[拼音]：dongqiangdu fenxi

[外文]：dynamic ysis of structures

研究结构承受动载荷的能力。这种能力对于冲击环境是用冲量或能量来衡量的，不用载荷表示。动强度研究还包括结构的动力特性（固有模态、固有频率、阻尼等）、结构在动载荷作用下的应力与变形等响应、结构的运动稳定性和结构耐振动冲击环境的能力。

动强度研究是飞行器结构强度学科中形成较早的，又称结构动力研究，包括动强度分析和动强度试验（又分别称为动力分析和动力试验）。飞行器结构在通常动载荷条件下的强度校核计算是通过动力分析求出结构中的应力后按静强度准则或疲劳与断裂准则进行的。飞行器结构在飞行或地（水）面运动中大量遇到的是动力问题，结构的振动总是有害的。早在第一次世界大战期间，尾翼抖振、机翼颤振、前轮摆振、液压伺服系统抖振等曾是飞机发展中的障碍。增加静强度并不能解决这类问题，于是发展了动力分析方法。飞行器不断向大型和高速发展，结构在动载荷下的变形往往显著地影响气动载荷的大小和分布，甚至影响飞行器的操纵稳定特性，这对于飞行器的总体设计布局和结构型式的选择都有很大影响。

飞行器结构的动力问题很多，性质不一，分析方法和解决途径也不相同。

飞行器上引起结构强迫振动的干扰源有发动机、螺旋桨、电机、泵等的不平衡旋转。干扰力呈正弦或余弦（简谐）规律。这种现象与一般工程机械相同，克服的途径是消除振源，避免共振，采取隔振、减振措施。

结构在瞬态载荷或随机载荷作用下产生的应力与变形历程。引起飞行器结构动力响应的情况有地面运输、地（水）面运行、起飞、发射、着陆(水)冲击、剧烈的机动飞行、阵风载荷、分离气流的激励、武器发射的反冲、外挂物的突然投放等。动力响应的给定条件可以是外载荷变化过程，也可以是着陆冲击速度、跑道不平度等运动边界条件。飞行中的动力响应问题大多需要考虑结构变形和空气动力的交互作用，属于气动弹性力学问题。

尾翼抖振是由机翼分离的气流激起的尾翼振动，这是一个重要的动力响应问题。飞机设计中解决的途径是：改善气动外形以避免、减弱或延缓气流的分离；选择合适的尾翼位置以避开分离气流；采取人工阻尼器等减振措施。在飞行器结构其他部位也可能发生这类抖振。

运动不稳定的结构即使在微小的扰动作用下也会发生自激振动。自激振动往往发展迅速，会立刻导致结构破坏或严重影响正常工作。防止自激振动的途径主要是改变结构参数，现代也采用伺服系统主动控制技术。飞行器结构的自激振动主要有：

（1）机翼、弹翼、尾翼、操纵面、旋翼、桨叶、壁板、蒙皮等的颤振；

（2）前轮摆振；

（3）直升机地面共振；

（4）伺服控制系统抖振。

结构在自由振动时呈现的特征形状称为固有模态（振型），相应的振动频率称为固有频率，相当的阻尼和质量称为广义阻尼和广义质量。固有模态、固有频率、广义阻尼、广义质量是动力分析中的重要基本数据，称为结构动力特性，可以通过分析或试验求得。飞行器结构具有大量模态。分析和试验证明，结构的运动主要是由少数固有频率较低的主要模态组成的，在动力分析中可以只取少数几个主要模态作为广义的参考坐标，这称为模态分析技术。

70年代以来，现代结构分析系统中设有模态分析程序，模态测试技术的发展更为迅速，除了传统的简谐激振法外，又发展出瞬态激振法和随机激振法，并与电子计算机数据处理技术结合起来用于时（间）域分析处理或频（率）域分析处理。

对于在振动冲击环境下的飞行器结构的重要部件、壳体、油箱、设备、附件、模拟乘员，需校核耐振性和耐冲击性。本质上，这是一个动力环境下的疲劳强度或断裂强度问题，主要靠振动冲击环境试验来验证。强度规范中对各类飞行器的各种部位的振动环境条件、飞行中的鸟撞击条件和发动机噪声源条件等，均有相应的规定。

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