航天器振动试验力限条件设计半经验方法

力限振动试验可以缓解传统加速度控制振动试验在试验件共振频率处产生的振动"过试验"现象。计算力限条件是进行力限振动试验的前提。介绍了力限振动试验的基本原理,给出了计算力限条件的基本过程,采用二自由度系统模型详细推导了半经验系数的计算方法,基于此方法计算了某航天器有效载荷力限随机振动试验的力限条件。结果显示,该方法可合理确定力限振动试验的力限条件。

振动试验力限条件设计复杂二自由度方法研究

力限振动试验可以缓解振动"过试验"现象。计算力限条件是进行力限振动试验的前提。本文介绍了力限振动试验的基本原理,给出了计算力限条件的基本过程,详细推导了设计振动试验力限条件的复杂TDFS方法,为今后力限振动试验在国内的应用提供技术支持。

航天器横向振动试验的力限条件设计研究

航天器力限振动试验技术可以缓解振动过试验现象。在横向力限振动试验中,除了界面横向力以外,界面力矩同样是一个重要的监测和控制参量。文章介绍了力限振动试验的基本原理以及简单二自由度方法、复杂二自由度方法和半经验方法;然后基于模态有效质量概念提出了力矩限设计策略;最后,计算了某航天器有效载荷的力限条件和力矩限条件,结果显示力矩限条件设计方法是可行和有效的,可以为今后我国力限振动试验提供技术支持。

基于准静态载荷的航天器系统级正弦振动试验力限条件

以运载火箭研制方提供的准静态载荷为依据,提出了改进的航天器系统级正弦振动试验力限条件,并结合典型算例与目前采用的传统力限条件进行了对比研究。研究表明:改进的力(矩)限条件及相应的加速度下凹条件剔除了对界面合力(矩)无影响的过载项,物理概念更为清楚,计算方法更为合理;改进后的力限或加速度条件明显低于传统的试验条件,有利于减少航天器系统级试验中的过试验现象。

航天器力限振动试验条件设计研究

航天器在研制过程中要经过一系列地面力学验证试验,但在传统加速度控制振动试验中,受试航天器或其部组件和试验台的连接机械阻抗与真实飞行状态存在很大差异,如果仅采用加速度条件进行控制可能产生严重的"过试验"现象.美国早在20世纪60年代就已认识到这一问题,但直到最近十几年才通过力限振动试验的办法加以解决.力限振动试验技术分为力限振动试验条件设计技术和力限振动试验控制技术,其中试验条件设计是开展振动试验的基础和依据.本文对国内外力限振动试验技术的发展历程和重要成果进行了简述,并结合我国力限振动试验技术的现状,对力限振动试验技术在我国的应用和发展,以及有待进一步研究的问题进行了展望.

星箭力限试验条件设计研究

阐述了星箭振动试验过程中的过试验现象及其机理,分析了几种常用的力限试验条件设计方法。通过建立星箭分析模型,利用三种分析方法进行了星箭力限试验条件的计算,并与星箭耦合分析、振动台仿真分析结果进行了对比。表明如果两个子系统的有限元分析模型和外载荷在分析频段均可靠,直接通过有限元软件获得界面力和界面加速度,并进一步得出二者的转换关系,应更有应用价值。在有限元模型不可靠或星箭结构方案设计阶段,基于复杂二自由度模型的简化分析方法,可以较好地得到力限试验条件。

基于力限的加速度谱下凹技术研究

为了缓解随机振动"过试验"现象,通常需要在试验件共振频段将加速度谱下凹。结合工程实际,文章基于力限振动试验的基本原理,提出了基于力限的加速度谱下凹策略,最后计算了某航天器有效载荷的加速度下凹谱,可以为随机振动试验加速度条件下凹提供技术支持,具有较好的工程应用价值。