一个动力学系统两种质量载荷效应现象研究

提出一个简单动力学系统数学模型以研究两种质量载荷效应现象:一种,在安装点部件的重量变化对振动环境没有什么影响,此谓"高频质量载荷效应";另一种,部件设计及其试验规范中所有振动试验都应该考虑的"吸振器质量载荷效应".正文给出了例子与一些结论.     

落摆式与锤击砧座式冲击试验机等价性问题

航空工业有关部门多用落锤式冲击试验机实施产品部件冲击规范,而舰船工业多用锤击砧座式冲击试验机实施产品冲击规范,这两种方法之所以不同是有其历史根源的。此二种不同方法共效果如何,正是本文所要讨论的问题。§1 落摆式与锤击砧座式冲击机原理目前落摆式与锤击砧座式冲击机的冲击试验方法,都是根据“冲击(响应)谱”的概     

在冲击试验中SZB-7减振器损坏分析

SZB-7是某产品的一个部件。为了检查其强度性能,需要在常温条件下进行冲击加速度持续时间不小于20ms,冲击加速度幅值为6g的6000次连续冲击试验。结果在冲击试验中途出现减振器的橡胶撕裂及部件性能超差现象。为此本文谈谈SZB-7减振器的损坏问题。     

导弹可靠性试验与冲击振动工程(美国专家莫尔罗博士在华技术交流总结)

莫尔罗(Charles T.Morrow)博士是美国导弹冲击振动工程专家,早年毕业于哈佛大学,取得哈佛大学声学和通讯工程博士学位,先后在哈佛水声电声试验室,斯佩里陀螺仪公司,休斯公司,宇航公司,LTV研究中心,Ling-Altec电子公司,先进技术中心工作过。他是一个从基础科学领域走进工程技术领域的学者,在声学,电子机械装置,冲击和振动,噪声控制等学科有较深的造诣。据介绍,五十年代苏联洲际导弹研制成功以后,美国深感落后,为了解决导弹的可靠性问题,他们把受过高级训练,特别是具备声学基础和对统计学与概率论有经验的人请到导弹领域,以便认清问题和提供解决办法。莫尔罗就是其中一个。他负责制定了美国第一个洲际导弹环境试验规范,同时引进随机振动和连续谱的概念,并发展了关于概率分布,功率谱和结构的随机振动响应等基本概念。他著有《冲击振动工程》第一卷(1963),《作为技术管理工具的环境试验规范》(1981)等书。并为《随机振动》第二卷(1963),《导弹包装基础》(1955),《科技百科全书》(1971),《冲击振动手册》(1975年版)撰写了重要章节。从著作来看,他在学术上有独到的见解。应北京强度环境研究所的邀请,莫尔罗博士于1982年9月19日至10月4日来华与我国冲击振动界人士进行技术交流。他以“环境试验和统计可靠性试验的关系”,“冲击振动工程”为题,介绍了他本人及美国在导弹的可靠性、环境、规范、试验、设计和设备等方面的研究情况;同时就可靠性试验和环境试验的关系、冲击振动工程、隔震问题、低频振动问题与我国同行进行了技术座谈。概括起来,他的主要技术观点是: (一)对于导弹,应该把人力、物力花在研制初期的可靠性增长试验上,而不花在到研制后期才见结果的可靠性指标验证试验上。 (二)对于导弹,环境试验规范应起到指导设计作用,而不只起到在设备研制完以后的检验作用。 (三)导弹的主要振源是发动机噪声和气动噪声;环境试验的目的是发现设备的薄弱环节,纯粹的模拟真实环境的做法是不可取的。 (四)美国的导弹用的电子设备和惯性器件不用隔震器,也不用粘弹性材料隔震。问题通过限制设备的最低谐振频率和提高设备在高频的抗震能力来解决。 (五)描述瞬态振动环境的办法美国目前尚无定论;在制定洲际导弹规范时,并没有多少数据;美国现有规范中的低频段,并不是真实环境的表述,而是试验设备的使用极限。莫尔罗博士是迄今为止来华的学者中唯一搞导弹的专家。由于他自始至终参加了美国第一代洲际导弹的冲击振动工程工作,因此他的技术观点与实践有助于我们深入了解美国导弹的发展,从中吸取有益的经验。尤其是他在可靠性增长、隔震、低频方面所提到的问题,正是当前迫切需要解决的问题。但是,由于保密的原因,加之他最近已退休,某些技术内容以至观点未必能反映美国当前的技术状况。这里特别要强调的是,虽然莫尔罗关于导弹的统计可靠性试验的观点已经反映在1975年出版的《冲击振动手册》之中,但是据我们所知即使在美国还有另一种颇为不同的观点与实践,肯定了导弹的统计可靠性试验的必要性。在这次技术座谈中,我国有关方面的同行就此问题与莫尔罗博士展开了讨论,提出了不同意见。但是这个总结只反映了莫尔罗本人的观点。不言而喻,与他的其它技术观点一样,它既不能作为美国技术状态的全面描述,更不能作为我们行动的依据。我们欢迎全面介绍美国在这方面情况的文章,欢迎有关人员参加讨论这些问题和对莫尔罗的观点进行评价。这次技术座谈是由北京强度环境研究所所长陈奇妙同志主持的,由何克让和厉慧敏同志翻译,吴家驹和冯振兴同志记录。本文是由吴家驹同志整理成文,宋文治、张维纲、郑开陛和李德林等同志校阅补充,最后由陈奇妙同志审订的。以下按可靠性试验、规范、数据处理、试验方法、隔震、非平稳问题,对莫尔罗博士的报告及部分座谈答问内容进行整理。     

空间系统爆炸分离冲击资料 第Ⅰ卷

本文目的是给出NASA Goddard合同NAS5—15208的研究成果,研究的主要目的是综合和分析空间工业爆炸分离冲击资料,以提供一份完整的冲击数据报告并增进对冲击数据所包括参数的理解。研究的内容有: A)空间系统爆炸分离冲击资料的汇集 B)瞬态爆炸分离冲击特性的确定 C)典型的可供使用的爆炸分离冲击资料的品质估价 D)地面试验和飞行测量系统介绍 E)结构和(或)仪器的设计指南的制订 F)试验模拟技术的介绍 G)按冲击性质和破坏效果对爆炸分离系统的分类 H)结构型式和材料对冲击特性影响的分析 I)有待今后研究的项目 J)冲击传播理论的应用 K)地面试验项目收集和处理的全部2837个测量值载于卷Ⅱ到卷Ⅴ的资科中,这些数据是从空间工业和政府各代理机构的调查及洛克希德导弹与空间公司转订的合同中得到的。卷Ⅰ包括所完成的工作的叙述及分析概要,卷Ⅵ给出了一套应用于结构和设备的爆炸分离冲击环境设计指南。研究的结论载于本卷的5.1节中,今后研究的项目中包括三个方面:破坏和失效准则,冲击传播理论和模拟技术。这三个课题今后试验项目的梗概载于本卷的2.9节中。     

飞机附件的振动问题

本文系就生产试验中所提出的有关飞机附件的振动问题,根据振动的基本理论、结合飞机附件的特点,进行初步分析与计算。 文中探讨了以下四个方面的问题:(一)振动对飞机附件的影响;(二)飞机附件在振动过程中所受的惯性力,(三)振动试验起动或停止时的冲击问题;(四)对焊接而要求密封的附件结构的试验问题。 在第一个问题中,简单地述述了飞机附件产生振动的原因,和附件的形状与各个另件的刚度对振动效果的影响。第二个问题中介招了附件在振动中受力的计算方法和基本公式。第三个问题中引用冲击理论对振动试验起动时的冲量进行了分析和计算。并对附件在振动过程中的冲击提出一个粗略的计算方法、以供进一步探讨。在第四个问题中、对于焊接而要求密封的附件需要试验的内客和要求,提出了几点意见作为生产单位设计部门制订产品试验规范时的参考。     

1983年及今后几年的试验工业展望(美国试验工业负责人谈试验改革与趋向)

世界经济处于恢复期展望1983年可靠性试验工业与目前世界性的经济恢复期的情况,使我对新的一年持乐观态度。最有影响的因素之一显然是不断地强调统计质量管理。它受到许多企业的广泛支持,这说明卖主对产品的质量要求更严格了。第二是增加了政府委托的试验计划(比如组合环境可靠性试验)。该计划将对83年产生实质性的影响;第三,在裁决产品退货及保险方面所花的钱已引起管理者对几乎所有企业中可靠性试验价值的重视。我认为83年以及今后几年试验工业面临着以下几个需要解决的问题: 1.条件更为苛刻而费用更为低廉的产品、部件可靠性试验; 2.在模拟整个使用期实际工作条件下进行评定;     

环境试验新趋向

当前,环境试验的总原理正发生着重大变化。国防工业中的系统设计师,过去只要求试验满足某些军用规范或其他通用规范,而不仔细考虑环境条件模拟得是否合理。现在正发生着这样的变化:系统设计师对实际模拟有关环境感兴趣。引起这种变化的原因很多。而其中两个主要原因是:(1)测量外场环境的能力改进了。(2)环境实验室使用了计算机使试验技术更加完善。     

火工品爆炸加载方法在火箭分离冲击环境模拟试验中的应用与效果

基于火箭分离冲击环境的特点和冲击环境对箭上仪器产生的影响,研究了分离环境模拟的火工品爆炸加载技术。该技术能够复现实际的冲击环境,并可产生加严考核的高量级冲击环境,以满足鉴定试验以及更高的试验要求。根据不同的试验要求,此项技术即可以应用于单机试验,也可以应用于部(舱)段试验,并且在一定的条件下可以同时满足三个方向的冲击环境模拟要求。     

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     

动力学环境质量载荷效应的统计能量分析与试验研究

对质量载荷在冲击、振动及噪声等动力学环境上的影响作了统计能量分析（ＳＥＡ）与试验研究。分析与试验结果是满意的,其结论对工程系统动力学环境预示、评估和制定试验条件有重要意义。     

技术札记

实验管理部门在产品研制中的任务根据“环境科学院”实验评阶部主任Stan,Baber(他现任波音宇航公司空间环境实验所主任)的说法:实验管理部门必须提出一套产品研制试验、评价的办法,还要提出一些使投资效率高的对策。这里要包括一个新产品的性能规范,修改过的试验评阶方法。因     

动力学数据库在STI11/23上的实现

一、引言航天工程的前进要借鉴以前的经验,做为新型号设计基础的动力学环境条件更依赖于对以往型号试验数据的积累。为此,美国等宇航大国正在筹建动力学数据库,用以积累型号的飞行或地面实验数据。资料[1]、[3]介绍了马歇尔空间飞行中心建立的声振数据库。经过近十年的工作,该库中装有土星Ⅴ和大力神Ⅲ的数据,在预示新型号的随机振动试验标准中起了重要作用。资料[4]介绍了NASA格达德空间飞行中心和洛克希德导弹和空间部为航天飞机有效载荷     

包括输入函数福里哀变换相角的设备环境冲击试验的最不利响应

在设备环境冲击试验方面,冲击谱理论得到了广泛的应用。但近十年来,不少人开始对这个理论提出了异议。冲击谱理论的主要缺点是; 1.这个理论导源于单自由度简单系统的基本假定,只能严格应用于具有单自由度简单系统部件的设备。 2.需要假定设备各频率部件的临界阻尼比相同。     

立式风洞尾旋技术改进及试验验证

为降低立式风洞尾旋试验系统对飞机自由尾旋试验结果的影响,开发了一套适用于尾旋模型的舵面遥控系统、优化了模型悬挂系统,研究了悬挂系统对飞机尾旋特性的影响.研究结果表明:研制的模型操纵面控制系统具备任意操纵面组合偏转的能力,可以满足飞机尾旋试验要求;悬挂系统各部件重量和外形变化对旋转角速度略有影响,对飞机尾旋迎角、尾旋改出方法、尾旋改出圈数等影响很小.     

直升机重量估算方法

直升机部件重量的分析和估计是直升机初步设计阶段的一项重要工作。本文介绍了利用回归分析法建立直升机部件重量公式的方法和结果,並用子样外的几种中、小型直升机作了校核验算。计算结果表明,这些公式适用于中、小型带常规旋翼型式的单浆直升机,可在总体设计阶段的总体参数优化、重量分析估算、重心定位等工作中计算直升机部件的重量。     

关于GB/T 21563-2008冲击试验的剪裁

确定动力学环境模拟的试验量级是一件复杂的工作,在引用指导性的标准文件时应该结合自身数据进行剪裁。基于Miner损伤准则,计算GB/T 21563-2008中模拟长寿命试验与冲击试验对产品造成的潜在疲劳损伤,通过对比分析得出模拟长寿命试验对产品造成的潜在疲劳损伤大于冲击试验对产品造成的潜在疲劳损伤。若产品经受住规定频率范围内的某一方向上的模拟长寿命试验,可以对相应方向的冲击试验进行剪裁。     

响应板式爆炸冲击模拟装置试验仿真分析

根据响应板式爆炸冲击模拟装置的基本原理,介绍了在MSC．Patran中建立响应板式爆炸冲击模拟装置仿真模型,并利用MSC．Dytran求解器进行了分析计算的过程。通过在仿真模型中修改模拟装置的各个系统参数,如边界条件、初始条件、几何尺寸等参数,获取了这些参数变化对模拟装置模拟的冲击环境变化的规律,解决了如何灵活利用仿真分析的方法来指导试验调试的问题,大大减少了冲击试验调试的时间和提高了冲击试验的精度。     

典型脉冲的冲击响应谱

在冲击环境研究中,大多数人都用冲击响应谱作为衡量冲击运动效果的尺度,用它规定环境条件。所以冲击响应谱是研究冲击环境必不可少的工具。为了分析的方便以及由于试验设备的限制,目前在我国制定冲击条件和做冲击试验大多还是以典型脉冲输入为基础来处理问题。为了便于冲击环境的研究,应当给出典型脉冲在各种阻尼下的响应谱。目前在资料中仅见有某些零星结果,还没有系统的成套资料,特别是缺少有阻尼情况的冲击响应谱资料。有鉴于此,本文给出矩形波、末端峰锯齿波、半正弦波和     

一种测压试验数据与部件测力试验数据的协调处理方法

由于试验的风洞不同,试验模型不同,测压试验数据积分带来的误差等原因,导致了测压试验数据积分结果与部件测力试验结果不一致,这样的两套数据难以用于型号设计。为此,笔者采用了一种以部件测力试验为基础,将测压试验数据积分结果及其分布协调处理到与部件测力试验结果一致的方法,并用于型号的设计研制中。