航天器组件声振组合环境试验与仿真技术

研究了某航天器太阳电池板的声振组合环境试验技术,并使用FE-SEA混合方法和耦合FE/BEM方法建立了太阳电池板的仿真模型,进行了声振组合激励下的响应仿真预示。仿真结果和试验结果的对比分析结果表明:声振组合试验对航天器组件的考核更充分;耦合FE/BEM方法更适合进行低频响应分析,而FE-SEA混合方法在中高频段更具优势,且两种方法的仿真预示响应和试验结果基本一致。     

某航天器天线声振组合环境试验与单项环境试验对比研究

由于受地面试验技术条件的限制,目前用单项噪声或振动环境试验来模拟航天器发射及飞行过程经历的声振复合环境。文章以某航天器天线为对象,开展了声与振组合环境试验与单独噪声、单独随机振动试验的对比分析:对于该航天器天线,单独噪声试验在低频区域激励效应较差;单独振动试验则在高频部分存在结构响应衰减;声振组合试验由于耦合效应对结构高频段的响应产生抑制,使得高频部分的响应被削弱。     

航天器声振力学环境预示与验证

针对航天器声振力学环境预示的难题,开展大型复杂航天器声振力学环境的预示方法研究和试验验证。首先结合航天器声振力学环境的特点,研究采用混合有限元-统计能量分析（FE-SEA）方法建立航天器声振预示模型的关键技术,在此基础上建立整星级和系统级航天器（整流罩-卫星-仪器舱-适配器组合体）的混合预示模型,最后将预示结果与噪声试验数据进行对比,验证了预示方法和模型的有效性,并基于分析结果探讨影响航天器声振力学环境预示精度的关键环节。     

统计能量分析参数获取技术的应用

目前飞行器高频力学环境预示主要采用有限元-统计能量混合方法,但由于缺乏模态密度、内损耗因子、耦合损耗因子等统计能量分析参数,导致声振响应预示结果不够准确,给结构和载荷设计带来了困难。文章将已有的统计能量参数获取技术应用于工程实际,通过试验获取了几种典型结构在不同安装边界下的统计能量分析参数,积累了相关的数据,为结构的精细化声振响应预示提供了输入。     

小卫星太阳电池阵结构声振响应分析研究

针对高频段太阳电池阵结构声振问题求解中的结构模态参数不确定性,文章从统计模态和能量平衡的角度出发,深入研究了复合材料面板太阳电池阵夹层结构的统计能量分析参数确定及功率流模型创建方法,并快速得到了太阳电池夹层结构的声振响应。对比分析与试验结果,发现二者吻合很好,因而验证了该声振响应分析方法用于小卫星太阳电池阵结构的有效性,并可作为小卫星工程研制中太阳电池阵结构动力学分析的有益补充。     

应用经验模态分解的箱型结构裂纹诊断方法

为获得航天器结构的更多故障信息,文章提出了一种应用经验模态分解对一个两层箱型结构进行裂纹故障诊断的方法。先对该结构进行有限元建模和模态分析,发现结构有无故障均对模态的影响非常小;再对实际结构进行正弦振动试验,对振动响应信号进行经验模态分解,利用固有模态函数构造标识向量,提取用标识向量间的标识夹角作为诊断结构故障的指标。分析结果表明,结合施加给结构的主振方向,利用标识夹角能识别出裂纹的位置和方向。该方法为航天器结构故障的诊断提供了一种新的思路。     

航天器预复振响应对比分析研究现状综述

对航天器预复振响应对比分析的研究现状进行了综述。介绍了航天器振动试验中预振和复振试验(简称预复振)结果不一致现象的三种典型表现形式:共振峰漂移、共振峰数量变化和共振峰幅值变化。分析相关试验研究和数值模拟文献,指出边界非线性、材料非线性和结构损伤等因素是造成预复振结果不一致的主要原因。对边界非线性,主要从间隙非线性理论研究和螺栓松动试验验证两方面讨论了边界非线性对预复振不一致的影响,发现结构间隙可造成共振峰漂移,预紧力和阻尼对频率漂移也有影响,而螺栓松动则可改变传力路径和结构导致共振峰漂移。对材料非线性,研究认为蜂窝材料特性随载荷、时间、温度等因素的变化可导致航天器结构特性改变,从而出现频率漂移。对结构损伤,研究发现这会导致航天器结构特性发生不可逆变化而造成预复振试验结果出现差异。针对目前研究以共振峰漂移问题为主,且局限于理论和仿真,尚不能应用于科研实际的现状,根据当前航天发展和工程需要,对振动试验研究的发展提出了建议:推进复杂结构系统的振动响应研究体系建设;完善航天器振动试验评价技术;加强航天器振动试验数据管理系统建设。     

基于FE-SEA方法的航天器含支架组件噪声分析

安装在支架上的航天器设备的随机环境条件的制定一般是以经验为基础,并通过试验结果修正,而对于全新构型的航天器,其设备的随机环境条件的制定则只能依靠试验。鉴于目前没有一种成熟的分析方法能在航天器研制初期得出设备安装界面处的噪声响应,文章提出采用FE-SEA 方法,将含支架组件和航天器结构本体看成互相独立的两部分,分别采用不同子系统建模,并以“嫦娥三号”某推力器组件噪声试验数据进行了验证。分析结果表明,含支架组件和航天器结构本体分别采用FE 和SEA 子系统建模,可准确地获得设备安装界面处高频噪声响应,结合低频噪声分析,可作为制定设备随机环境条件的参考。     

基于不相干平面波叠加以模拟混响声场的航天器低频声固耦合分析

文章针对航天器在混响声场中的随机振动问题,提出一种通过多个不相干的平面波线性叠加以模拟混响声场的实现方法,给出了每个平面波的具体参数并从理论上证明其满足理想混响声场假设。在此基础上利用有限元-边界元耦合方法对整星低频声固耦合问题进行分析,并用混响室噪声试验响应数据进行了验证。研究结果表明:该方法理论推导正确,为航天器低频声固耦合分析及声振力学环境预示提供了一种新的有效手段。     

统计能量分析的研究进展

首先介绍了复杂航天器声振环境的具体特点和开展统计能量分析研究的必要性;然后重点综述了统计能量分析的发展过程、传统的理论方法和最新发展动态;最后阐明了统计能量分析方法在复杂航天器上实施工程应用的主要研究内容、技术指标和具体技术途径。     

基于羽流效应分析的航天器发动机布局设计研究

为解决由航天器姿控发动机等带来的羽流热效应问题,文章通过仿真得到了在不同的发动机布局下航天器表面的羽流热流密度分布情况,通过增大发动机的推力线角度和安装点高度,可以使得发动机羽流核心区远离航天器表面,从而降低喷流对航天器表面的加热效应。综合考虑控制力矩及推力损失、布局包络和发动机支架设计等因素,对某航天器发动机布局进行了优化设计及羽流热防护设计。     

Nonlinear attitude control of flexible spacecraft under disturbance torque

We present a control law for large-angle single-axis rotational maneuvers of a spacecraft-beamtip body (an antenna or a reflector) configuration. It is assumed that an unknown but bounded disturbance torque is acting on the spacecraft. A model reference adaptive torque control law is derived for the slewing of the space vehicle. This controller includes a dynamic system in the feedback path and requires only attitude angle and rate of the space vehicle for feedback. For damping out the elastic motion excited by the slewing maneuver, a stabilizer is designed assuming that a torquer and a force actuator are available at the tip body. The stabilizer uses only the flexible modes for the synthesis of the control law. Simulation results are presented to show that fast, large-angle rotational maneuvers can be performed using the adaptive controller and the stabilizer in spite of the presence of continuously acting unknown torque on the spacecraft.     

航天器中频力学环境预示研究进展

中频声振力学环境严重影响着航天器的可靠性和安全性,具有响应复杂、预示难的特点,因此航天器结构的中频动力学问题是当前研究的难点和热点。文章介绍了三类主要的中频预示方法,即改进的确定性方法、改进的统计能量法和混合法的基本理论和应用现状。结合航天器工程需求,对比和分析了几类中频预示方法的计算效率、应用前景和理论局限。最后,提出采用有限元与统计能量分析(FE-SEA)混合法作为国内航天器中频力学环境预示方法,并指出了FE-SEA混合法的研究方向。