振动试验极限控制应用实例

介绍了某产品振动应力筛选试验,通过对产品采用极限控制,并组合配以虚拟参考点(2点控制)以及响应点(2点控制)的方式,保证产品在试验过程中不会受到过强的力学应力,避免产品内部敏感元件的损坏。这种振动试验与常见的振动试验有很多不同点,从某产品振动试验实践,阐述此类试验有关技术问题。     

200N·m·s控制力矩陀螺随机振动试验控制谱高频超差的研究

针对200N.m.s控制力矩陀螺在随机振动摸底试验中出现的控制谱高频超差问题,分析了控制谱高频超差的主要影响因素,提出了从提高试验夹具性能、在振动试验夹具和振动台面间增加粘弹性阻尼来解决随机振动过程中控制谱高频超差的方法,并通过了鉴定产品鉴定级随机振动试验的验证.     

基于输入成形的太阳能帆板自适应滑模控制

为提高太阳能帆板驱动系统（SADS）的角位置控制性能和抑制太阳能帆板的柔性振动,提出了一种自适应滑模控制（ASMC）与输入成形技术相结合的控制策略。该控制策略通过自适应滑模控制保证了系统在不确定性影响下的一致有界性和渐进一致有界性,从而提高了太阳能帆板驱动系统的角位置控制性能。同时,通过基于参考模型的输入成形器（IS）规划了指令轨迹,进而抑制了太阳能帆板的柔性振动。仿真结果表明了控制策略的有效性。      

航天器振动试验力限条件设计半经验方法

力限振动试验可以缓解传统加速度控制振动试验在试验件共振频率处产生的振动“过试验”现象。计算力限条件是进行力限振动试验的前提。介绍了力限振动试验的基本原理,给出了计算力限条件的基本过程,采用二自由度系统模型详细推导了半经验系数的计算方法,基于此方法计算了某航天器有效载荷力限随机振动试验的力限条件。结果显示,该方法可合理确定力限振动试验的力限条件。     

微纳卫星共面伴飞相对运动椭圆短半轴最省燃料控制

针对伴随微纳卫星资源受限、轨控需要尽可能节省燃料的现实问题,基于希尔（Hill）方程,研究推导了共面编队伴飞卫星的轨控时机和轨控方向对相对运动椭圆短半轴控制效率的影响。理论推导和仿真均表明：当控制量大小｜ΔV｜与相对运动椭圆短半轴b满足｜ΔV｜≤nb/2关系时（n为参考星平均轨道角速度）,在相对运动椭圆上下点进行横向或反横向控制,最大效率地将相对运动椭圆短半轴改变了｜Δb｜=2｜ΔV｜/n。其中,在上点反横向或下点横向进行控制,可以最大效率地增大椭圆短半轴;在上点横向或下点反横向进行控制,可以最大效率地减小椭圆短半轴。     

基于一次性微冲量推力器阵列的卫星低频 振动抑制与控制

为了解决挠性卫星受扰后的主动振动控制问题,提出将一次性微冲量推力器阵列（DMITA）作为控制执行器安装在卫星太阳帆板上,其具有体积小、成本低、功耗低的特点.介绍一次性微冲量推力器主动振动控制系统（DMITAVCS）的初步应用方案,用混合坐标法推导装有DMITAVCS的挠性卫星姿态动力学方程,并给出能量最优的DMITA位置配置准则.数值仿真结果表明DMITAVCS能够快速抑制挠性卫星受扰后姿态和帆板的振动,主要得益于安装在帆板上的一次性微冲量推力器阵列（DMITA）能够产生较大的姿态驱动力臂.     

一种可靠性试验实测振动数据的处理方法

针对传统实测振动数据归纳方法只能处理正态分布数据的问题,引入选择约翰逊曲线的方法,采用约翰逊曲线对非正态情形的实测振动数据进行拟合,给出了非正态情形一定概率下的实测振动数据功率谱密度上限.在此基础上提出了一种可靠性试验实测振动数据的处理方法.将该方法用于某产品可靠性试验实测振动数据的处理中,计算结果表明,该方法不仅能给出任意分布实测振动数据功率谱密度概率上限,而且与传统方法比较,给出的数据上限能更真实反映产品振动环境条件.      

高速超声振动铣削钛合金实验研究

针对钛合金在普通铣削（CM）时因切削速度低而面临的切削力大、薄壁工件变形大、加工效率低、刀具磨损严重等问题，采用高速超声振动铣削（HUVM）方法加工钛合金，实验研究其加工表面质量和切削力。从运动学角度出发对HUVM方法进行运动学分析。搭建包括超声振动系统、加工系统及测量系统在内的高速超声振动铣削实验平台。采用单因素实验对比CM和HUVM这2种方法对钛合金加工切削力和表面质量的影响规律。研究结果表明：与CM加工相比，HUVM加工可以使切削力降低32.6%～35.3%。并且HUVM加工表面粗糙度虽略有增加，但是表面结构可以更加均匀；此外，HUVM加工表面残余应力均为压应力，其绝对值随着每齿进给量和切削速度的增大而降低，而CM加工表面残余应力为拉应力。     

挠性卫星快速机动复合控制

文章给出了挠性卫星快速机动复合控制方法,包括前馈和反馈控制。反馈控制消除姿态误差,使得本体完成姿态机动目标;前馈控制柔化和优化参考输入,规避挠性振动。反馈控制采用经典PD控制,而前馈控制采用正弦优化控制。正弦优化控制通过优化正弦序列系数,能同时抑制大量挠性振动（包括低阶和高阶模态）。最后,文章对该复合控制方法进行了数学仿真,结果表明：在动力学不确定性和外界干扰存在的情况下,该方法仍能有效完成姿态快速机动,同时抑制最后的残余振动达到合理的水平。     

太阳帆航天器姿态机动的复合控制研究

输入成型法无法消除姿态机动过程中的柔性振动,残留的柔性振动将改变大柔性太阳帆航天器的结构参数,影响姿态机动的控制精度。为此,基于两种控制手段（作用于太阳帆中心的喷气和作用于支撑杆顶端的电推进）的组合,提出复合控制方法,以消除姿态机动过程中的柔性振动。采用将帆面质量等效到支撑杆的简化方法,建立太阳帆航天器姿态运动与柔性振动的耦合动力学模型,并从减小振动模态的外加激励出发,根据简化的动力学模型,得到了两种复合控制的设计方法：消除某一阶的柔性振动方法和减小前n（n>1）阶的柔性振动方法。仿真结果表明,相比输入成型法,第二种复合控制方法不但机动时间短,还能够将姿态机动过程中的柔性振动抑制到5%,使机动角度精度优于0.003°。由于仅利用已有的控制手段,复合控制方法算法简单,适合于实际应用。     

输油泵加速寿命试验方法及可靠性研究

以机械泵为例,选用压力为加速应力,采用恒定应力加速寿命试验方法和威布尔分布最佳线性无偏估计法进行数据处理,求得产品的寿命及其可靠性特征值和加速系数,解决了泵类产品寿命试验长、费用高、不知其可靠性指标的难题,缩短寿命试验时间6倍。找出了产品的薄弱环节与失效模式、失效机理,为改进和提高产品性能提供了可靠依据。     

可靠性强化试验定量评估方法

介绍了国外最新可靠性强化试验基本概念、各种应力极限分类和试验过程,阐述了强化试验的基础理论.针对可靠性强化试验无法进行定量分析的问题,引入应力强度干涉模型理论,运用干涉模型分析了强化试验中的产品失效原因,即试验环境应力大于产品工作极限应力.通过分析工作极限应力与产品实际使用环境应力的相互关系,推导了利用强化试验数据计算产品可靠度的相关公式,将定量分析引入强化试验中.并举具体计算实例说明了该方法的可行性.在此基础上,运用干涉模型和可靠度计算公式,分析了强化试验提高产品可靠性的2种基本途径:改进设计和提高工艺水平,进一步阐述了可靠性强化的基本原理.      

基于故障行为的惯导产品贮存寿命试验设计

以典型惯导产品加速度计贮存寿命评估为例,提出了一种基于故障行为模型的加速退化试验设计方法,解决了缺乏预试验数据情况下试验应力水平设计的问题。在通过对产品特性和主机理分析基础上,确定表征产品贮存寿命特征参数及试验应力,构建了考虑材料等分散性的加速度计故障行为模型,用以描述参数加速时变规律的特性。在试验应力最高水平确定的情况下,基于给定置信度和故障行为模型,以高应力水平下退化量的置信下限与低应力水平下退化量的置信上限不交叉为原则,采用基于仿真的加速退化试验设计方法,优化确定低应力和中间应力水平,从而设计给出试验剖面,并给出了加速退化试验方案优选流程,最终从备选方案集中确定加速度计试验最优方案。通过实际案例分析,验证了该方法的有效性。      

新一代星敏感器遮光罩—— 碳纳米管遮光罩技术研究

针对目前星敏感器遮光罩普遍存在的尺寸和质量较大、杂光消除能力受限等问题,从提高吸光涂层吸光率入手,提出碳纳米管遮光罩新概念,研制一套钛合金基底生长碳纳米管涂层的新技术,使得涂层吸光率达到99%以上,并成功制作出可等效替代现有飞行产品遮光罩的碳纳米管遮光罩.通过真空原子氧、紫外辐照、高能粒子辐照、热真空、力学环境等各项空间环境实验,证明其空间环境适用性.与现有星敏感器遮光罩产品的杂光比对试验结果表明,使用碳纳米管遮光罩的星敏感器杂光灰度降低了56%,显示出杂光消除性能的优势.本文创新成果突破了碳纳米管技术在杂光消除领域实际应用的瓶颈技术,对促进星敏感器技术的提高具有重要的工程价值.     

基于多信号模型的空间站某典型产品测试性建模与分析

测试性建模与分析在提高产品的测试性设计水平上,发挥的作用越发重要.基于多信号流图模型方法,以某典型产品为例,分析其工作原理和结构,建立其测试性模型.根据分析结果,采用增加测点、断开反馈回路的方法,改进了模型的测试性设计,提高了其测试性指标.     

末制导雷达测控系统与检测接口标准化

简述了末制导雷达测控系统的发展，指出末制导雷达检测接口对测控系统的重要性。在分析现役反舰导弹末制导雷达检测接口状况以及接口信号特征的基础上，提出末制导雷达检测接口标准化思想，并给出了一种能够覆盖我海军所有现役反舰导弹末制导雷达检测接口而且可扩展的末制导雷达通用检测接口。     

可靠性试验中通风冷却剖面的探讨

结合国家军用标准和飞机环控系统的特点对机载电子设备实际使用中的通风冷却条件进行了研究,结合产品的寿命剖面、任务剖面,针对不同任务的环境条件、飞行高度和飞行马赫数等条件,对产品在可靠性试验中通风冷却应力的施加进行了探索性研究,对现行标准中存在的问题进行了对比研究,阐述了在可靠性试验过程中如何模拟其实际使用中的通风冷却条件,制定出合理、可行的通风冷却试验剖面(包括通风气体流量、温度、湿度和洁净度等参数的确定方法).以具体产品为例,通过对产品实际使用中的通风情况进行研究,得出了其可靠性试验中与温度剖面相对应的通风冷却剖面(包括通风气体的参数以及施加的时间).     

用非线性加速模型评估步降应力加速退化数据

基于累积损伤等效方法提出一种能够描述产品性能非线性退化过程的分段非线性加速退化模型(SNADM,Segmented Nonlinear Accelerated Degradation Model),有效解决了产品性能退化率为时变函数时其寿命难以准确评估的问题.推导了总体累积退化量函数的分段表达式,结合非线性函数和加速方程得到SNADM的表达式;用数值迭代法对SNADM进行参数辨识进而对贮存条件下产品退化轨迹统计量函数进行外推,由产品退化量分布随机过程类型确定可靠度函数,再结合失效阈值对产品贮存寿命进行评估.对某导弹制冷器进行了步降应力加速退化试验,评估结果验证了该方法的有效性和正确性.      

TA15板与电子束焊接疲劳特性研究

通过对TA15钛合金薄板材料标准疲劳试件的疲劳试验结果分析处理和结构用板材2种应力水平下成组疲劳试验,建立了TA15板S-N曲线表达式.完成两种应力水平下TA15板电子束焊接试件疲劳试验,采用当量应力集中系数法,确定各试件的当量应力集中系数以及中值当量应力集中系数、安全当量应力集中系数.进而建立电子束焊接件的S-N曲线与p-S-N曲线,并对当量应力集中系数法的合理性进行了检验.最后对TA15板及电子束焊接件的疲劳特性做了对比分析.