金属橡胶复合隔振器的动静态性能

设计一种对称式金属橡胶与线弹簧复合的隔振器,基于整体隔振,考虑安装板的柔性因素,建立相应的等效线性动力学模型.通过准静态力学试验,分析线弹簧刚度、金属橡胶密度和加载位移对金属橡胶复合隔振器准静态性能的影响.同时,进行随机振动试验,研究金属橡胶复合隔振器在整体隔振中的隔振性能.试验结果表明,复合样件的刚度特性趋向于线性效果.金属橡胶复合隔振器在谐振点处的峰值衰减是线弹簧隔振器的5倍以上,且系统的随机振动响应在频段0.12~2.00 kHz内都有较大程度的衰减.

用于电梯曳引机减振的MR-SRC减振器设计与分析

针对现有曳引机减振常采用的高分子减振垫因环境因素而引发性能大幅退化问题,以电梯曳引机减振器的工程应用需求为导向,确定减振器所需阻尼元件的刚度后,采用真空渗流技术将硅橡胶填充入金属橡胶孔隙并形成包覆,研制出一款耐环境影响的高性能金属橡胶/硅橡胶连续互穿相复合减振材料(metal rubber-silicone rubber continuous interwoven phase composite damping material, MR-SRC)。然后基于实际结构建立电梯曳引机的有限元数值模型。对加装MR-SRC减振器前后的电梯曳引机进行了模态分析,确定了整体结构的固有频率和振型。对MR-SRC减振器进行冲击响应分析,对比不同MR-SRC材料和冲击载荷对响应的影响,校核减振器的强度。接着,基于MR-SRC的近似等效,对减振器系统的冲击响应进行了理论计算,得出金属橡胶密度为1.8 g/cm^(3)的MR-SRC减振器对减振效果最佳。最后将所制备的MR-SRC减振器安装于实际电梯曳引机,按照电梯减振国标要求,测试电梯在运行过程中的加速度和速度变化,计算并校核电梯运行的相关特性参数。该文章提出的减振器为电梯安全可靠运行提供了一种新途径。

基于STFT-AOK的星箭力学环境等效频谱分析

星箭力学环境的频谱特性研究对于力学试验环境条件设计非常重要。工程上通常基于冲击响应谱变换获得力学环境参数等效频谱,然而该方法受稳态放大系数Q取值的影响较大。为此,文章提出一种基于短时傅里叶变换–自适应优化核函数(STFT-AOK)融合技术的星箭力学环境等效频谱分析方法。研究结果表明:STFT-AOK方法可在AOK准确定位频率成分和瞬态特征时频区域的基础上,结合STFT的准确幅值,构造出频率分辨率高且幅值准确的时频分布,实现力学环境等效频谱的有效获取,适用于各种复杂瞬态星箭力学环境参数的频谱分析。

基于力限控制技术的点式连接壁挂式发射的卫星振动试验方法

对于采用点式连接形式的壁挂式发射卫星,不同星箭接头在发射过程中的加速度谱有较大差异,采用传统方法制定振动试验的加速度控制谱可能导致“过试验”。为此,文章提出一种基于力限控制的振动试验设计方法:通过星箭耦合分析获得星箭界面处的界面力;振动试验时,在卫星主频处采用力限控制,在其他频段采用加速度谱预先下凹。将该力限控制方法应用于点式连接壁挂式发射卫星振动试验中,试验数据证明了该方法的有效性与可行性。该研究可为后续组批发射卫星地面验证提供参考。

詹姆斯·韦布空间望远镜试验验证方法述评

詹姆斯·韦布空间望远镜(JWST)是目前世界上最大的空间望远镜,也是继哈勃空间望远镜之后的又一旗舰级望远镜任务,该望远镜装备有须在深低温环境下运行的大尺寸和高精度光学器件,常规试验方法及设备不能满足其研制需求。为平衡研制周期、研制成本以及任务整体可靠性,JWST采用了不同于传统航天器的试验验证方法,即集成模型仿真验证与试验验证相结合的方法。文章对JWST的分系统级、系统级试验验证方法进行调研分析,并简述其地面试验系统设备的改造情况,以期为我国未来大型航天器试验技术的发展提供参考。

卫星主动段力学环境监测系统设计

为精确获取卫星发射主动段星箭界面的加速度与界面力,设计了卫星主动段力学环境监测系统。系统由振动监测单元、振动传感器及应变片组成,其中,振动监测单元设计有3种工作模式——主动段测量模式、在轨振动数据分析模式及振动数据传输模式,采用基于应变的星箭界面动态载荷识别技术,具备6路振动力学传感器数据采集和24路应变数据采集能力。地面试验验证表明,该系统的振动测量精度达到10%,应变测量与LMS(LabVIEW Measurement Studio)系统应变采集数据之间的误差最大不超过4%。实际搭载中获得的星上主动段力学环境测量结果可为优化卫星分析模型和完善卫星地面力学环境模拟试验条件提供参考依据,并为卫星的后续研发与应用提供重要的技术支持。

某型号运载火箭发射场模态试验技术

目的在取消传统的自由-自由状态全箭模态试验的前提下,通过发射场自由-固支状态模态试验获取某型号运载火箭的模态参数,为火箭总体设计提供依据。方法基于成熟型号相同部段的仿真模型和模态试验数据基础,建立高精度的全箭三维动力学模型,预示结构模态参数,为发射场模态试验的激励方案和测量方案等提供指导。通过多点全相干步进正弦激励模态试验方法,运用测试得到的“伪频响函数”进行参数识别,从而获取结构的模态参数。结果获得了发射场竖立状态下全箭前4阶弯曲模态和1阶扭转模态,基于“伪频响函数”的识别结果与真实频响函数的识别结果频率最大偏差为0.82%,阻尼比最大偏差为1.89%。结论某型号运载火箭的发射场模态试验为火箭总体设计提供了关键参数,型号首飞成功验证了该技术的可靠性,也为获取火箭模态参数开辟了一条新的路径。

爆炸分离冲击下中远场连接界面多点时域载荷反演方法研究

目的建立产品在爆炸分离冲击剖面下,中远场关键连接界面上多点激励时域载荷历程的识别方法,并分析评估结构的动力学响应特性。方法采用结构动力学分析方法,基于杜哈梅积分离散化,建立时域范围内产品上多个测点(包括多个自由度)与关键界面上受到的力载荷之间的传递函数,进而通过载荷识别获得该力激励,特别是在载荷识别过程中采用最速下降法克服识别算法的不适定性,最后通过有限元方法分析得到识别载荷作用下的结构响应,为评估结构动力学响应提供依据。结果反演获得了爆炸螺栓盒与产品连接关键界面上多点多个自由度的时域载荷,该载荷所产生的响应仿真值与多个测点实测数据吻合,并分析获得了结构的动力学响应分布。结论提出了一种针对爆炸载荷传递路径上中远场关键界面的多点动力学载荷的识别方法,并通过数值仿真验证了该方法的有效性,可支撑结构的动力学响应评估。

用于高温管道的二重动力吸振器设计及力学性能试验

针对传统减振支撑难以解决核电机组中小支管的无规则振动问题,设计了一种基于金属橡胶材料的环形二重三向动力吸振器,其中质量块总质量为0.084 kg,矩形弹簧和金属橡胶固定在质量块与工装夹具之间。首先,构建二重动力吸振器动力学模型。其次,利用质量感应法确定小支管的等效质量,并结合定点理论优化吸振器刚度、阻尼比。最后,对小支管二重动力吸振器系统进行谐响应仿真分析。仿真结果表明:二重动力吸振器对X、Y、Z 3个方向的吸振效果均大于95%。分别对有无安装二重动力吸振器的小支管进行激振试验,正弦激励幅值为5 N,频率为0~150 Hz。数据表明,二重动力吸振器对于小支管主要振动方向Y、Z吸振效果达到95%以上,X方向的吸振效率达到75%以上。

基于时序数据库与发布订阅机制的环境试验数据处理平台

针对航天领域技术进步及型号任务激增导致的环境试验数据种类与规模庞大、数据源分散,数据处理软件开发耗时且风格不统一,因而不同型号之间环境试验数据难以统一管理、数据处理功能分散的问题,开发了基于时序数据库与发布订阅机制的环境试验数据处理平台。该平台利用时序数据库对分散的海量环境试验数据进行统一存储与管理,实现了大规模数据的高效写入与访问;通过发布订阅机制实现了实时数据的快速展示;通过综合汇总不同型号对数据处理的需求,实现了环境试验数据通用化解析、数据处理与判读、文本导出和报告生成等多种业务功能。最后对环境试验数据处理平台的实施效果进行展示,证明了其具备良好的工程实用性。

航天结构动力学特性的工程实践与思考

介绍了航天飞行器结构动力学特性的作用,结合航天装备结构动力学特性试验的经验,对产品状态、边界条件、激振方法、测点要求、阻尼获取等工程实践经验进行了系统的总结说明,可为航天装备结构动特性试验的基线与剪裁提供参考。

基于代理模型的批产化卫星动力学试验舱内响应预示方法

文章提出基于代理模型的航天器结构动力学试验舱内响应预示方法,分别采用前馈神经网络(FNN)和Kriging代理模型,利用正弦扫频试验所获得的外部实际测点数据对内部测点响应进行预示;并通过组件级产品和系统级航天器实例,对比2种方法的预示结果,讨论分析代理预示方法的有效性及样本数量对预示精度的影响。研究结果对后续批产化航天器动力学试验测点剪裁具有一定指导意义。

点式星箭分离冲击环境减缓设计与减冲性能试验验证

为改善点式星箭分离冲击环境,优化连接解锁装置设计,研究了点式星箭分离装置的冲击传递机理。以星箭接口不变为前提,提出对应减冲措施:在火工品收集筒顶部增加蜂窝和橡胶垫,以降低火工品结构残体碰撞产生的二次冲击;增加不同材料的垫片,以减弱药剂爆炸冲击作用。初步仿真分析表明,采用镁合金、不锈钢、玻璃钢组合垫片的减冲效果较好。减冲性能验证试验结果表明:增加蜂窝和橡胶垫后,二次冲击现象不再明显;在冲击传递路径上增加3 mm和1 mm厚度的组合垫片,卫星侧冲击响应分别降低了43.3%和39.5%。研究提出的减冲措施以及试验验证结果对点式星箭分离冲击环境改善具有工程指导意义。

QC活动在缩短振动试验准备时间上的应用研究

本文以针对现有伺服产品交付振动试验准备时间过长,不能满足生产快速交付这一实际难题,确定QC课题为缩短伺服产品振动试验准备时间。基于QC活动方法,通过现状调查、分析验证,确定要因,制定对策,先后完成加速度传感器螺接安装、快速安装换向夹具设计,经试验验证与效果检查,振动试验结果满足国军标要求,产品振动试验准备时间大幅缩短,达到目标设定要求。

国外新一代高轨通信卫星平台现状与分析

首先,介绍了国外新一代各类型高轨通信卫星平台的发展现状,给出了Spacebus-NEO、Eurostar-NEO、A2100/LM 2100、SSL-1300、BSS-702HP、Space Inspire、Onesat、BSS-702X、Astranis等卫星平台的主要技术指标。分析了国外新一代高轨通信卫星平台在有效载荷承载力、电推力器、空间展开机构、热控、太阳翼等方面的发展趋势,并分析了高轨通信卫星市场趋势和低成本等方面的发展特点。最后,提出了我国下一代高轨通信卫星平台的发展建议,可以作为发展我国未来高轨卫星平台的参考。

基于橡胶隔振器的脉冲管制冷机微振动抑制研究

着眼于降低某航天器敏感载荷的微振动影响,重点探究了橡胶隔振器对载荷内部脉冲管制冷机的微振动抑制效果。首先对制冷机的微振源特性展开分析;其次结合敏感载荷的隔振需求,确定采取被动隔振的方案,并对橡胶隔振器的特性进行了准静态测试和扫频试验验证;对隔振系统进行了主动段发射条件下的力学承载性试验和常温下的微振动衰减试验,最终筛选出同时兼顾主动段和在轨工作段需求的橡胶隔振器。试验结果表明:装配有隔振系统的制冷机组件能够承受住主动段发射冲击,结构稳定性高,微振动衰减效能达34.12 dB,满足>24 dB的预期要求。研究结果可为制冷机微振动抑制提供技术参考,优化后续的整体设计。

固体火箭发动机试验模态分析

针对某大型分段式固体火箭发动机试验模态分析,试验结果出现了直观“不平衡”的扭转振型,通过数据分析结合试验模型的可观测性状和固体发动机的结构形式,认为药柱的弹性特性影响是主要因素。由于固体火箭发动机是密封充压结构,用于保护药柱,因此不能对药柱粘贴测点进行验证测试。为此建立固体发动机对比仿真模型,并基于试验数据对仿真模型进行了修正,然后按照模态试验的激振方式进行谐响应分析。分析结果验证了直观“不平衡”的扭转振型,证明了药柱的弹性特性是导致上述现象的原因。当固体火箭发动机直径增加,装药量也将大幅增加,低刚度和粘弹性特性固体推进剂的弹性特性将对整体弹性特性的影响将不可忽视,因此针对大型固体火箭发动机提出了试验模态分析药柱的测量和激振要求。

基于相似度的卫星预复振试验结果评价方法

卫星大量振动试验结果表明,预振和复振响应普遍存在不同程度的差异现象(“预复振差异”)。针对该问题,工程上主要依靠设计师的经验分析进行故障定位,效率低、准确性差。基于此,文章首先提出了预复振响应的相似度分析方法,利用全频段相似度分析进行故障定位,进一步针对故障部位的响应进行分频段相似度分析,得到预复振差异频段,为设计师校核和改进结构提供量化的标准;然后,基于该方法建立了卫星振动试验结果评价的详细流程;最后,以某卫星承力筒为研究对象,设计了激振试验,分析结果表明:该方法可以实现卫星预复振试验结果的量化评估,提高产品研制效率。

某型号仪器舱组合体联合动强度试验方法

针对某型号导弹仪器舱组合体结构和设备的联合动强度考核需求,开展组合体的动强度试验方法研究:设计专门的气瓶过载弹性加载装置,实现了气瓶过载力的等效模拟;通过整舱振动试验边界模拟和传递特性分析,验证了噪声激励振动传递与机械振动传递的差异性,提出采用大刚度模拟边界代替级间段真实边界与仪器舱组合进行联合动强度试验的方法;针对3个重点结构部段提出各自的试验条件,并通过预试验和归一化输入响应的比较分析确定了舱段不同部位结构和设备的联合考核方法。该试验方法可以有效模拟由发动机脉动和气动噪声引起的声振环境,避免产品过试验,达到对舱段结构及设备的动强度考核和设备支架动特性及放大倍数评估的目的。

冲击测试动响应高速视觉测量方法

获取测试目标的动态响应参数是航天器产品冲击测试中的关键内容,传统接触式传感器方法存在安装困难、监测维度单一、难以适应复杂测试环境等缺点。提出了一种用于获取冲击测试动响应的高速视觉测量方法,利用双目视觉原理获取测试对象的三维运动轨迹,并在此基础上解析测试过程中的冲击响应参数。该方法在空气炮冲击测试试验中获取的冲击响应谱曲线与加速度计的测量结果一致,识别结果相对偏差优于10%,表明高速视觉测量方法在航天器冲击测试中具有良好的应用潜力。