàn)仿真的控制方式和控制點(diǎn)位置，實(shí)現(xiàn)步驟為：

4a)條件設(shè)置模塊選擇方陣控制、長(zhǎng)方陣控制和坐標(biāo)轉(zhuǎn)換控制中的任意一種，作為振動(dòng)試驗(yàn)仿真的控制方式；

4b)條件設(shè)置模塊根據(jù)選擇出的振動(dòng)試驗(yàn)仿真的控制方式，選擇振動(dòng)試驗(yàn)仿真有限元模型的頭部控制點(diǎn)和尾部控制點(diǎn)，得到振動(dòng)試驗(yàn)仿真的控制點(diǎn)位置；

5)分析計(jì)算模塊對(duì)加載在振動(dòng)臺(tái)模型上的載荷進(jìn)行反求，并將反求出的載荷施加在振動(dòng)試驗(yàn)仿真有限元模型上進(jìn)行驗(yàn)證，得到各個(gè)控制點(diǎn)和監(jiān)測(cè)點(diǎn)的響應(yīng)譜型數(shù)據(jù)，實(shí)現(xiàn)步驟為：

5a)分析計(jì)算模塊調(diào)用有限元分析軟件，根據(jù).dll格式的振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)值模擬算法文件中的算法，對(duì)加載在振動(dòng)臺(tái)模型上的載荷進(jìn)行反求計(jì)算，得到加載在振動(dòng)臺(tái)上的載荷；

5b)分析計(jì)算模塊調(diào)用有限元分析軟件，將計(jì)算出的載荷加載到振動(dòng)試驗(yàn)仿真有限元模型上，得到各控制點(diǎn)和監(jiān)測(cè)點(diǎn)的響應(yīng)譜型數(shù)據(jù)；

6)結(jié)果處理模塊對(duì)不同控制點(diǎn)位置下各監(jiān)測(cè)點(diǎn)處的響應(yīng)譜型數(shù)據(jù)與步驟2c)中的控制譜譜型數(shù)據(jù)之間的均方根誤差大小進(jìn)行對(duì)比計(jì)算，并將對(duì)比結(jié)果中均方根誤差最小的控制點(diǎn)位置作為最優(yōu)控制點(diǎn)位置。

本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比，具有如下優(yōu)點(diǎn)：

1、本發(fā)明由于采用前處理模塊得到振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型、.dll格式振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)值模擬算法文件和控制譜譜型數(shù)據(jù)，有限元建模模塊得到振動(dòng)試驗(yàn)仿真有限元模型，條件設(shè)置模塊對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)仿真的控制方式和控制點(diǎn)位置進(jìn)行設(shè)置，分析計(jì)算模塊進(jìn)行反求載荷和載荷驗(yàn)證，得到各控制點(diǎn)和監(jiān)測(cè)點(diǎn)的響應(yīng)譜型數(shù)據(jù)，并通過(guò)結(jié)果處理模塊得到最優(yōu)控制點(diǎn)位置，實(shí)現(xiàn)了對(duì)具有隨機(jī)性能的細(xì)長(zhǎng)型飛行器振動(dòng)試驗(yàn)的仿真。

2、本發(fā)明由于在實(shí)現(xiàn)隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)仿真的過(guò)程中，在建立振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型的基礎(chǔ)上，通過(guò)對(duì)集成軟件中的子功能句柄發(fā)送消息，自動(dòng)建立振動(dòng)試驗(yàn)仿真有限元分析模型，并進(jìn)行各控制點(diǎn)和監(jiān)測(cè)點(diǎn)的響應(yīng)譜型數(shù)據(jù)的計(jì)算分析，得到最優(yōu)控制位置，簡(jiǎn)化了仿真過(guò)程，與現(xiàn)有技術(shù)相比，有效地提高了振動(dòng)試驗(yàn)仿真過(guò)程的效率。

附圖說(shuō)明

圖1是本發(fā)明的一種細(xì)長(zhǎng)型飛行器的振動(dòng)試驗(yàn)仿真系統(tǒng)的結(jié)構(gòu)示意圖；

圖2是本發(fā)明的一種細(xì)長(zhǎng)型飛行器的振動(dòng)試驗(yàn)仿真方法的實(shí)現(xiàn)流程框圖；

圖3是本發(fā)明方法中前處理模塊的實(shí)現(xiàn)流程框圖；

圖4是本發(fā)明方法中有限元模塊的實(shí)現(xiàn)流程框圖；

圖5是本發(fā)明方法中條件設(shè)置模塊的實(shí)現(xiàn)流程框圖；

圖6是本發(fā)明方法中分析計(jì)算模塊的實(shí)現(xiàn)流程框圖。

具體實(shí)施方式

下面結(jié)合附圖和具體實(shí)施例，對(duì)本發(fā)明作進(jìn)一步的詳細(xì)描述：

參照?qǐng)D1，一種細(xì)長(zhǎng)型飛行器的振動(dòng)試驗(yàn)仿真系統(tǒng)，包括前處理模塊1、有限元建模模塊2、條件設(shè)置模塊3、分析計(jì)算模塊4、結(jié)果處理模塊5和試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)6，所述五個(gè)模塊和試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)6各自所涉及的軟件集成在所述的仿真系統(tǒng)中。

前處理模塊1，用于獲取采用商用軟件proe建立的振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型，同時(shí)在商用數(shù)據(jù)庫(kù)mysqlserver中存儲(chǔ)振動(dòng)試驗(yàn)仿真數(shù)值模擬算法文件和控制譜譜型數(shù)據(jù)；有限元建模模塊2，用于在商用軟件msc.patran中建立振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型的有限元模型；條件設(shè)置模塊3，用于設(shè)置振動(dòng)試驗(yàn)仿真的控制方式和控制點(diǎn)位置，控制方式包括：方陣控制、長(zhǎng)方陣控制和坐標(biāo)轉(zhuǎn)換控制；分析計(jì)算模塊4，用于通過(guò)商用軟件msc.nastran對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)仿真的算法文件、譜型數(shù)據(jù)、有限元模型、控制方式和控制點(diǎn)位置進(jìn)行分析計(jì)算；結(jié)果處理模塊5，用于對(duì)分析計(jì)算模塊4的分析計(jì)算結(jié)果進(jìn)行優(yōu)選；試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)6，用于存儲(chǔ)前處理模塊1、有限元建模模塊2、條件設(shè)置模塊3、分析計(jì)算模塊4和結(jié)果處理模塊5中的文件和數(shù)據(jù)。

前處理模塊1包括模型選取子模塊11、算法文件轉(zhuǎn)換子模塊12和控制譜輸入子模塊13。模型選取子模塊11，用于選取采用商用軟件proe建立的飛行器幾何模型、振動(dòng)臺(tái)幾何模型和夾具幾何模型，并將該三個(gè)模型裝配為振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型；算法文件轉(zhuǎn)換子模塊12，用于將在matlab軟件中編寫(xiě)的振動(dòng)試驗(yàn)仿真數(shù)值模擬算法文件的.m格式轉(zhuǎn)換為.dll動(dòng)態(tài)鏈接庫(kù)格式；控制譜輸入子模塊13，用于輸入控制譜譜型數(shù)據(jù)，包括控制譜的已知拐點(diǎn)的頻率、功率譜密度和相鄰拐點(diǎn)間斜率，將這些數(shù)據(jù)存入mysqlserver中。

有限元建模模塊2包括網(wǎng)格劃分子模塊21、施加邊界條件子模塊22、模態(tài)分析子模塊23和模型修正子模塊24。網(wǎng)格劃分子模塊21，用于對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分；施加邊界條件子模塊22，用于對(duì)網(wǎng)格劃分后的振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型施加邊界條件；模態(tài)分析子模塊23，用于對(duì)施加邊界條件后的振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型進(jìn)行模態(tài)分析；模型修正子模塊24，用于對(duì)模態(tài)分析后的振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型進(jìn)行修正。

條件設(shè)置模塊3包括控制方式選擇子模塊31和控制點(diǎn)選擇子模塊32?？刂品绞皆O(shè)置子模塊31，用于對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)仿真的控制方式進(jìn)行設(shè)置；控制點(diǎn)設(shè)置子模塊32，用于根據(jù)所設(shè)置的控制方式對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)仿真控制點(diǎn)位置進(jìn)行設(shè)置。

分析計(jì)算模塊4包括反求載荷子模塊41和載荷驗(yàn)證子模塊42。反求載荷子模塊41，用于對(duì)有限元分析軟件msc.patran和msc.nastran進(jìn)行調(diào)用，并對(duì)加載在振動(dòng)臺(tái)模型上的載荷進(jìn)行反求；載荷驗(yàn)證子模塊42，用于對(duì)有限元分析軟件msc.patran進(jìn)行調(diào)用，并將反求出的載荷施加在振動(dòng)試驗(yàn)仿真有限元模型上進(jìn)行驗(yàn)證。

結(jié)果處理模塊5包括查看監(jiān)測(cè)點(diǎn)響應(yīng)子模塊51和振動(dòng)試驗(yàn)仿真方案優(yōu)選子模塊52。查看監(jiān)測(cè)點(diǎn)響應(yīng)子模塊51，用于對(duì)不同監(jiān)測(cè)點(diǎn)在驗(yàn)證后得到的振動(dòng)試驗(yàn)仿真結(jié)果進(jìn)行查看；振動(dòng)試驗(yàn)仿真方案優(yōu)選子模塊52，用于對(duì)不同振動(dòng)試驗(yàn)仿真控制點(diǎn)位置進(jìn)行優(yōu)選。

參照?qǐng)D2，一種細(xì)長(zhǎng)型飛行器的振動(dòng)試驗(yàn)仿真方法，包括如下步驟：

步驟1，在前處理模塊界面中選取采用商用軟件proe建立的飛行器幾何模型、振動(dòng)臺(tái)幾何模型和夾具幾何模型；在matlab軟件中編寫(xiě)本次振動(dòng)試驗(yàn)仿真需要的.m格式的隨機(jī)振動(dòng)試驗(yàn)仿真數(shù)值模擬算法文件；根據(jù)本次隨機(jī)振動(dòng)仿真要求選取飛行器自由飛行狀態(tài)時(shí)的控制譜，并輸入控制譜的已知拐點(diǎn)的頻率、功率譜密度和相鄰拐點(diǎn)間斜率；制定振動(dòng)試驗(yàn)仿真模型修正標(biāo)準(zhǔn)，標(biāo)準(zhǔn)要求振動(dòng)試驗(yàn)仿真模型的質(zhì)量與實(shí)際質(zhì)量一致；振動(dòng)試驗(yàn)仿真模型的材料參數(shù)和實(shí)際結(jié)構(gòu)相符合；振動(dòng)試驗(yàn)仿真模型的模態(tài)計(jì)算結(jié)果和模態(tài)試驗(yàn)結(jié)果一致。

步驟2，前處理模塊對(duì)步驟1中的三個(gè)幾何模型、振動(dòng)試驗(yàn)仿真數(shù)值模擬算法文件和輸入控制譜的數(shù)據(jù)進(jìn)行處理，得到振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型、.dll格式振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)值模擬算法文件和控制譜譜型數(shù)據(jù)，參照?qǐng)D3，實(shí)現(xiàn)步驟為：

步驟2a，在前處理模塊中界面對(duì)飛行器幾何模型、振動(dòng)臺(tái)幾何模型和夾具幾何模型進(jìn)行組裝，得到振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型；

步驟2b，在前處理模塊界面中提供的算法轉(zhuǎn)換接口中對(duì)編寫(xiě)的.m格式的振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)值模擬算法文件進(jìn)行格式轉(zhuǎn)換，得到.dll格式的振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)值模擬算法文件；

步驟2c，前處理模塊對(duì)輸入的控制譜已知拐點(diǎn)的頻率、功率譜密度和相鄰拐點(diǎn)間斜率進(jìn)行計(jì)算，得到控制譜譜型數(shù)據(jù)，其計(jì)算公式為：

其中，c為兩頻點(diǎn)間譜線斜率，a1、a2為兩相鄰拐點(diǎn)頻率，b1、b2為拐點(diǎn)頻率處對(duì)應(yīng)的功率譜密度值，已知a1、a2、b1、b2、c任意四個(gè)參數(shù)的值即可求得另一個(gè)參數(shù)的值。

步驟3，有限元建模模塊對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型進(jìn)行有限元建模，得到振動(dòng)試驗(yàn)仿真有限元模型，參照?qǐng)D4，實(shí)現(xiàn)步驟為：

步驟3a，有限元建模模塊采用窗體枚舉的方法，準(zhǔn)確獲取msc.patran主程序窗體句柄，并利用操作系統(tǒng)的消息機(jī)制，向主窗體句柄發(fā)送設(shè)置父窗體消息命令，實(shí)現(xiàn)將msc.patran的窗體集成到振動(dòng)試驗(yàn)仿真系統(tǒng)的主界面中；

步驟3b，有限元建模模塊向msc.patran網(wǎng)格劃分模塊的句柄發(fā)送功能調(diào)用消息命令，實(shí)現(xiàn)對(duì)對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，msc.patran提供了四面體、五面體以及六面體等單元類型。六面體單元雖然精度高，但是適應(yīng)性稍差，適用于較規(guī)則實(shí)體的網(wǎng)格劃分。四面體單元適應(yīng)性強(qiáng)，幾乎任何實(shí)體均可用四面體單元?jiǎng)澐?，考慮振動(dòng)臺(tái)的結(jié)構(gòu)較為復(fù)雜，為了提高計(jì)算速度，本模型采用四面體單元?jiǎng)澐郑?/p>

步驟3c，有限元建模模塊對(duì)振動(dòng)臺(tái)u型簧、中心圓柱軸、圓柱軸底部彈簧單元以及飛行器懸掛桿上部端面分別進(jìn)行自由度約束，u形簧所在位置的四周僅保留z向平動(dòng)自由度，約束其他5個(gè)方向自由度；中心圓柱軸為導(dǎo)向裝置，保留z向平動(dòng)自由度，約束其他5個(gè)方向自由度；圓柱軸底部連接有彈簧單元，彈簧單元底部完全約束；

步驟3d，有限元建模模塊對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)仿真幾何模型進(jìn)行模態(tài)分析，得到原始振動(dòng)試驗(yàn)仿真有限元模型；

步驟3e，有限元建模模塊根據(jù)步驟1中的模型修正標(biāo)準(zhǔn)，對(duì)原始有限元模型進(jìn)行模型修正，得到振動(dòng)試驗(yàn)仿真有限元模型；

步驟4，條件設(shè)置模塊對(duì)振動(dòng)試驗(yàn)仿真的控制方式和控制點(diǎn)位置進(jìn)行設(shè)置，得到振動(dòng)試驗(yàn)仿真的控制方式和控制點(diǎn)位置，參照?qǐng)D5，實(shí)現(xiàn)步驟為：

步驟4a，條件設(shè)置模塊選擇方陣控制、長(zhǎng)方陣控制和坐標(biāo)轉(zhuǎn)換控制中的任意一種，作為振動(dòng)試驗(yàn)仿真的控制方式；

步驟4b，條件設(shè)置模塊根據(jù)選擇出的振動(dòng)試驗(yàn)仿真的控制方式，選擇振動(dòng)試驗(yàn)仿真有限元模型的頭部控制點(diǎn)和尾部控制點(diǎn)，得到振動(dòng)試驗(yàn)仿真的控制點(diǎn)位置，如果選擇仿真控制方式，則激勵(lì)點(diǎn)的個(gè)數(shù)與控制點(diǎn)的個(gè)數(shù)相等；如果選擇長(zhǎng)方陣控制方式，則控制點(diǎn)的數(shù)量要多于激勵(lì)點(diǎn)的數(shù)量；如果選擇坐標(biāo)轉(zhuǎn)換控制方式，則控制點(diǎn)的數(shù)量要多于激勵(lì)點(diǎn)的數(shù)量，還要設(shè)置各個(gè)控制點(diǎn)的權(quán)重大?。?/p>

步驟5，分析計(jì)算模塊對(duì)加載在振動(dòng)臺(tái)模型上的載荷進(jìn)行反求，并將反求出的載荷施加在振動(dòng)試驗(yàn)仿真有限元模型上進(jìn)行驗(yàn)證，得到各個(gè)控制點(diǎn)和監(jiān)測(cè)點(diǎn)的響應(yīng)譜型數(shù)據(jù)，參照?qǐng)D6，實(shí)現(xiàn)步驟為：

步驟5a，分析計(jì)算模塊調(diào)用有限元分析軟件msc.patran與msc.nastran，對(duì)頭部控制點(diǎn)和尾部控制點(diǎn)進(jìn)行白噪聲設(shè)置，并通過(guò)調(diào)用.dll格式的振動(dòng)試驗(yàn)數(shù)值模擬算法文件中的算法以及步驟2c中得到的控制譜數(shù)據(jù)，對(duì)加載在振動(dòng)臺(tái)模型上的載荷進(jìn)行反求計(jì)算，得到加載在振動(dòng)臺(tái)上的載荷，并將載荷數(shù)據(jù)以.csv格式文件存儲(chǔ)到試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)中；

步驟5b，分析計(jì)算模塊調(diào)用有限元分析軟件msc.patran，將.csv格式文件從數(shù)據(jù)庫(kù)中調(diào)出并導(dǎo)入msc.patran中，加載到振動(dòng)試驗(yàn)仿真有限元模型上，得到各控制點(diǎn)和監(jiān)測(cè)點(diǎn)的響應(yīng)譜型數(shù)據(jù)，將該數(shù)據(jù)存入試驗(yàn)數(shù)據(jù)庫(kù)；

步驟6，選擇不同控制點(diǎn)位置進(jìn)行振動(dòng)試驗(yàn)仿真，結(jié)果處理模塊對(duì)不同控制點(diǎn)位置下各監(jiān)測(cè)點(diǎn)處的響應(yīng)譜型數(shù)據(jù)與步驟2c中的控制譜譜型數(shù)據(jù)之間的均方根誤差大小進(jìn)行對(duì)比計(jì)算，并將對(duì)比結(jié)果中均方根誤差最小的控制點(diǎn)位置作為最優(yōu)控制點(diǎn)位置。由均方根誤差的數(shù)學(xué)意義可知，均方根誤差是衡量觀測(cè)值同真值之間的偏差的標(biāo)準(zhǔn)，均方根誤差越小，則觀測(cè)值與真值的偏差越小。將控制點(diǎn)處的實(shí)際響應(yīng)值作為觀測(cè)值，將控制譜譜型數(shù)據(jù)作為真值，對(duì)控制譜譜型數(shù)據(jù)在頻率范圍內(nèi)進(jìn)行(n-1)等分，即得到n個(gè)控制譜響應(yīng)值，設(shè)其為x1,x2,…,xn，控制點(diǎn)處的實(shí)際響應(yīng)值假設(shè)為y1,y2,…,y3，則這一組響應(yīng)值相對(duì)于控制譜響應(yīng)值的均方根誤差rmse計(jì)算公式為：

以上描述僅是本發(fā)明的一個(gè)具體實(shí)例，不構(gòu)成對(duì)本發(fā)明的任何限制，顯然對(duì)于本領(lǐng)域的專業(yè)人員來(lái)說(shuō)，在了解了本發(fā)明內(nèi)容和原理后，都可能在不背離本發(fā)明原理、結(jié)構(gòu)的情況下，進(jìn)行形式和細(xì)節(jié)上的各種修改和改變，但是這些基于本發(fā)明思想的修正和改變?nèi)栽诒景l(fā)明的權(quán)利要求保護(hù)范圍之內(nèi)。