基于代理模型的航天器振动夹具优化方法

航天器振动夹具的一般设计原则是在避免安装干涉的前提下,尽量提高其刚度,同时减小自身重量对试验条件制定的影响。文章从提高振动试验夹具设计的效率出发,在优化过程中引入Kriging代理模型来代替原有的动力学输入输出关系,最大程度地减少优化迭代过程中有限元模型重构与求解次数。为进一步提高代理模型更新的效率,提出了一种混沌邻域搜索的多点加点准则,在发掘当前最优点的同时,有选择性地加入了更多的预测点,用以快速改善代理模型的局部代理精度。数值仿真针对典型航天器力学环境试验夹具的几何参量进行优化,优化结果验证了该方法的有效性与高效性。     

卫星承力筒结构的模态试验方法探讨

文章详细阐述了某型号卫星承力筒结构的模态试验设计及试验实施过程中所取得的实践经验。采用单点随机激励法、两点随机激励法、单点步进正弦扫描激励法均能得出较准确的航天器结构主频。较好的办法是:为获取大型航天器结构的一阶主频,可先采用单点随机激励法得出结构主频,然后采用单点步进正弦扫描激励法进行数据结果的验证;为获取大型航天器结构的高阶模态参数或结构阻尼系数,应采用两点或两点以上的模态试验激励方法,使激励输入能量平均且更接近于航天器结构实际受力工况。文章中对承力筒结构模态试验设计及方法的探讨对大型航天器的结构模态试验具有借鉴作用。     

空间正弦试验方法计算机仿真

本文对一种新的模态试验方法-空间正弦试验方法进行计算机仿真，分别对激励点和响应点相同和不等的情况进行仿真计算，得到与理论值相吻合的模态参数，给出该方法的程序和适用条件。     

空间正弦试验方法--一种新的模态试验方法

本文介绍一种新的模态试验方法———空间正弦试验法,对试验方法进行理论推导,给出模态参数识别的具体方法,讨论方法的成立条件和特点,对模态试验程序提出建议,指出一条模态试验的新途径。     

多用途飞船返回舱虚拟振动试验研究

利用虚拟振动试验软件系统、多用途飞船返回舱的有限元模型和"神舟一号"返回舱的历史试验数据,对多用途飞船返回舱进行虚拟正弦和随机振动试验,考核了返回舱经受动力学环境的能力,研究发现设计方案在一阶共振区响应过大,存在较大的设计缺陷,经过多次迭代优化设计后的模型满足设计要求。研究结果为多用途飞船返回舱的设计和优化提供了依据。     

力限振动试验力谱确定方法

文章从简单模型出发,介绍了力限控制技术中的表观质量、有效模态质量和残余质量的基本概念以及常用的力谱确定方法。结合承力筒和某型号整星力限振动试验研究的成果,指出现在使用的传统的加速度控制方法可能存在过试验的问题,并提出在力限控制技术振动试验中利用二自由度耦合分析方法确定力谱的思路,以期为今后国内力限试验验证技术的深入开展提供参考。     

力限三向FMD的设计及应用

力限控制技术是加速度和力的双重控制,能有效解决力学振动试验中的过试验和欠试验问题。文章在垂直向力限研究的基础上,根据引进的三向力传感器设计了三向FMD（Force Measurement Device）。利用有限元法和振动试验对设计的三向FMD进行了分析和调试。使用设计的三向FMD成功实施了某型号卫星承力筒的垂直向、水平向力限控制试验研究,达到了预期的研究目的。     

力限控制技术应用研究

振动试验中,振动台的机械阻抗大于产品的真实安装结构的机械阻抗是造成过试验的原因之一。文章通过模型的仿真计算与试验,对由于边界条件的改变引起的过试验原因及过试验程度进行了研究,进而分析确定了力限控制条件,在模型的振动试验中应用力限控制技术,获得模型结构响应数据。通过对试验结果的比较,表明力限控制技术可有效缓解过试验程度,使振动试验更接近产品真实的力学环境。     

力限试验夹具及FMD技术研究

文章以某卫星中心承力筒纵向振动力限控制试验为例,对力限控制试验的夹具及FMD（力测量装置）进行了介绍。通过与加速度控制试验比较,对力限控制试验引起产品一阶频率前移的原因进行分析,并通过有限元仿真探讨了力限试验夹具及FMD存在问题及改进方法,为今后国内深入开展力限试验研究提供了参考。     

新型力限三向FMD的设计

文章在单向力限研究和整星力限三向通用FMD（Force Measurement Device）设计的基础上,优化设计了新型力限三向专用FMD。利用有限元和振动试验对新设计的三向FMD进行了分析和调试,并利用该装置开展了某型号卫星承力筒的水平向力限控制试验。试验结果表明:新型力限三向FMD的刚度、强度以及测力范围和精度均满足卫星承力筒及类似结构的振动试验要求。