系统级振动试验响应控制值的确定

运载火箭研制过程中,在进行系统级振动试验时,个别支架上少数仪器安装处的振动过大,通不过。对于这一问题,我们认为应从两个方面解决:一是从环境的角度,看一看有无潜力可挖;二是支架本身的结构考虑是否需要改进。这里仅就环境条件作一讨论。在进行振动试验时,按目前的正弦扫描试验方法,支架在共振点显然存在严重的过试验。现在的问题是:要在已有的振动试验条件和产品结构的基础上,来改善过试验,而不是全部推翻已有的振动条件和产品结构,重新开始。解决这一问题的思路是:从已有极少试验实测数据作统计分析(目前已具备这一条件),考虑可靠性因素和支架放大系数,对支架上仪器安装部位的共振点响应值进行控制,在目前可能的     

电子设备振动试验及耐振措施

恶劣环境条件使用的电子设备需经历一系列环境条件的考验.其中带有破坏性的项目之一是振动试验。随着宇航技术的发展,对设备振动的要求也逐趋提高。因而振动试验的正确性以及如何提高设备的耐振性,往往引起设备研制人员,尤其是结构设计人员的关切。本文就这方面内容浅谈一点体会。一、振动试验正确性的几个因素     

自动带谷试验方法的研究

带谷正弦扫描振动试验,对于解决结构或设备在振动试验中所出现的过试验问题,是一个较为有效而易行的试验方法。本文介绍了用一台B＆K1026实现自动带谷正弦扫描试验的方法。对于具有两个以上控制通道的其他型号控制仪,也可用本文方法实现自动带谷试验。     

从振源分析看现行振动试验条件的不合理性

一、前言宇航器的制导和稳定系统在振动试验时出现的故障,在整个环境试验故障中占的比例较大,这意味着慎重制订试验条件对宇航器的研制有重要意义。如果试验条件订得过高,会增加研制成本,延长研制周期;订得过低试件就得不到应用的考验而使可靠性下降。一个好的     

力限振动试验技术进展综述

力限振动试验技术在国外航天飞行器振动试验中广泛开展,主要目的是减轻或抑制振动试验中的过试验现象。介绍了力限振动试验技术的国内外进展情况,并回顾了解决振动试验中抑制过试验的＼方法,重点针对力限振动试验条件设计方法中力限谱的设计方法及力限参数获取方法方面,对力限振动试验技术进行了综述。最后,对力限振动试验技术的应用前景进行了展望。     

振动系统反共振点的力谱预示

通过结构模态试验和小量级振动试验,获得有效反应真实结构特性的有限元模型,并利用简化的两自由度振动系统和小量级试验数据分析,预示出振动系统在反共振点进行力限(加速度带谷)的条件。为工程中抑制过试验问题,进行力限条件控制提供了重要依据和参考。     

基于被动隔振平台的振动主动控制研究

通常机组设备工作所处可适应振动工况不尽相同,针对振动噪声敏感程度不同设备应采取不同减振设计方式,同时应考虑在同一被动减振平台设备之间存在振动相互干扰问题。本文针对已存在大型被动减振平台上对振动环境敏感型精密设备展开二级振动主动控制减振系统设计,提出一种在被动隔振平台基础上进行振动主动控制的减振方式。通过对控制算法的仿真研究,建立阻尼弹性减振平台系统模型仿真研究,及基于被动隔振平台的振动主动控制试验研究等,验证该减振方式能够实现有效减振。     

大阻尼隔振系统设计

随着空间技术的迅速发展,飞行器所处的振动、冲击、过载、噪声等动态环境条件更加复杂和恶劣。就振动环境而言,其频率范围之宽,加速度之大,足以使飞行器电子仪器设备内部产生破坏应力。该应力轻者将影响工作性能,缩短仪器寿命;重者还会引起严重故障,造成飞行器飞行失败。因此,为了提高飞行器的可靠性,必须对飞行器上电子仪器设备的振动进行控制,以满足飞行器振动环境的要求。振动控制是应用工程力学原理来减小飞行器电子仪器设备不希望产生的振动效应,从而     

力限控制技术的试验研究

传统的加速度控制振动试验中的过试验问题已经被许多专家认识到,力限控制技术的发展给解决振动试验中的过试验提供了方法.在本文中,以某试件承力筒纵向正弦扫描振动试验为平台,进行了力限控制技术在振动试验中的尝试.对比传统加速度控制和新型力限控制情况下的试验结果,分析力限控制在提高控制精度,解决过试验方面的优点.同时,探讨了将力限控制方法有效应用到振动试验中的一些关键技术和难点.     

可靠性基础知识讲座 第十讲 可靠性验证

一、概述可靠性验证是通过产品的工作或模拟工作的各种试验来评价它是否满足预先规定的可靠性指标。不像可靠性预计那样无论设备是否做过试验都存在着它的固有可靠性预计值;可靠性验证和可靠性评定一样,他们必须根据产品在现场使用中或试验中所获得的信息来评定或验证产品的可靠性。这就是说,验证或评定是在产品使用或试验结果的基础上进行的,在设备不变的情况下,对于规定的指标下限(或置信度),设备的试验时     

冲击、振动数据的统计方法及概率标准的讨论

飞行器冲击、振动环境问题中的参数,一般是随机变量,必须用统计方法描述。若不用统计描述,使用试验数据或经验曲线,常常不好使用,或者标准不明,概念不清。飞行器设计力求有明确的可靠性要求,相应的各个有关问题,亦要用统计描述,要有明确的合理的概率统计标准。冲击、振动条件是飞行器设计的一个依据。应该使用统计方法,给出合理的冲击,振动条件。文内所讨论的内容,主要针对冲击问题。综述已有的研究成果,分析、整理部分试验数据。在此基础上建议:冲击、振动条件应区分使用条件与设计条件,改变过去单一标准的条件。对于符合正态分布的量,统计样本数较少时,如少于4,使用条件取95％概率50％置信的单边容许上限x_L,设计条件的值x_H和x_L之间的关系用可靠性安全系数f_R联系,即x_H=f_Rx_L。     

卫星主动热控离心泵的振动抑制研究

高精度卫星上的光学探测系统的正常运行需要适当的低温环境,一般使用主动热控设备来满足这一要求,然而主动热控设备的运行会对安装面产生扰振力和扰振力矩,影响高精度卫星有效载荷所需要的微振动环境。本文以离心泵这类典型的卫星主动热控设备为研究对象,通过实验测得其振动特性,并在此基础之上设计了6自由度隔振系统,通过理论分析对隔振器的设计进行了优化,最后通过试验验证了隔振系统的振动抑制效果。     

卫星过渡支架附加约束阻尼层减振效果验证

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。     

振动环境下焊点疲劳失效与裂纹扩展分析

采用子结构方法对振动加载条件下组装有EBGA器件的印制电路板系统进行有限元建模,研究了振动环境下焊点疲劳速率与环境温度、振动频率之间的关系;然后又利用局部/整体相结合的方法对EBGA焊点中由于热循环试验导致的微裂纹在振动试验条件下的扩展情况进行了分析,研究结论可以为HALT试验中振动试验方案的制订以及热循环与振动试验结合方式的优化提供理论指南,最后对分析结果进行了试验验证。     

力限控制技术在整星振动试验中的尝试

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、欠问题。介绍了大型力限控制试验平台的搭建和力限控制技术在整星振动试验中的应用尝试。试验结果验证了力限控制技术的有效性和在整星级振动试验中应用的可行性。     

机载设备可靠性试验归纳方法研究

在可靠性振动试验的归纳方法中。可靠性试验时间取为典型的一次飞行所经历的时间。本文将时-频分析的思想引入到机栽设备可靠性振动试验的归纳方法中，以某型刚性模拟弹飞行实测数据为对象。获得了可靠性振动试验谱型和试验时问。结果表明，基于时-频方法确定的可靠性试验时间短于典型的一次飞行时间，提高了机栽设备地面试验的效率。     

全尺寸航天器振动台多维振动试验的天地一致性研究(上)

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。     

全尺寸航天器振动台多维振动试验的天地一致性研究(下)

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。     

姿控陀螺正弦——随机振动等效试验究研

前言通过遥测,我们知道弹上仪器、设备的振动环境是随机性的,但现行的振动试验条件几乎都是正弦的,最早是单频耐振,后来发展为正弦扫描。由于正弦扫描试验使试件在较宽的频域中经受了考验,所以比单频耐振有比较大的进步。然而用正弦振动模拟真实的随机振动环境要有一个前提,即对试件来说正弦和随机振动引起的效果在某一方面是相等的。关于正弦振动与随机振动之间存在不存在等效关系这一点,国外早在五十年代初就有人从事这方面研究,一度成为热门研究工作。人们希望找出正弦与随机之间的等效准则,     

组合环境可靠性试验(CERT)

前言近年来为了改善环境和可靠性试验的性质和质量,人们做了许多努力。在众多的试验方法中,组合环境可靠性试验(CERT——Combined Environment Reliability Test)受到了广泛的重视。组合环境可靠性试验是指用切实可行的方法,在实验室内尽可能再现试件实际使用时所经历的各种环境及变化情况,把试件置于同时受到几种环境强制作用的模拟条件下进行试验。对于宇航和航空器以及它们所载的各类设备(如电子、通讯设备等)来说,就象在实验