红外地球敏感器摆动扫描机构长寿命试验方法

针对摆动扫描式红外地球敏感器,文章提出了一种长寿命试验测试方法。设计摆动频率为55～60 Hz的加速摆动扫描机构模拟件,在正弦驱动信号的激励下产生本征频率附近的摆动,实现红外地球敏感器摆动扫描机构的加速寿命试验;并研制了试验平台,实时记录和分析试验参数。试验结果表明:长寿命试验摆动扫描机构模拟件在窄扫模式时,摆动次数累计1.4×109次,摆动频率和电压峰-峰值的标准差分别小于0.002 0 Hz、0.030 9 V。     

气压膝关节下肢假肢的分析与研究

本文应用机构学、生物力学和流体力学等方面的理论,对气压膝关节大腿假肢进行了较为系统的分析和研究.在对实现假肢站立相稳定性和摆动相控制性分析的基础上,用平面多杆机构模拟大腿假肢的多中心膝机构,建立了该机构的力学模型,并进行了最优化方法设计;根据正常人体的步态数据,用气压控制装置来模拟假肢摆动相控制性,并达到良好效果;最后进行了假肢膝关节的结构设计.     

气压膝关节下肢假肢的分析与研究

本文应用机构学、生物力学和流体力学等方面的理论，对气压膝关节大腿假肢进行了较为系统的分析和研究。在对实现假肢站立相稳定性和摆动相控制性分析的基础上，用平面多杆机构模拟大腿假肢的多中心膝机构，建立了该机构的力学模型，并进行了最优化方法设计；根据正常人体的步态数据，用气压控制装置来模拟假肢摆动相控制性，并达到良好效果；最后进行了假肢膝关节的结构设计。     

一种单喷管双摆电动伺服系统的设计与建模

针对新型战术导弹对摆动喷管伺服系统提出的小型化大功率要求,提出了一种基于电动伺服系统的单喷管双摆驱动装置。该装置使用2个相互垂直的直线式电动伺服机构共同推动喷管进行摆动,采用无刷直流电机和滚珠丝杠减速器的结构形式,实现了系统的高功率密度和高效率,可提供大输出力矩,并具有良好控制精度。通过对该系统进行运动分析与建模,研究了2个直线式电动伺服机构的运动非线性特性及相互间交连耦合干扰,分析了两者的成因、随摆角分布规律及其对喷管摆动角位置精度的影响,给出了任意摆角下的双通道指令计算方法,据此采用双通道协同工作的方式精确控制喷管摆动方向和摆动角度。     

应用圆盘工装谐振实现高量级随机振动

针对高量级随机振动试验提出了一种利用工装谐振原理在振动台上实现高量级振动的试验方法。首先在理论上分析振动台系统的圆盘工装的振动特性,利用谐振原理设计了结构响应放大装置,并在理论上分析了该装置的结构响应放大的可行性,最后应用该装置成功完成了伺服机构高量级步进随机振动试验,验证了其在高量级随机振动试验中的有效性。     

空间遥感相机柔性装星结构设计与仿真分析

文章介绍了一种空间遥感相机自由度释放装置,该装置利用柔性铰链技术实现单方向的自由度释放,同时结合固定脚的设置和不同方向柔性铰链的设置,实现多维自由度卸载的同时保证结构整体的刚度。结合某型号空间遥感相机对该装置进行了力学振动试验和热真空、热循环试验,验证了该装置的可行性。     

航天飞机外贮箱的防冰措施

美航宇局担心:当航天飞机竖在发射台上或在爬高期间,主发动机低温推进剂外贮箱的表面上可能结冰并随后脱落,从而会损伤轨道器上的脆弱的热防护瓦。为防止外贮箱表面结冰,航宇局正在做两项工作:一是检验外贮箱突出部的隔热系统:一是设计一种液氧捕集和排除系统,这部分液氧是在发射准备期间从贮箱内排出的。外贮箱的绝大部分表面都已充分隔热,但在突出部以及同轨道器和两台固体火箭助推器的连接点上,隔热还有问题。目前已选出一种合适的隔热材料,并正在进行风洞试验,以检查该项隔热设计在气动力学方面是否满足要求。液氧通过位于贮箱顶部旁边的排气孔排气。在航天飞机三台主发动机并联点火试验期间,发现排气孔结冰。正在研究两种捕集排气系统:一种是装在贮箱顶部下方的“环形”装置:一种是能从四面八方捕集气体的所谓“耳套”装置。不论选择那种系统,在发射准备期间,都要利用发射塔架上的一根新摆动杆把该系统固定在一定位置上,并在射前约两分钟除去。     

微振动对不同支撑形式扫描机构的扫描精度影响研究

针对有高扫描线性精度要求的扫描机构,研究了微振动环境对基于轴承和挠性枢轴两种不同支撑形式扫描机构的影响。用ADAMS与Matlab/Simulink软件联合建立两种支撑形式扫描机构多体动力学闭环控制模型,对扫描过程进行了仿真,扫描线性度误差满足指标要求,验证了模型的正确性。在相同控制要求及某卫星实测微振动激励下,用所建模型仿真分析了两类扫描机构的扫描线性度受微振动环境的影响。结果表明:在相同的控制策略和微振动激励条件下,微振动对基于轴承和挠性枢轴的扫描机构的扫描线性度影响分别最大可达1%,2.6%。其中基于挠性枢轴的扫描机构更易受微振动环境的影响,但在工程误差一定的条件下,该影响可通过提高角度检测反馈精度而被有效控制。综合视轴标定精度和图像配准精度等指标要求,建议感应同步器精度需提升至1″以便于工程实现。研究对相机及卫星工程研制有一定的参考价值。     

一种空间用大口径扫描装置锁紧机构设计

由于红外探测器尺寸限制，大多数光学遥感器仍采用扫描装置来扩大探测视场，随着相机口径及探测视场的增大，扫描装置中扫描镜口径越来越大，对扫描镜支撑元件的承载能力要求也随之提高。文章为了确保某项目扫描装置中的扫描镜支撑元件不被过载破坏，根据扫描镜口径及过载条件，提出一种高承载能力、高刚度、可重复使用，且能够满足支撑元件过载受力要求的锁紧机构；阐述了锁紧机构的组成和工作原理，针对过载要求分析了锁紧机构核心部组件的承载能力及锁紧力，并根据过载条件进行了力学仿真分析；最后开展了振动试验，结果表明该锁紧机构可对扫描装置中扫描镜支撑元件安全锁紧。     

空间绳系组合体拖曳动力学分析及振动控制

空间绳系捕获系统捕获目标物后的组合体在拖曳离轨过程中常产生振动,为此,建立了切向连续推力作用下的空间拖曳绳系组合体面内动力学模型,并对模型进行了横向摆动与纵向振动耦合分析。针对组合体的纵向振动问题提出了一种以张力控制为内环、速度控制为外环的双闭环振动控制策略。进行了振动控制仿真分析,并根据动力学的相似性,建立地面模拟实验系统,仿真与实验结果表明该控制策略可迅速抑制组合体纵向振动、减小系绳冲击并可避免出现系绳松弛现象。     

波纹管流体诱导振动研究进展

波纹管输运高速流体时经常会发生疲劳破坏,流体诱导波纹管振动是导致波纹管疲劳破坏的重要因素之一.通过归纳总结国外相关研究成果,阐述了流体诱导振动的机理：液体诱导波纹管振动属于漩涡脱落诱导振动;气体诱导波纹管振动属于声振荡-弹性耦合振动.根据研究结果提出了抑制振动的措施.     

联合被试设备的振动夹具结构仿真分析

由于和被试设备之间的耦合影响,所以对振动夹具的评价非常复杂。文章以轨道交通悬挂类变流装置的某通用型振动夹具为研究对象,与被试设备联合进行模态、动强度、疲劳等分析。仿真分析与试验的结果对比表明,振动夹具的固有频率会对被试设备的随机振动1σ应力和动力学响应产生较大影响;其承受的载荷在引入被试设备后更为合理,从而可以准确地预估振动夹具设计的合理性。联合被试设备的振动夹具结构仿真方法和结果可为振动夹具的校核、振动试验结果评价提供理论依据。     

基于驱动机构作动的太阳翼振动控制原理与实验研究

针对航天器在调姿或变轨过程中太阳翼长时间、低频振动引起航天器系统无法正常工作的问题,以太阳翼自身驱动机构为作动器,提供反馈控制力,进行振动抑制。在原理性研究的基础上,建立了贴近工程实际的真实尺寸太阳翼有限元模型,改进了控制算法,实现了太阳翼在振动控制结束后的正确复位,并利用动力学缩比模型对振动抑制方法的有效性开展了实验验证。结果表明:该方法不需引入额外的非有效载荷,能够在保证太阳翼不偏离目标位置的同时,有效抑制太阳翼的低频振动。     

固体火箭发动机燃烧室结构径向振动与内弹道性能的耦合计算

研究了由推进剂药柱和壳体组成的燃烧室结构径向振动对发动机内弹道性能的影响。在一维非定常内弹道方程中,分别考虑了结构径向振动对内弹道方程和燃速的影响,研究了在给定燃烧截面内,由于燃烧室压强变化引起的结构径向振动。据弹性力学理论和振动机理,得到了简化的等效径向振动方程;对内弹道和结构径向振动进行了耦合计算,分析表明当内弹道出现周期性的压强振荡时,会引发与结构径向振动之间的耦合作用,使得燃烧室压强振荡振幅上升一个量级,对发动机的工作安全产生危害。     

柔性航天器姿控执行机构微振动集中隔离与分散隔离对比研究

姿控执行机构高速旋转诱发的微振动会降低柔性航天器姿态稳定度。为实现高稳指向,文章研究了姿控执行机构的集中隔振与分散隔振技术。首先建立包含隔振器的柔性航天器姿态动力学模型;然后仿真研究航天器在作大角度机动和稳定控制两种工况下,姿控执行机构的两种隔振方案的性能,并进行了对比分析。研究结果表明:航天器进行大角度机动时,对于高刚度隔振器,两种隔振均具有稳定性,并且指向控制性能相似;对于低刚度隔振器,集中隔振较分散隔振容易失稳;在稳定控制工况下,对于高刚度隔振器和低刚度隔振器,两种隔振性能基本一致。     

振动测量误差影响因素分析

讨论了振动测量系统产生误差的来源,主要分析了瞬变温度对振动传感器的影响和现有校准方式产生的误差对振动测量的影响,提出了减小误差的方法.此方法能提高振动测量的可靠性和测量准确性.     

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。     

捆绑型火箭助推段扭转与纵向振动耦合的分析

捆绑型运载火箭助推段普遍存在着扭转抖动现象 ,这里分析了造成捆绑火箭助推段扭转抖动的原因 ,提出了进一步研究的方向     

喷嘴式隔板与纵向肋式隔板阻尼效应分析

利用声学模型和单喷嘴声学模拟试验研究了喷嘴式隔板的耗散机理;用数值方法分析了纵向肋式隔板周围的涡流;用声学理论研究了纵向肋式隔板的声场。研究结果表明:选取合适的管间隙将会使喷嘴式隔板具有更好的稳定性作用;肋片周围是涡流产生的主要区域;肋高对燃烧室声学特性的影响远大于肋长。     

某气瓶结构振动断裂故障分析及改进措施

分析了某气瓶在振动试验中出现的耳片断裂故障,从结构动力学的角度揭示产品破坏的根本原因,给出改进思路,并结合实际产品提出多种修改模型,然后通过动力学仿真计算进行改进效果的对比,从而确定最佳的修改方案.最后,对改进后的气瓶结构进行随机振动试验,试验结果表明：振动过程中,气瓶改进结构在原结构破坏位置的动应力得到明显的降低,避免结构疲劳破坏,改进可行有效.