典型结构单轴与三轴振动损伤特性探讨

设计一种典型标准试验件,对该标准件在单轴与三轴随机振动环境下的响应进行理论仿真,并在三轴振动试验系统上开展试验研究。基于试验响应数据,对试件三轴与单轴顺序加载所造成的相对疲劳损伤进行对比分析,为航天产品振动试验方式的选取提供参考。     

管路及支架振动试验技术

为了实现某型号管路及支架地面试验高效、准确模拟产品箭上复杂振动环境,通过夹具优化设计、采用内平衡系统、防失稳设计、使用振动设备低温防护等方法。解决了支架边界模拟、管路内力过大、波纹管易失稳、振动设备不适应低温环境、空间管路取样角度难以安装等问题,圆满完成管路及支架一系列地面振动试验,考核了产品的环境适应性,验证了可靠性指标。     

自由空间激光通信平台振动模拟实验系统研究

为了对自由空间激光通信中的高精度、复合轴捕获、跟踪和瞄准(APT)系统的关键技术进行验证，需要对平台的振动或扰动进行半实物仿真。在对通信平台振动功率谱进行分析的基础上，基于MATLAB/Simulink建立了平台振动半实物模拟实验系统，通过半实物仿真得出平台的振动时域信号及其振动功率谱。通过CCD闭环检测，证明了平台振动模拟结果真实有效。将模拟产生的振动信号作为自由空间激光通信复合轴APT实验系统的激励，实现了在模拟振动和运动条件下对复合轴APT跟踪系统的实验室验证。     

航天产品的爆炸冲击环境技术综述

对航天产品的爆炸冲击环境技术的发展趋势及技术成果进行了概述,简要归纳了爆炸冲击的环境特点、破坏机理及其防护措施、环境测量技术及模拟试验技术、环境预示技术及试验条件的制定技术等方面的研究成果及技术现状.还结合我国航天工程的发展要求和技术现状,为相关技术发展提出了建议.     

空空导弹飞控舱环境应力筛选振动试验设计

首先介绍空空导弹飞控舱环境应力筛选随机振动试验过程中出现振动过应力的情况，然后对出现振动过应力的原因进行了分析。在此基础上，提出了两种解决问题的方法，试验结果表明在产品过应力处引入振动控制点，采用多点平均控制的方式可以取得满意的效果。     

多维振动环境试验技术及其应用

多维振动试验是一种比单维振动试验更真实更有效的试验手段,简要介绍了多维振动试验技术的原理和试验设备,重点论述了多维振动试验技术相对传统振动试验技术的优点,以及工程应用情况.     

正弦扫描振动模拟瞬态振动环境等效性研究

使用正弦扫描振动模拟低频瞬态振动环境是航天工业的一种传统试验方法,其对产品的环境考核可能同时存在欠试验和过试验。首先对两者等效性进行分析,进而采用冲击响应谱、最大响应谱等相关理论,对等效正弦扫描振动试验条件制定中的扫描速率、阻尼系数进行了研究,并给出参数选择建议。最终提出了制定正弦扫描振动环境试验条件的步骤,为采用正弦扫描试验进行低频瞬态环境适应性考核提供借鉴。     

管路系统环境试验技术

航天器管路系统,其可靠性关系到整个型号的发射成败,需要对管路系统进行充分的地面环境试验考核。根据管路环境试验的需求,通过管路的常温振动环境试验技术、高温振动环境试验技术、低温振动环境试验技术等对航天器各类管路进行充分的地面试验。考核试验中,管路的地面环境与在航天器上的工作环境基本一致。通过一系列管路地面试验的考核,为检查型号设计、工艺缺陷提供方法,保证型号成功发射。     

风洞动导数俯仰振动试验装置的设计

针对动导数试验采用的自由振动法存在抗干扰能力弱,不能控制振幅和频率等缺点,采用强迫振动方法对风洞动导数俯仰振动试验装置进行设计。利用平行双曲柄机构原理,通过飞行器模型在风洞中以给定的振幅、频率完成俯仰正弦振动运动,模拟实际飞行状态测得俯仰姿态下的动导数,并通过实例进行校核验证。结果表明:该装置具有很高的强度和刚度,能更准确地模拟飞行状态,提高试验测量精度。     

某试验中"Sin-Sin电压"超差的原因分析及改进

近期在导弹制导舱振动调试过程中，连续出现多枚制导舱在振动状态下“Ｓｉｎ－Ｓｉｎ”补偿电压过规定要求的故障，严重影响了产品的生产与交付，本文从产品原理入手，认真分析并提出了解决问题的方法，经过试验，解决了角分解器存在的问题，保证了产品的质量和生产的顺利进行。     

多维振动环境试验方法

多维振动试验方法是一种发展中的军用设备环境试验技术。文中系统地阐述了方法的原理、试验条件定义、谱矩阵的测量和试验控制算法，论证了单维与多维振动试验差别的机理，预计了方法的应用前景以及尚需进一步研究的问题。     

某航天器压紧释放装置结构设计与分析

为了给某微小型航天器设计一种新型的非火工压紧释放装置,采用了弹簧连杆式分离机构,对其可行性进行了分析。介绍了该压紧释放装置的工作原理,通过理论计算求出该装置燃断器的燃断时间,进行试验验证,基于ANSYS Workbench软件进行了压紧状态下的随机振动仿真分析。结果表明,该燃断器的燃断时间可靠,理论值与试验值误差在15％以内,如果添加10 N预拉力,燃断时间可减少约10％。在压紧状态下该装置振动环境适应性好,并且能够及时释放转子。该压紧释放装置可满足微小型航天器精密机构的要求。     

大功率电子器件频响特性的有限元仿真

大功率电子器件频响特性有限元仿真在RX20电阻器单轴振动的基础上进行.振动试验时器件上的加速度计采集加速度.MSC.PATRAN有限元模型将加速度计和电阻基体简化为点单元,并将刚性梁单元与引线相连.用均方加权约束梁单元和四边形板单元过渡.粗细网格用内插约束单元过渡,电路板端添加位移约束.由频响求解器直接得出电阻基体中点的加速度响应曲线,其仿真精度通过振动试验给予了验证.     

航天压电陶瓷微位移作动器设计与实验研究

机械精密作动器已经不能满足了空间飞行器多方面的要求，因而利用压电陶瓷材料的正逆压电效应，设计制造了一种高调准精度的微位移作动器，并对其进行了实验研究，实验结果揭示了压电作动器用于空间飞行器部件的定位和抑制振动的优良性能，为进一步完善作动器的设计和在航天领域的推广应用提供了理论基础。     

压力信号器振动环境下误触发现象机理

基于AMESim系统动力学仿真软件,建立压力信号器及其试验系统仿真模型,提出以阀门内部运动件与阀门壳体相对运动为考察目标,通过理论分析给出可行的振动环境与仿真模型的接口形式,以此建立振动环境下压力信号器特性分析模型,经验证,模型仿真结果与试验结果吻合良好.采用此振动环境下模型对误触发现象进行机理研究,并给出误触发现象抑...     

管路热力学环境试验技术综述

箭(弹)上用于增压、排焰的管路系统,承受热、压、振动等综合环境,管路将会出现强度下降、密封性能减弱、结构固有动特性变化等问题,甚至会发生管路损伤、泄漏及破坏情况.为了考核多种载荷环境综合作用下管路的强度及密封性能,需要在地面对管路进行热力学环境综合模拟试验.对热、压、振动等边界条件模拟以及试验热力学环境参数测试技术进行阐述,并对试验考核中存在的问题提出改进方向.     

基于航天器动力管路的主动热控控温算法

主动热控系统是航天器的重要环境保障系统之一。随着航天技术的不断发展,航天器在太空所处工作环境愈加严酷,载荷类型愈加多样,对主动热控的控温精度和控温方式提出了越来越高的要求。基于卫星和运载火箭常见的控温对象动力管路为基本模型,对开关式和比例式控温算法进行仿真验证,通过对仿真结果的对比和讨论解决了应对环境突变的问题,为后续高精度的控温策略方案设计提供理论依据。     

某航天器压紧释放装置结构设计与分析

为了给某微小型航天器设计一种新型的非火工压紧释放装置,采用了弹簧连杆式分离机构,对其可行性进行了分析。介绍了该压紧释放装置的工作原理,并通过理论计算求出该装置燃断器的燃断时间,然后进行试验验证,基于 ANSYS Workbench 软件进行了压紧状态下的随机振动仿真分析。结果表明,该燃断器的燃断时间可靠,理论值与试验值误差在15％以内,如果添加10 N 预拉力,燃断时间可减少约10％。在压紧状态下该装置振动环境适应性好,并且能够及时释放转子。     

高炮发射动力学仿真技术研究

本文以概要方式介绍了高炮发射全过程的动力学仿真技术，论述了以计算机数学仿真技术为手段，通过建立以振动理论为基础的高炮的空间动力学模型，用内弹道理论和自动机理论分析得到高炮射击时的载荷，计算火炮模型在射击载荷下的动态响应，然后以炮口振动确定弹丸的初始扰动，再以外弹道理论预测射击精度，通过计算机仿真高炮从点燃底火，经弹丸在膛内运动，自动机运动，火炮振动到弹丸飞离泡口，到撞击预定目标的发射全过程，分析影响高炮射击精度的主要因素，为高炮设计研究人员在计算机上分析高炮的主要性能，确定或修改设计方案，以及为高炮总体方案设计，结构优化设计提供技术基础和工具。