孔憲仁, 王英誠 ， 張紅亮

(1. 哈爾濱工業(yè)大學(xué) 衛(wèi)星技術(shù)研究所，哈爾濱　150080；2. 北京強(qiáng)度環(huán)境研究所，北京　100076；3.中國空間技術(shù)研究院 航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京　100010)

?

基于DFM/FEM鋁蜂窩夾層結(jié)構(gòu)耦合損耗因子預(yù)測

孔憲仁1, 王英誠2， 張紅亮3

(1. 哈爾濱工業(yè)大學(xué) 衛(wèi)星技術(shù)研究所，哈爾濱150080；2. 北京強(qiáng)度環(huán)境研究所，北京100076；3.中國空間技術(shù)研究院 航天東方紅衛(wèi)星有限公司，北京100010)

摘要：在使用統(tǒng)計(jì)能量分析對復(fù)雜的蜂窩夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行高頻動(dòng)力學(xué)響應(yīng)預(yù)示的關(guān)鍵環(huán)節(jié)之一在于準(zhǔn)確估算耦合損耗因子。研究應(yīng)用對偶模態(tài)/有限元法(DFM/FEM)估算鋁蜂窩夾層結(jié)構(gòu)之間的耦合損耗因子，通過算例對該方法進(jìn)行仿真驗(yàn)證，結(jié)果表明，該方法可行且高效準(zhǔn)確。最后對L型耦合鋁蜂窩夾層板結(jié)構(gòu)進(jìn)行振動(dòng)實(shí)驗(yàn)，并使用功率輸入法辨識試件間的耦合損耗因子，比較功率輸入和和對偶模態(tài)/有限元法結(jié)果，兩者一致性好，進(jìn)一步驗(yàn)證了對偶模態(tài)/有限元法估算鋁蜂窩夾層板系統(tǒng)耦合損耗因子的可行性，擴(kuò)展了統(tǒng)計(jì)能量分析在復(fù)雜結(jié)構(gòu)上的應(yīng)用。

關(guān)鍵詞：統(tǒng)計(jì)能量分析；對偶模態(tài)法；耦合損耗因子；鋁蜂窩夾層板

應(yīng)用統(tǒng)計(jì)能量分析(SEA)對復(fù)雜結(jié)構(gòu)進(jìn)行高頻動(dòng)力學(xué)響應(yīng)預(yù)示時(shí)，關(guān)鍵在于確定統(tǒng)計(jì)能量分析參數(shù)，特別是準(zhǔn)確估算出結(jié)構(gòu)間的耦合損耗因子(CLF)。目前，對于絕大多數(shù)工業(yè)結(jié)構(gòu)而言，CLF往往通過實(shí)驗(yàn)辨識。在實(shí)驗(yàn)統(tǒng)計(jì)能量分析方面，最為經(jīng)典的無疑是功率輸入法(PIM)，許多學(xué)者對其進(jìn)行了研究與驗(yàn)證，其中，Bies等[1]利用功率輸入法實(shí)驗(yàn)估計(jì)了兩塊耦合的板結(jié)構(gòu)的損耗因子矩陣，并對隨機(jī)選擇的激振點(diǎn)數(shù)目對輸入功率的影響進(jìn)行了深入的研究。Lalor[2]對PIM的能量矩陣的組裝方式進(jìn)行了改進(jìn)，將耦合損耗因子和內(nèi)損耗因子分離求解，以實(shí)現(xiàn)對計(jì)算的簡化，并且在一定程度上提高了估算精度。雖然PIM已經(jīng)得到廣泛的認(rèn)可，但其要求實(shí)體的結(jié)構(gòu)，步驟繁瑣，隨著子系統(tǒng)數(shù)量的增加容易出現(xiàn)病體矩陣等問題，對于講究高效迅速的今天，難以滿足在產(chǎn)品設(shè)計(jì)初期進(jìn)行結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)高頻環(huán)境預(yù)示的要求。

蜂窩夾層結(jié)構(gòu)由較薄的面板與較厚的芯子膠接而成。在彎曲荷載作用下，面板主要承擔(dān)拉壓應(yīng)力，蜂窩芯主要承擔(dān)剪切應(yīng)力，因其具有極高的剛質(zhì)比、抗失穩(wěn)能力強(qiáng)、耐疲勞以及隔熱等諸多優(yōu)點(diǎn)被廣泛用于航天航空領(lǐng)域[3]。目前，蜂窩夾層結(jié)構(gòu)的模態(tài)密度已經(jīng)具有理論公式[4-6]。對于阻尼損耗因子而言，雖然阻尼機(jī)制復(fù)雜，但在以往試驗(yàn)結(jié)果和理論分析對比的基礎(chǔ)上逐漸對阻尼的分布也有了定性的認(rèn)識[7]。而準(zhǔn)確估算出蜂窩夾層結(jié)構(gòu)之間的CLF仍舊非常困難。因此，尋找新的估算在設(shè)計(jì)初期準(zhǔn)確估算出鋁蜂窩夾層板結(jié)構(gòu)間的CLF的方法對于擴(kuò)展SEA在航天航空領(lǐng)域的應(yīng)用來說意義重大。

基于上述介紹，本文提出應(yīng)用對偶模態(tài)法/有限元(DFM/FEM)估算鋁蜂窩夾層板結(jié)構(gòu)間的CLF。首先，給出對偶模態(tài)法的理論推導(dǎo)。其次，通過數(shù)值仿真驗(yàn)證該方法的正確性。最后，對L型鋁蜂窩板耦合結(jié)構(gòu)進(jìn)行振動(dòng)實(shí)驗(yàn)，對比分析實(shí)驗(yàn)和DFM/FEM的辨識結(jié)果。

1統(tǒng)計(jì)能量分析

統(tǒng)計(jì)能量分析(SEA)始于在20世紀(jì)60年代[8]，用于計(jì)算耦合的子系統(tǒng)之間的功率流傳遞。如圖1所示，假定功率Piin輸入至一個(gè)子系統(tǒng)i時(shí)，只能通過子系統(tǒng)i耗散或傳遞給耦合的子系統(tǒng)j。功率流平衡等式為：

Piin=Pidiss+Pij

(1)

耗散功率和傳遞功率可以使用子系統(tǒng)能量Ei來表示。

(2)

式中:Piin是子系統(tǒng)i的輸入功率，ηi為子系統(tǒng)i的阻尼損耗因子，ηij是子系統(tǒng)i和子系統(tǒng)j之間的耦合損耗因子，ωc是分析帶寬的中心角頻率。耦合損耗因子滿足互易性關(guān)系：

niηij=njηji

(3)

式中:ni和nj分別為子系統(tǒng)i和j的模態(tài)密度。

圖1　二子系統(tǒng)SEA模型Fig.1 Two-Subsystem SEA Model

2對偶模態(tài)法

2.1基本原理

對偶模態(tài)法最初由Maxit等[9-10]提出，該方法基于一組應(yīng)力位移對偶模態(tài)方程，通過非標(biāo)準(zhǔn)的模態(tài)擴(kuò)展，利解耦子系統(tǒng)的模態(tài)去描述解耦子系統(tǒng)的自由振動(dòng)。如圖2所示，對耦合的二子系統(tǒng)SEA模型進(jìn)行解耦分析，其中一個(gè)子系統(tǒng)的耦合邊界面受檔，它的響應(yīng)通過應(yīng)力模態(tài)振型表示。另外一個(gè)子系統(tǒng)耦合邊界面自由，它的響應(yīng)通過位移模態(tài)振型表示。這時(shí)，子系統(tǒng)1和子系統(tǒng)2之間的模態(tài)功率流平衡方程可以寫成類似于SEA基本等式的形式：

(4)

圖2　對偶模態(tài)法原理Fig.2 Principle of dual formulation method

(5)

(6)

兩個(gè)子系統(tǒng)之間的功率流為模態(tài)與模態(tài)之間的功率流的總和，即：

(7)

根據(jù)模態(tài)能量均分假設(shè)：

(8)

由式(7)與式(8)可以得到：

(9)

其中:耦合損耗因子η12為：

(10)

(11)

式中：N1,N2為子系統(tǒng)分析帶寬的共振模態(tài)數(shù)。

3鋁蜂窩夾層板等效理論

蜂窩夾層結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)機(jī)制復(fù)雜，難以像均值板一樣推導(dǎo)出結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)方程，在早期的蜂窩復(fù)合夾層結(jié)構(gòu)分析模型中，由于芯層相對于面板較軟，為了簡化計(jì)算，常常忽略芯層的面內(nèi)剛度和彎曲剛度。如圖3所示，將蜂窩夾層等效為各向異性板，等效參數(shù)可以由式(12)得到。

(12)

圖3　蜂窩夾層結(jié)構(gòu)Fig.3 Honeycomb sandwich construction

事實(shí)上，芯層相對于面板而言卻有較大的厚度，因此忽略其面內(nèi)剛度和彎曲剛度必然會(huì)帶來不可忽視的誤差。

圖4　蜂窩夾層結(jié)構(gòu)Fig.4 Honeycomb sandwich construction

如圖4所示，蜂窩胞元的變形為：

P=σ1(h+lsinθ)b

(13)

式中:b為壁板的寬度。

(14)

(15)

x,y方向上的等效應(yīng)變：

(16)

等效泊松比：

(17)

X方向的楊氏模量：

(18)

圖5　蜂窩夾層結(jié)構(gòu)Fig.5 Honeycomb sandwich construction

如圖5所示，蜂窩胞元的變形為：

(19)

斜壁板AB的撓度為：

(20)

斜壁板AB伸長量:

δ2=Wsinθl/(Esbt)

(21)

鉛直壁板BC的伸長量:

δ3=Wh/(Esbt)

(22)

x,y方向上的等效應(yīng)變：

(23)

等效的泊松比:

(24)

y方向的楊氏模量

(25)

等效的橫向剪切模量:

(26)

蜂窩芯的等效密度為：

(27)

式中:ρs為蜂窩壁材料容重，ts蜂壁厚度，d,c為蜂窩格邊長，θ蜂窩壁內(nèi)角的一半。

三明治夾芯板理論將蜂窩夾芯等效為正交各向異性的均勻連續(xù)結(jié)構(gòu)，考慮了蜂窩芯子形狀對蜂窩夾層板整體性能的影響特性，使得這種等效理論更符合實(shí)際情況。對于正六邊形蜂窩芯，蜂窩芯的等效參數(shù)可以通過下式獲得[11]：

(28)

式中:γ是修正系數(shù)，一般取0.4～0.6，理論值取1。Es,Gs,ρs,μs分別代表蜂窩芯子的材料的彈性模量，剪切模量，密度以及泊松比。

4算例仿真

考慮兩塊鋁蜂窩夾層板組成L型耦合結(jié)構(gòu)，其中蜂窩夾芯為正六邊，面板材料為鋁材，蜂窩芯為鋁箔，彈性模量為72 GPa，泊松比0.33，密度為2 700 kg/m3，蜂窩夾芯壁厚0.04 mm，壁長4 mm，其中，小板長1.5 m，寬1 m，面板厚度為0.5 mm，蜂窩芯層為8 mm。大板長為2.5 m，寬為1 m，面板厚度為0.5 mm，蜂窩芯層為24 mm，假設(shè)阻尼損耗因子均為η1=η2=0.04。

根據(jù)三明治夾心板等效理論，由式(28)可以得到蜂窩芯層的等效參數(shù),示于表1。

表1　蜂窩芯等效參數(shù)

(29)

我們使用SEA數(shù)值實(shí)驗(yàn)[12]和VA-one軟件的數(shù)值仿真結(jié)果作為對比驗(yàn)證。其中，SEA數(shù)值實(shí)驗(yàn)計(jì)算CLF的原理是通過有限元建模進(jìn)行數(shù)值實(shí)驗(yàn)，利用外部激勵(lì)作用下耦合子系統(tǒng)的能量比與耦合損耗因子之間的關(guān)系求得，屬于模態(tài)方法。VA-one估算鋁蜂窩夾層板之間的CLF是將蜂窩夾層結(jié)構(gòu)進(jìn)行等效后采用基于半無限子系統(tǒng)假設(shè)的波方法估算CLF。兩者均是估計(jì)耦合損耗因子的有效方法，但對于蜂窩夾層結(jié)構(gòu)復(fù)雜，波方法在對其進(jìn)行等效估算時(shí)誤差相對較大。

如圖6所示，為模擬模態(tài)不相關(guān)激勵(lì)，對小板隨機(jī)選取五個(gè)節(jié)點(diǎn)進(jìn)行激勵(lì)，求各板在均方根為1的隨機(jī)力激勵(lì)作用下的響應(yīng)。需要說明的是，使用有限元進(jìn)行高頻動(dòng)力學(xué)響應(yīng)分析時(shí)，有限元網(wǎng)格必須足夠細(xì)密才能捕捉到高頻模態(tài)，一般來說，有限元網(wǎng)格應(yīng)該小于波長的八分之一。即便如此，有限元分析結(jié)果仍舊會(huì)出現(xiàn)特征頻率和模態(tài)陣型漂移等問題，但誤差會(huì)隨著多個(gè)激振點(diǎn)平均而減小。

圖6　數(shù)值實(shí)驗(yàn)示意圖Fig.6 sketch of numerical experiment

根據(jù)隨機(jī)振動(dòng)理論可以得到隨機(jī)作用下得到子系統(tǒng)的均方能量響應(yīng)。此時(shí)，兩個(gè)子系統(tǒng)的SEA功率流平衡方程為：

(30)

根據(jù)式(14)中的第二個(gè)式子可以得到：

(31)

式中:〈Ei〉是激勵(lì)作用下鋁蜂窩板i響應(yīng)能量，n1,n2是三分之一倍頻內(nèi)的模態(tài)密度。

鋁蜂窩夾層板的模態(tài)密度可以由Erickson[11]公式得到：

(32)

式中:a,b為蜂窩夾層板的長和寬，Ef,μ,tf,tc為蜂窩夾層板面板的彈性模量、泊松比、厚度以及蜂窩夾心層的厚度。m為整個(gè)蜂窩夾心板的單位面積質(zhì)量，f為頻率。

(33)

(34)

(35)

(36)

假設(shè)小板為子系統(tǒng)1大板為子系統(tǒng)2，對模型分別使用三種方法進(jìn)行仿真，仿真結(jié)果如圖7所示所示。對偶模態(tài)法、Va-one和SEA數(shù)值實(shí)驗(yàn)三種方法的結(jié)果趨勢相同，子系統(tǒng)之間的耦合損耗因子隨著頻率的升高而減小，同時(shí)可以看出，DFMFEM法的估算值與SEA數(shù)值實(shí)驗(yàn)的匹配度要好于Va-one的估算值與SEA數(shù)值實(shí)驗(yàn)的匹配度，故可以證明DFMFEM法能夠更加準(zhǔn)確地估算鋁蜂窩夾層板結(jié)構(gòu)間的耦合損耗因子，并且相對于SEA數(shù)值實(shí)驗(yàn)，該方法具有步驟簡單，計(jì)算量等優(yōu)點(diǎn)。

圖7　耦合損耗因子Fig.7 Coupling loss factor

接下來，進(jìn)一步探討對偶模態(tài)法是否適用于復(fù)雜蜂窩殼結(jié)構(gòu)的情況。如圖8所示，一個(gè)半圓柱鋁蜂窩夾層殼體與一塊鋁蜂窩夾層殼體平板耦合連接，其中半圓柱的曲率半徑為1.5 m，高為3 m，蜂窩夾層總厚度為24 mm面板厚度為0.5 mm，面板的材料為鋁，蜂窩芯夾層材料為鋁箔。底板幾何形狀為半圓板，面板厚度為0.5 mm鋁板。蜂窩夾層厚度為14 mm，材料為鋁箔。蜂窩夾心的形狀均為正六邊形，蜂窩壁厚0.04 mm，蜂窩壁長4 mm。材料參數(shù)為：彈性模量為72 GPa，泊松比0.33，密度為2 700 kg/m3。

圖8　鋁蜂窩殼結(jié)構(gòu)示意圖Fig.8 Illustration of aluminum honeycomb sandwich shell

對解耦子系統(tǒng)分別進(jìn)行有限元分析，其中鋁蜂窩半圓柱殼體耦合邊界自由，提取位移模態(tài)振型。鋁蜂窩半圓板耦合邊界受檔，提取應(yīng)力模態(tài)振型。使用對偶模態(tài)法對辨識該結(jié)構(gòu)子系統(tǒng)之間的耦合損耗因子，結(jié)果圖9所示。

從結(jié)果可以看出，對偶模態(tài)法的估算值與Va-one的估算值在趨勢吻合且未出現(xiàn)較大誤差，數(shù)量級相同，整體上，兩種方法的估算結(jié)果在大于400 Hz時(shí)具有很好的一致性。η12均大于η21。鋁蜂窩殼(子系統(tǒng)2)的模態(tài)密度要大于鋁蜂窩板(子系統(tǒng)1)，根據(jù)互易性關(guān)系可知，η12在理論上應(yīng)該大于η21，仿真結(jié)果合理。

故此，可以證明DFMFEM法可以正確地估算出更為復(fù)雜的蜂窩夾層板殼結(jié)構(gòu)之間的耦合損耗因子，為對偶模態(tài)法在工程實(shí)際中的應(yīng)用奠定了基礎(chǔ)。

圖9　耦合損耗因子Fig.9 Coupling loss factor

5實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證

對L型鋁蜂窩板耦合結(jié)構(gòu)的實(shí)驗(yàn)?zāi)Ｐ瓦M(jìn)行振動(dòng)實(shí)驗(yàn)與分析，實(shí)驗(yàn)試件如圖10所示。

圖10　實(shí)驗(yàn)試件Fig.10 Structure for Experiment

試件由兩塊鋁蜂窩夾層板組成L型耦合結(jié)構(gòu)，小板尺寸為120 mm×130 mm，上下面板厚度均為1 mm，中間夾層厚度為8 mm。大板的結(jié)構(gòu)尺寸為120 mm×140 mm，上下面板厚度均為1 mm，中間夾層厚度為13 mm。公共邊處通過11個(gè)鐵角碼及對應(yīng)的44個(gè)螺栓連接而成，面板為鋁質(zhì)材料，兩塊板的蜂窩夾芯均為正六邊形鋁箔，蜂窩壁厚為0.06 mm，長為4 mm。材料屬性為：彈性模量E=7 200 MPa，密度為2.7×103kg·m-3、泊松比為0.33

實(shí)驗(yàn)裝置如圖11所示，用到的設(shè)備包括激振器(JZQ50)、任意波形發(fā)生器(Agilent33250A)、加速度傳感器(333B30)，阻抗頭(288D01)，功率放大器(DH5801)以及數(shù)據(jù)采集系統(tǒng)(JAGUAR)組成。實(shí)驗(yàn)現(xiàn)場如圖12所示。

圖11 實(shí)驗(yàn)裝置示意圖Fig.11Sketchmapoftestsetup圖12 實(shí)驗(yàn)照片F(xiàn)ig.12Photooftest

為得到較好的空間平均數(shù)據(jù)，每塊鋁蜂窩板隨機(jī)選擇5個(gè)激振點(diǎn)，小板隨機(jī)布置13個(gè)加速度測點(diǎn)，大板隨機(jī)布置15個(gè)加速度測點(diǎn)。測試時(shí)，將試件和激振器使用彈性繩懸掛起來，激振力由信號發(fā)生器中的隨機(jī)白噪聲信號經(jīng)功率放大器作用后驅(qū)動(dòng)激振器產(chǎn)生。

作為實(shí)驗(yàn)驗(yàn)證， 使用經(jīng)典的功率輸入法作為實(shí)驗(yàn)

辨識方法，實(shí)驗(yàn)辨識需要的數(shù)據(jù)包括穩(wěn)態(tài)激勵(lì)作用下各子系統(tǒng)的平均輸入功率和響應(yīng)能量。其中單點(diǎn)輸入功率可以通過連接于激振器的阻抗頭所測量的力和加速度的互譜得到，理論公式[13]如式(37)所示，鋁蜂窩板的輸入功率由5點(diǎn)平均得到。

(37)

式中:F為激振力f(t)的傅里葉變換，Y為激勵(lì)點(diǎn)的點(diǎn)導(dǎo)納，Sfa(ω)為激振力和加速度的互譜密度。

振動(dòng)能量分別由各蜂窩板的所有測點(diǎn)(激振點(diǎn)處除外)的估算值平均得到，公式如式(38)所示。

(38)

式中:Saa(ω)為加速度自功率譜密度。

將計(jì)算得到的振動(dòng)能量對輸入功率進(jìn)行歸一化平均，圖10為小板受到激振并進(jìn)行平均處理后，中心頻率為315 Hz～3 125 Hz的連續(xù)三分之一倍頻程帶寬內(nèi)兩塊鋁蜂窩板的平均能量。

使用對偶模態(tài)法辨識實(shí)驗(yàn)試件之間的耦合損耗因子，在解耦分析中，小板耦合邊界受檔，大板耦合邊界條件自由，阻尼由實(shí)驗(yàn)測得。實(shí)驗(yàn)及DFMFEM法辨識計(jì)算分別在連續(xù)的三分之一倍頻程分析帶寬內(nèi)進(jìn)行，分析頻帶的中心頻率取315 Hz～4 000 Hz。實(shí)驗(yàn)結(jié)果和仿真和仿真結(jié)果如圖14和圖15所示。

DFMFEM法的估計(jì)結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果較低頻率域還是存在較大的誤差，究其原因，如圖16所示，在頻域較低時(shí)，鋁蜂窩夾層板的模態(tài)密度較低，模態(tài)數(shù)小于5，模態(tài)能量均分假設(shè)難以滿足，但這時(shí)SEA理論是否成立也需要進(jìn)一步研究。由圖14和圖15可以看出，隨著頻率的升高，DFMFEM法的估算值與實(shí)驗(yàn)結(jié)果吻合度越來越高，在頻率大于1 000 Hz的頻域內(nèi)，兩者在個(gè)別頻帶內(nèi)誤差有所增加，但并不明顯(小于3 db)。與此同時(shí)，DFMFEM法的估算結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的匹配度要好于VA-one仿真結(jié)果與實(shí)驗(yàn)結(jié)果的匹配度。

圖13 穩(wěn)態(tài)激勵(lì)時(shí)子系統(tǒng)歸一化平均能量Fig.13Normalizedaveragesofsubsystemenergiesundersteadystateexcitation圖14 耦合損耗因子Fig.14Couplinglossfactor圖15 耦合損耗因子Fig.15couplinglossfactor

圖16　三分之一倍頻程內(nèi)板的模態(tài)數(shù)Fig.16 Number of modes of plates in third octive frequency band

6結(jié)論

由仿真和實(shí)驗(yàn)結(jié)果可以得出：DFMFEM法能有效估算鋁蜂窩夾層板結(jié)構(gòu)之間的CLF。與傳統(tǒng)的數(shù)值實(shí)驗(yàn)方法相比，DFMFEM法更加簡單高效，不需要求解運(yùn)動(dòng)方程，僅需根據(jù)解耦蜂窩夾層結(jié)構(gòu)耦合邊界節(jié)點(diǎn)上的振動(dòng)模態(tài)振型便可直接估算出CLF。將該法預(yù)測的CLF與VA-one、AutoSEA2等統(tǒng)計(jì)能量分析軟件結(jié)合進(jìn)行建模仿真，可以提高預(yù)示的精度和準(zhǔn)確性，這對于擴(kuò)展SEA在工程實(shí)際中的應(yīng)用具有極其重要的意義，

本文的研究結(jié)果可以作為進(jìn)一步DFMFEM法估算蜂窩夾層結(jié)構(gòu)之間CLF的基礎(chǔ)，仍需要對更為復(fù)雜的結(jié)構(gòu)進(jìn)行研究和驗(yàn)證。

參 考 文 獻(xiàn)

[1] Bies D A, Hamid S. In situ determination of loss and coupling loss factors by the power injection method[J]. Journal of Sound and Vibration, 1980, 70(2): 187-204.

[2] Lalor N. The experimental determination of vibrational energy balance in complex structures [C]// Proceedings SIRA Conference on Stress and Vibration. London, 1989:108-429.

[3] 張廣平, 戴干策. 復(fù)合材料蜂窩夾芯板及其應(yīng)用[J]. 纖維復(fù)合材料,2000(2): 25-27.

ZHANG Guang-ping, DAI Gan-che. Honeycomb sandwich panels panels of composites and their application[J]. Fiber Composites,2000(2): 25-27.

[4] Wilkinson J P D. Modal densities of certain shallow structural elements[J]. Joumal of Acoustical Society of America,1968(43): 245-251.

[5] Renji K, Nair P S, Narayanan S. Modal density of composite honeycomb sandwich panels[J]. Journal of Sound and Vibration, 1996(195): 687-699.

[6] Erickson L L. Modal density estimates for sandwich panels. Theory and experiment[R]. NASA TND-5771, 1979.

[7] 韓增堯, 曲廣吉. 航天器寬頻隨機(jī)振動(dòng)響應(yīng)分析[J]. 中國空間科學(xué)技術(shù),2002(2):24-40.

HAN Zeng-yao, QU Guang-ji. Study of wide-band random vibration response prediction for the spacecraft structures[J]. Structure & Environment Engineering,2002(2):24-40.

[8] 姚德源, 王其政. 統(tǒng)計(jì)能量分析原理及其應(yīng)用[M].北京：北京理工大學(xué)出版社，1995.

[9] Maxit L, Guyader J L. Estimation of SEA coupling loss Factors using a dual formulation and FEM modal information, partⅠ: Theory[J]. Journal of Sound and Vibration,2001, 239(5): 907-930.

[10] Maxit L, Guyader J L. Estimation of SEA coupling loss Factors using a dual formulation and FEM modal information, partⅡ: Numerical applications[J]. Journal of Sound and Vibration,2001, 239(5): 931-948.

[11] 富明慧, 伊久仁. 蜂窩芯層的等效彈性參數(shù)[J]. 力學(xué)學(xué)報(bào), 1999, 31(1): 113-118.

FU Ming-hui, YIN Jiu-ren. Equivalent elastic parameters of the honeycomb core [J]. Acta Mechanica Sinica,1999,31(1): 113-118.

[12] Lyon R H. Statistical energy analysis of dynamical systems: theory and applications[M]. Cambridge, Mass, MIT Press, 1975.

[13] 喬百杰，趙彤，陳雪峰.功率流測量以及振動(dòng)能量參數(shù)估計(jì)試驗(yàn)研究[J].振動(dòng)與沖擊,2014,33(7):194-198.

QIAO Bai-jie，ZHAO Tong，CHEN Xue-fen. Tests for power flow measurement and vibrational energy estimation [J]. Journal of Vibration and Shock,2014,33(7):194-198.

收稿日期：2014-07-04修改稿收到日期：2015-09-06

通信作者王英誠 男，助理工程師，1989年生

中圖分類號:V416.2；TB533

文獻(xiàn)標(biāo)志碼：A

DOI:10.13465/j.cnki.jvs.2016.01.021

Coupling loss factors estimation of aluminum honeycomb sandwich structures using DFM/FEM

KONG Xian-ren1, WANG Ying-cheng2, ZHANG Hong-liang3

(1. Research Institute of Satellite Technology, Harbin Institute of Technology, Harbin 150080, China; 2. Beijing Institute of Structure & Environment Engineering, Beijing 150080, China; 3. Aerospace Dongfanghong Satellite Co., LTD, China Aerospace Science and Space Technology Institute, Beijing 100010, China)

Abstract:The accurate estimate of coupling loss factor is one of key steps in a SEA prediction for high frequency dynamic responses of honeycomb sandwich structures. Here, coupling loss factors estimation of aluminum honeycomb sandwich structures was studied using the dual formulation method/finite element method (DFM/FEM). The numerical simulation results demonstrated that the proposed method is feasible and effective. The vibration tests on L-shaped aluminum honeycomb sandwich plates were conducted, and the power input method was used to identify the coupling loss factor among the tested plates. The results with the power input method agreed well with those using DFM/FEM. So, the coupling loss factors estimation of aluminum honeycomb sandwich structures using DFM/FEM was verified to be feasible. The method extended applications of SEA in complex structures.

Key words:statistical energy analysis (SEA); dual formulation method (DFM); coupling loss factor; aluminum honeycomb sandwich plates

第一作者 孔憲仁 男，博士，教授，博士生導(dǎo)師，1961年生