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卫星过渡支架附加约束阻尼层减振效果验证 总被引:1,自引:0,他引:1
某型号卫星过渡支架、卫星支架及卫星在进行轴向方向振动试验时,在一阶共振频率33.67Hz时,经过卫星过渡支架加速度响应放大4.24倍,从而导致提供给卫星的界面振动条件过高。为了降低星箭界面振动量级,对卫星过渡支架采用增加约束阻尼层的方法进行减振。通过试验的方法对附加约束阻尼层减振效果进行了验证,试验结果表明随着振动量级增加约束阻尼层减振效果越明显,在0.15g输入条件下,星箭界面加速度响应减少15.1%~16.1%。对于过渡支架本身,应变响应减振效果比加速度响应减振效果更加明显。 相似文献
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星箭力限试验条件设计研究 总被引:1,自引:0,他引:1
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。 相似文献
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全尺寸航天器振动台多维振动试验的天地一致性研究(下) 总被引:1,自引:0,他引:1
地面振动试验中的全尺寸航天器响应与在天上全箭振动时的航天器响应是否一致的问题,即振动试验的天地一致性问题。通常,航天器振动试验方法无法同时反映航天器在天上全箭振动时航天器和运载火箭(简称器箭)界面的加速度条件和器箭界面的安装边界条件,因而无法保证其实验结果的可靠性。对针对这一问题,于全尺寸航天器而言,如果让航天器和振动台(简称器台)界面的加速度等于在天上全箭振动时的器箭界面的加速度条件,就能同时自动满足航天器器台界面安装边界条件,由此就能求得全尺寸航天器在振动台振动试验中的解析解,精确等同在天上全箭振动中航天器振动响应。首先应用动态实验仿真技术,导出天上全箭振动响应模型及其解析解,包括:器箭界面的加速度条件和航天器内部加速度响应。然后让全尺寸航天器与振动台的界面加速度等于全箭振动中导出的器箭界面加速度条件,由此就能对全尺寸航天器振动台多维振动试验进行仿真,给出在振动台振动试验中全尺寸航天器响应的解析解结果,可以证明在振动台多维振动试验中全尺寸航天器响应的解析解等于在全箭振动中航天器响应的解析解。这一研究成果,为采用全尺寸航天器振动台多维振动试验方法来精确再现在天上全箭振动中航天器多维振动力学环境提供了完整的理论依据和实践指导。 相似文献
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全尺寸航天器振动台多维振动试验的天地一致性研究(上) 总被引:1,自引:0,他引:1
《强度与环境》2015,(1)
地面振动试验中的全尺寸航天器响应与在天上全箭振动时的航天器响应是否一致的问题,即振动试验的天地一致性问题在文中得到分析。通常,航天器振动试验方法无法同时反映航天器在天上全箭振动时航天器和运载火箭(简称器箭)界面的加速度条件和器箭界面的安装边界条件,因而无法保证其实验结果的可靠性。针对这一问题,在文中指出,对于全尺寸航天器而言,如果让航天器和振动台(简称器台)界面的加速度等于在天上全箭振动时的器箭界面的加速度条件,就能同时自动满足航天器器台界面安装边界条件,由此就能求得全尺寸航天器在振动台振动试验中的解析解,精确等同在天上全箭振动中航天器振动响应。首先应用动态实验仿真技术,导出天上全箭振动响应模型及其解析解,包括:器箭界面的加速度条件和航天器内部加速度响应。然后让全尺寸航天器与振动台的界面加速度等于全箭振动中导出的器箭界面加速度条件,由此就能对全尺寸航天器振动台多维振动试验进行仿真,给出在振动台振动试验中全尺寸航天器响应的解析解结果,可以证明在振动台多维振动试验中全尺寸航天器响应的解析解等于在全箭振动中航天器响应的解析解。这一研究成果,为采用全尺寸航天器振动台多维振动试验方法来精确再现在天上全箭振动中航天器多维振动力学环境提供了完整的理论依据和实践指导。 相似文献
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基于纯剪切方板后屈曲阶段边界受力分析,设计了考虑蒙皮支持刚度的复合材料"工"形层板组合梁试验件,采用对角拉伸加载方式,考察了腹板后屈曲张力场对层板组合梁连接强度的影响,并采用基于黏聚区模型的有限元方法对试验进行了仿真分析,研究了界面的失效过程与机理。研究表明:腹板后屈曲阶段形成的张力场在连接界面上产生附加的剥离载荷,使界面呈现Ⅰ/Ⅱ型复合受力状态,加速界面破坏;考虑蒙皮支持刚度的剪切试验在腹板发生失稳后使蒙皮产生法向变形,一定程度上减弱了界面剥离载荷的增加,梁结构的破坏载荷略有提高;试验的破坏模式表现为腹板的纤维压缩破坏和缘条-蒙皮界面的Ⅰ/Ⅱ型复合断裂;黏聚区模型能够很好地模拟复合材料界面的破坏,仿真与试验基本一致。 相似文献
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利用等效元件构建的等效电路是解析染料敏化太阳电池(DSC)体系中多界面反应阻抗谱和分析其内部动力学过程的重要手段。本研究基于DSC相与相间的多界面结构特性构建了一个多界面等效电路,借助Zview软件在宽范围内对DSC等效电路中常相角元件(CPE),直接或间接包含CPE的传输线元件(DX)和Nernst扩散阻抗元件(WS)中指数的性质、频响特性以及对整个DSC阻抗谱和动力学过程的影响进行了详细的模拟研究。结果表明:TCO/TiO2接触界面指数没有对DSC阻抗造成明显的影响,而TCO/EL界面、EL/Pt-TCO界面、DX传输线元件以及电解液中离子扩散阻抗WS的指数改变会造成等效元件性能的变化并对DSC电荷传输和转移动力学过程产生影响。 相似文献
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复合材料夹层结构模拟冰型设计与分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为满足ARJ21-700飞机模拟冰型试飞试验的需要,设计了一种新型复合材料夹层结构模拟冰型,对其用材、加工方式、安装方法进行了选定。选取模拟冰型典型段,制作试验件,通过地面模拟试验,得出了模拟冰型的脱落破坏载荷。基于界面元法,在ABAQUS中使用内聚力单元模拟胶接界面,计算出模拟冰型的脱落破坏载荷,计算结果与试验结果吻合良好,说明了数值模拟方法的准确性。试验、计算得出的破坏载荷都高于冰型实际受载,证明了本文设计方案可行,该种复合材料夹层结构模拟冰型可用于ARJ21-700飞机的试飞试验。 相似文献
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在高超声速风洞测力试验过程中,冲击载荷或动态载荷激励测力系统结构振动,天平输出信号中包含了振动干扰量,可通过动态补偿方法进行改善,但现有方法处理方式单一,精度受限。根据测力系统结构特点,将测力系统简化为带集中质量的悬臂梁模型,应用振动理论方法,得到了该系统的自由振动解析结果。在自由振动特性研究中,考察了各个振型对测力的干扰以及各个振型加速度分布规律,提出了天平"多阶惯性补偿方法",并得到了理论补偿系数;进而利用有限元仿真和小波变换后处理方法,对该方法进行了仿真验证。结果表明,相比传统方法,该方法有效提高了天平动态性能。 相似文献
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本文将数字模拟方法与NASTRAN软件的非线性瞬态响应模块结合起来,用于求解在随机激励下非线性系统的随机响应问题,同时用该方法对一个典型结构(悬臂矩型板)进行了计算与实验,结果是令人满意的。 相似文献
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在大型捆绑火箭振动中,液体取代和支承边界影响作为结构质量和刚度的变化,对火箭振动特性有重要影响。本文采用有限元再分析法,矩阵摄动法和拓广灵敏度法,对模态试验数据进行了合理修正,并获得了满意的修正结果。研究表明,在秒状态足够多的情况下,用最小二乘曲线拟合技术修正振型斜率也是可行的。 相似文献
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动力学参数修改的耦合模态子空间摄动法 总被引:1,自引:0,他引:1
在结构动力学设计中,如果系统的质量矩阵和刚度矩阵有小修改,则矩阵摄动法是结构动态特性再分析的重要方法,当系统具有重频或近频耦合模态时,常规的矩阵摄动法失效。本文研究了多组耦合模态结构动力学参数修改的子空间摄动法,将系统振动模态分布为耦合模态与弧立模态,由数组相互耦合的模态张成耦合模态子空间,采用初始模态坐标变换后,在维数不大的耦合模态子空间内进行了特征分析,然后作第二次耦合模态子空间坐标交换,最扣 相似文献
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以同一运载火箭发射不同有效载荷的实际需要为应用背景,引出了动力学接口的概念,阐述了这一概念在振动环境试验条件的制定和试验模态分析中的应用,讨论了界面自由度的确定原则和动力学接口参数的分析和实测方法。 相似文献
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S试件是用于综合检测五轴数控铣床动态加工精度的检测试件,目前已申请纳入国际标准ISO 10791-7标准组作为附加测试件。S试件的型面由两个直纹面构成,但S试件草案中并未对S形直纹面的参数化方式进行详细指定,因而导致S试件的几何形状表达方式不唯一,不同的型面几何定义对试件的检测特性有重要影响。针对以上问题,本文给出了Nurbs参数和等弧长两种典型的S试件直纹面定义方法,对比分析了两种直纹面的扭曲角变化及侧铣原理性误差等特性,并根据分析结果选取Nurbs参数作为S试件直纹面定义方式,从原理上完善了S试件的几何定义,有利于S试件标准的推广。 相似文献