在随机激励条件下,用计算机进行箭载无线电设备减振系统的设计

本文讨论了在“非白色”随机激励及在设备的最大允许位移情况下,寻求使设备响应均方根加速度最小时,系统的相对阻尼系数ξ和系统的固有频率f_o的方法。然后举例说明了这个过程并给出了框图和计算程序。     

导弹路面运输试验动态响应的分析计算

对于置于运输筒体内的在路面运输激励下的响应问题，建立了分析计算模型，推导了适用于具有活动基础支撑结构，在已知加速度激励谱密度时，计算随机振动响应的“矩阵缩减法”。同时介绍了Nastran有限元程序计算该类问题的处理方法。给出了几种路面条件下加速度响应均方根值的计算和试验结果。所述方法对运弹车支撑结构的改进提供了一种有效的理论计算手段。     

变均方根随机振动?变加速度离心复合试验

为在地面试验中更真实地模拟再入飞行过载、振动力学环境的时变特性和复合特性,以再入飞行器子系统为对象,开展变均方根随机振动?变加速度离心复合试验研究。设定试验条件时,对预示弹道过载数据进行平滑和重采样,得到变加速度离心试验条件;对实测振动数据频谱进行归一化和频谱加权融合,得到变均方根随机振动试验条件。复合试验结果表明,给出的试验条件控制可行,实现了再入飞行振动历程和过载历程的同时模拟。     

航天器局部系统动力特性的频率匹配设计

对航天器结构进行频率匹配设计,是降低耦合响应,控制其在发射阶段动力响应水平的有效方法,文章进行了局部系统动力特性的频率匹配技术研究。用基于响应谱分析的频率匹配技术优化配置局部系统的固有频率,使其与整星动力学特性和动态激励特性更加匹配,并结合结构动力特性优化使局部系统频率满足设计值。通过工程实例,验证了该方法用于控制航天器动力响应的有效性,优化后设备加速度响应幅值相对于优化前降低了20％～40％。     

水平弹性支撑缓冲座椅的动力学分析

当载人飞船着陆过程中存在水平着陆冲击时,目前的铰接型座椅系统不能有效地缓冲头盆向过载。针对这种单向座椅缓冲系统的不足,提出了具有水平弹性支撑的座椅缓冲方案,利用拉格朗日方程建立了系统动力学模型。在多向冲击着陆工况下进行了数值仿真,讨论了弹性支撑刚度和阻尼参数的影响规律。结果表明,相比铰接支撑模型,具有水平弹性支撑的座椅能够降低多向冲击作用下的头盆向加速度响应峰值,且不会增大胸背向加速度响应峰值。     

航天器仪器安装板附加约束阻尼层设计与振动抑制验证

针对某航天器仪器安装板在噪声载荷作用下振动响应过大的情况,提出采取附加约束阻尼层的振动抑制措施。文章首先介绍约束阻尼层的应用情况,简要说明了约束阻尼层减振的原理;随后以航天器典型仪器安装板为研究对象,通过对比同等噪声载荷下约束阻尼层附加前、后仪器安装板上的振动响应,分析了振动抑制情况。结果显示,仪器安装板附加约束阻尼层后,仪器设备安装处随机振动均方根加速度平均降低1.56 d B(16.4%)。     

加速度载荷下推进剂力学行为研究进展

为探究加速度载荷条件下固体推进剂及装药的力学行为,首先分析了加速度载荷条件下固体推进剂装药力学响应呈材料非线性、几何非线性和边界条件非线性的特点,并从宽泛应变率力学性能试验、线性与非线性粘弹性本构模型、失效准则、结构力学响应、装药检测验证等五方面,对加速度载荷条件下固体推进剂动态力学行为进行了综述.结果表明,完善深化加...     

某结构在振动-加速度复合环境下的响应优化

文章以结构的安装角为设计变量,根据结构安装位置的合理性来确定设计变量的约束条件。以结构关键部位的加速度均方根值作为目标函数,建立了随机振动-加速度复合载荷作用下基于安装角的某结构响应优化模型。应用ANSYS软件中的参数化设计语言（APDL）实现了离心场中结构随机振动响应对安装角度的灵敏度分析及优化。优化后的结构振动响应降低了。     

太阳电池阵布局对微小卫星结构特性影响

通过对比某型号微小卫星两种体装式太阳电池阵布局及连接方式,从结构响应灵敏度的角度分析了结构的阻尼对整星顶板太阳敏感器测点加速度响应的影响程度。同时对两种方案整星的正弦振动试验结果对比分析,结果显示:减少侧板固定连接点且增加电池片数量的方案使其顶板部分测点响应超出了设备试验条件,且比初始设计方案测点的响应高出了27.1%,纵向和横向一阶频率均有不同程度的降低。因此,从结构特性的角度来看,初始设计方案更为合理。     

用g_0~2作标准实现加速度表的射前检查

制导系统用的加速度表的精度要求是很高的,因而,加速度表装弹后在阵地条件下检查或测试的关键问题是寻找一个精确的输入基准。最常用的基准是重力加速度g_0。但利用制导系统的调平回路,只能使一个加速度表的输入轴精确置于重力加速度的方向,用g_0作为输入量进行检查或测试。但另外两个加速度表的检查或测试就需要用电信号,或使加速度表偏转某一精确角度利用重力加速度的某一分量作为输入信号。这就使系统复杂性增加。     

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。     

利用航天器分舱段振动试验数据获取整器响应的方法

未来大型组合体航天器振动试验可能难以在现有设备上进行,需要进行分舱考核。文章针对此问题开展了利用分舱段振动试验获取整器响应的方法研究。提出的方法为:根据不同界面下模态的映射关系,利用单舱段的振动试验数据辨识出舱段的两端固支模态;采用模态综合技术计算出整器组合体模态参数,拟合出结构的加速度响应传递函数;结合整器的加速度试验条件可以给出整器的试验响应曲线。仿真验证结果表明该方法合理可行,具有工程应用价值。     

环境减灾二号A/B卫星基于加速度响应的运输环境疲劳分析

针对卫星运输环境疲劳分析难以通过结构应力疲劳分析方法开展的问题。文章首先对疲劳分析的基本理论与方法进行了详细介绍;然后,从随机、正弦振动应力疲劳分析出发,对卫星在公路运输环境下的疲劳损伤进行了评估;其次,通过建立加速度疲劳寿命关系,对基于加速度响应的卫星运输环境进行了疲劳分析,并与前述分析结果进行了对比,进一步验证了基于加速度响应卫星运输环境疲劳分析方法的可行性;最后,以环境减灾二号A/B卫星运输环境数据为例,从正弦加速度响应出发对卫星的疲劳寿命进行了评估,为后续基于加速度响应的卫星运输环境疲劳分析的发展奠定了基础。     

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。     

基于模态试验和冲击响应试验的模型动力学参数修正

为通过数值仿真计算方法准确预测冲击响应,基于模态试验和冲击响应试验,对响应板的碰撞冲击过程进行动力学参数修正。模态试验过程,通过响应面优化的方法对响应板的弹性模量、泊松比、厚度参数进行优化,优化后的固有频率计算值相对误差在±2%以内。冲击响应试验过程,冲头冲击高度6.3 cm条件下,对试验和数值仿真的响应谱曲线进行误差评价;基于响应谱各分析频率点均方根误差最小的优化目标,通过曲面拟合得到最优的质量阻尼系数和刚度阻尼系数。动力学参数修正后的模型在3个不同冲击高度条件下的冲击响应谱预测中,大部分频率段的误差在±6 dB以内,显著提高了预示精度。     

力限技术在航天器振动试验中的应用

为了在正弦振动试验中模拟真实的飞行环境,防止因“过试验”而导致航天器结构发生不必要的破坏,需要对试验条件进行下凹控制。在以往的加速度下凹控制方法的基础上,引入力限控制方法可以提高航天器主频处下凹控制的精度和有效性。文章分析了传统加速度下凹控制方法的局限性,并以某结构星力限控制试验为基础,阐述了结构星力限试验条件的制定方法,介绍了力限双控试验平台设计,并分析了试验结果。经分析表明,力限控制具有较高的控制精度,在加速度控制的基础上引入力限控制的“双控”试验方法,能够有效解决航天器振动试验中的“过试验”和“欠试验”问题。     

基于卡尔曼滤波的飞行器测控伺服记忆跟踪算法

针对目标飞行异常情形下遥测伺服设备记忆跟踪精度低的问题,提出一种基于卡尔曼滤波的记忆跟踪算法。该算法利用卡尔曼滤波减小测量数据失真引入的初始误差,并对滤波后速度和加速度值进行记忆外推。外推数据采用Neville插值,保证记忆跟踪时天线能够平滑运行。仿真结果显示,飞行器飞行异常情形下该算法跟踪角度均方根误差较现有的记忆跟踪算法平均减小39%。     

限位弹性-阻尼元件设计及隔振效果研究

为改善发射过程中卫星的动力学环境以保证卫星及其精密仪器的正常工作,设计了一种由限位弹性-阻尼元件构建的新型隔振器。用MSC.Marc非线性分析软件建模,由动力学仿真模拟分析简谐、随机激励下的系统响应。结果表明:加装隔振元件后,隔振系统的振动位移振幅、位移传递率和加速度传递率较原始系统大幅降低。     

最小方差关连控制设计

本文讨论了最小方差关连控制设计问题,在随机干扰作用下系统需设计为最小方差,以抑制干扰和跟踪输入信号,本文将最小方差应用于关连设计,将各子系统之间的关连看成是可变的,且将各子系统的关连看成是回路反馈,以最小方差进行反馈设计,这里出现的新问题是反馈通过了多个控制器闭合,需同时使各子系统皆运行在最小方差状况下。文中以具有二子系统和二控制器的关连反馈为例、得到了最小方差关连控制的实观条件。文中给出了例题以示该方法的应用。这一方法对强关连系统提出了新的设计思想:一种将关连考虑在内的综合设计思想。     

绳系卫星安全捕获策略下的释放最优控制

安全捕获是绳系卫星系统空间应用的一个重要拓展。考虑系绳质量、系统质心变化及状态、控制约束,采用基于Lagrange方程的圆轨道条件下空间绳系网捕系统三维动力学模型。建立了安全捕获模型,推导得到零相对速度条件下的安全捕获末端条件。为保证方法的适用性,将基于Legendre伪谱法的连续时间最优控制问题离散为标准的非线性动态规划问题。最后在考虑释放控制前初始面外角偏差为5°的情况下,通过数值仿真验证了方法的有效性。仿真结果表明：对于远距离释放条件下的安全捕获,系统质心变化不容忽视;最小能量与绳长加速度约束下的控制响应相比最小时间与面内角约束要更平滑。