全尺寸飞行器地面振动试验数字化协同探索与实践

全尺寸飞行器地面振动试验具有协调界面多、试验系统复杂、实施周期长、试验风险高等特点,面向先进飞行器高效协同研制需求,必须引入数字化手段提升物理试验能力。通过梳理传统模式飞行器地面振动试验流程,剖析数字化协同试验要素,从试验方案与实施流程的数字化、试验对象的数字化、试验系统的数字化等方面出发,探索并初步构建全尺寸飞行器地面振动试验的数字化方案。指出当前数字化协同模式对降低试验风险、提高试验效率具有显著助益,未来需要进一步推进数实融合仿真、应用平台开发,以推动数字化成熟落地。

航空发动机振动环境谱统计归纳方法及振动试验台复现

为满足航空发动机及机载产品研制过程贴近使用环境的振动考核试验需求,需根据发动机实测振动数据给出振动考核试验所需的输入谱图。依据GJB/Z 126-99中给出的环境测量数据归纳方法,建立了发动机实测振动环境谱统计归纳方法并通过程序实现。利用发动机多架次实测试飞振动数据统计归纳得到发动机测点位置的振动实测谱。基于能量等效及信号频域特征分布一致原则,将归纳得到的实测谱转化为可用于振动台输入的振动环境谱,并在振动台上进行了振动信号的复现试验。结果表明:振动台输出信号与发动机实测振动信号频域分布特征一致,在统计频率带宽范围内振动总量最大相差5.7%,证明了转化方法是合理的,为航空发动机机载设备贴近使用环境的振动考核试验方法提供了真实的输入谱图。

振动试验量级异常波动的机理及解决方法

针对振动试验行业内试验控制量级大幅波动的异常现象,进行了控制原理分析,根据分析结果进行了试验验证,试验完全复现了控制量级大幅波动现象,证实了特殊限制谱等导致的超低量级和信号干扰是导致大幅波动的两种直接原因。在确定直接原因的基础上分析了该现象的根本原因,据此提出了解决措施,并对措施进行了验证。结果表明解决措施有效,提高控制自由度和采用输出保持均能有效避免大幅波动情况。该问题的解决有助于提高振动试验控制的稳定性和安全性。

基于疲劳损伤等效理论的机械结构件加速振动试验技术研究

机械结构的加速振动试验受HALT/HASS试验箱空间和推力的限制而无法施加振动步进应力,依托实验室大型振动试验台,开展了机械结构的加速振动试验技术研究。首先,选取了适用于加速振动试验的模型,并推导出疲劳损伤的计算方法。通过选取加速因子,进而确定了加速振动试验量级。然后,通过仿真计算,对比加速振动试验方案和非加速振动试验方案某关键位置的损伤值差异。利用载荷谱等效裁剪的方法,修正了加速振动试验量级。最后开展振动试验,通过对比机械结构关键位置损伤值的方式,证明了加速振动试验方法的可行性。

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。

飞机地面振动试验激振方案优化与工程验证

地面振动试验是飞机型号研制与强度验证中的重要环节,在试验设计阶段一个合理的激振方案能够显著缩短后续试验周期,提升模态辨识精度。基于飞机有限元模型采用QR分解对激振位置进行考虑试验目标的全局规划,进而引入模态参与对激振点布置方案的激振效率进行定量评估,同时针对密集模态测试问题,采用多变量模态指示函数对激励力矢量进行优化,并将上述方法应用于小型通用飞机地面振动试验中,验证优化后激振位置规划方案及密集模态识别方法的工程应用效果。结果表明:本文采用的激振方案优化方法能够显著提升试验效率,降低了密集模态辨识难度,具有较高的工程应用价值。

振动试验质量监控方法探究

该文为了监控实验室振动试验实施运行情况,切实保障实验室振动试验的运行质量,通过设计一套振动试验工装,并对15家实验室随机振动试验进行研究,利用试验件监测点值进行比对,并在实验室间利用评判标准进行评判,计算其z值,发现参与本次随机振动试验比对的所有试验室比对结果值均|z|≤2,均满足判定准则的要求,验证了试验工装满足振动试验要求,试验方法满足振动试验需求,为业界同类检测实验室提供一定的参考,具有一定的借鉴意义。

卫星振动试验数据分析软件设计与实现

针对卫星振动试验数据分析环节耗费大量时间的问题,开发了一套振动试验数据分析软件,并对软件架构设计进行了深入研究.首先,从卫星振动试验流程出发,构建了系统框架;然后,通过梳理试验数据分析的各个环节,划分了软件的各项功能;此外,根据数据在试验中的流转,设计了工程数据结构,并结合数据交互、软件便捷使用等特点,构建了软件的通用模块;最后,对软件应用前后试验数据分析环节的用时进行了对比,软件应用后数据分析环节用时缩短至原来的28%.

基于人体振动试验的坐姿人体模型研究

为了能够准确模拟人体受振特性,基于多体动力学原理,将人体简化成头部、上躯干、下躯干和腿臀部4集总质量、12自由度多刚体模型,模型中考虑上躯干、下躯干和腿臀部之间的腰部肌肉作用,各部分之间采用线性等效弹簧和阻尼进行连接。借助振动试验台,对8名志愿者进行了坐姿低频振动试验,得到了人体在垂向激励(0~20 Hz)和纵向激励(0~15 Hz)下座椅-头部的振动传递特性曲线。模型中模拟人体动态特性的48个刚度、阻尼参数,采用自适应模拟退火算法对试验得到的座椅-头部振动传递特性曲线进行参数辨识来确定。结果显示,12自由度多刚体动力学人体模型仿真曲线与试验曲线相一致,模型能够较为准确反映人体受振特性。

卫星三轴振动试验条件的等效制定方法

卫星主动段所承受的真实振动环境为多轴同时发生,目前的振动试验方法为单轴分别加载,是一种非真实近似方法.为了模拟真实的卫星振动环境,并缩短研制周期,提出了一种卫星三轴振动试验条件等效制定方法.利用有限元分析技术开展单轴仿真分析,基于单轴仿真结果和响应最大包络原则,将该问题转化为数学优化问题.引入遗传算法(geneticalgorithm,GA)等全局优化算法,搭建优化流程,实现三轴试验条件的合理化制定.该方法能够真实模拟主动段振动环境,使航天器考核更合理.

服务机器人可靠性振动试验的剖面设计与验证要求

服务机器人作为智能化装备和工具的代表之一,具有产品种类多、应用场景广等特点。为准确评估相关产品的环境适应性和可靠性等技术指标,以清扫机器人为例,推导可靠性振动试验过程中的正弦与随机振动规范谱,确定试验量值,根据任务剖面确定试验时间,得到试验剖面,为该类产品振动环境的可靠性评定给出参考。

基于振动试验和神经网络的航空导线寿命预测方法研究

面向航空导线传统预测手段是基于经验为主的预测,不仅误差高,而且经验性过强,并没有形成一定的定性分析,对于其寿命预测的准确性缺乏科学性。针对这种缺陷提出了一种创新方法,首先对飞机导线人工创造损伤,然后进行恒定量级随机振动磨损试验,进而运用不同代理模型的建模与参数估计方法并采用有限差分法对飞机导线服役期间全周期寿命和可靠寿命进行预测,最终发现了导线磨损失效的规律,达到了预测效果,解决了寿命预测缺乏科学性的问题,具备了一定的定性分析能力,形成的寿命预测方法对于航空企业具有指导意义。

基于VR的卫星虚拟振动试验方法

该文基于虚拟现实(VR)技术开展卫星虚拟振动试验技术研究。针对动力学建模与仿真、数据分析与模型修正、卫星虚拟振动试验等,通过VR技术真实再现振动试验数据,反映卫星结构动态特性,完成物理参数识别与模型优化,实现了对卫星模型的优化和振动试验方案的改进,满足了卫星力学环境的试验技术要求。进行X、Y、Z 3个方向的虚拟振动试验,频率为5~100 Hz,加速度幅值为0.1 g。试验结果表明,虚拟振动试验与真实试验的结果吻合良好。

飞行器非线性振动试验与模型修正研究进展

面向质量更轻、承载能力更强,柔性变形更大的先进飞行器,首先对其地面振动试验及使役过程中观察到的非线性振动现象进行梳理,归纳出两类典型的非线性结构模型−局部非线性结构和分布式非线性结构,对其基本概念进行了阐述.随后,从频响函数试验、纯模态试验、自由衰减试验等技术路径总结了非线性振动试验方法的研究进展.最后,根据两类非线性结构动力学方程的特点分别归纳了与之相适应的有限元模型修正流程及关键辨识方法,展望了发展趋势并给出研究建议.有望为未来飞行器非线性振动试验与精准建模提供有益参考.

固体发动机振动试验典型工况下的螺栓连接计算模型及验证

固体发动机振动试验卧式工况下,连接振动试验工装的螺栓主要承受横向振动载荷而难免出现松动现象。为解决这一影响试验有效性的工艺问题,采用斜面滑块模型分析螺栓松动机理,并通过电磁振动台在固体发动机振动试验典型卧式工况下进行试验验证,给出常用的M16螺栓的连接安装预紧力与试验横向载荷幅值的建议比值。研究结果表明,固体发动机振动试验典型卧式工况下,要保证发动机在振动试验过程中(通常不超过10 min)的螺栓连接可靠,螺栓连接安装预紧力与横向振动载荷幅值的建议比值为12。该研究结果可为固体发动机振动试验工装设计过程中螺栓孔径大小及数量的选取提供参考,为试验工艺技术改进提供支撑。

基于单线振动台的角振动试验系统研究

目的 考核陀螺类产品在角振动环境下的适应性。方法 开发基于单线振动台的角振动试验系统,该系统以线角转换原理为依据,设计铰接机械结构,将线振动台的平动自由度转换为转动自由度。以角振动控制原理为依据,设计控制流程,实现闭环控制。结果 开展了角定频试验和角扫频试验,对系统的控制效果进行了验证。对比了线参数控制和角参数控制2种方法,结果表明,角参数控制法具有更高的控制精度。由于闭环控制的作用,角参数控制法可通过驱动电压的调整直接影响角参数值,从而抵消了部分由于系统连接、解耦或振动引入的误差。结论 该角振动试验系统解决了双台角振动旋转半径受限、线能力受限等问题,克服了摇摆台频带过窄的问题,为角振动试验提供一种新的实施方法。

基于模型仿真的液压振动台随机振动试验控制误差优化方法研究

随着国防建设的大力发展,对于电子设备的要求也愈来愈严苛。为了消除由于电子设备在振动试验时的高频能量信号对振动控制信号(10_~200)Hz的高频区间造成的干扰,而导致振动试验的控制误差超过要求值的情况。本文从试验过程中的振动台面及其它力学物理部分等多因素分析出发,分析造成振动控制超差的原因,最终发现通过优化液压台的模型仿真控制算法来降低振动误差是控制误差的关键[1]。其误差值可下降至合规的10 %以内,通过此次分析得出的经验成果可为试验生产以及科学研发带来无比巨大的经济、技术效益。

一种核产品的振动试验夹具设计与验证

针对一种核产品系统需要在研制阶段验证其结构和功能振动可靠性[1]的要求,设计了一款专用的振动试验夹具。利用Solid Works进行了建模、模态分析、谐波分析和出具加工图纸,选择6061铝合金材料采用整体加工方法加工了实物夹具。在实验室对实物夹具进行了正弦扫频试验,验证了该夹具设计的合理性,通过谐波分析和正弦扫频试验结果的对比验证了有限元分析的网格划分、边界条件、载荷、阻尼设置的合理性[2]。可为以后的试验夹具设计和有限元分析提供参考。

异型工装振动试验控制点位置选择与分析

试验室开展的航天器组件振动试验中,针对普通结构(如板型、L型)的产品工装,通常会在工装上的产品安装面布置控制传感器。然而,当面对结构复杂的异形工装时,缺乏明确的控制点布置要求和方法。若控制点位置选择不合理,可能严重影响试验结果,甚至导致产品失效或损坏。针对该问题,本文基于某型号航天器组件的异型工装,依次选择工装特征位置进行控制点位布置,开展振动试验,并分析试验数据,选出最佳的控制点位置。在满足试验要求的基础上,极大提高了试验效率和可靠性,保证产品安全。这一方法也将被应用于后续同类型产品的振动试验。

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。