航天飞机组装构型垂直地面振动试验

为了提供航天飞机结构动特性的基本实验数据,进行了组装构型垂直地面振动试验(MVGVT)。在研制航天飞机载有各种有效载荷与执行各类任务时的载荷预示和设计、POGO控制以及颤振准则用的高置信度分析模型时使用了这些基本数据。 MVGVT计划包括两个基本构型。这两个试验构型分别模拟发射和助推状态。发射构型包括两个固体火箭助推器、一个外贮箱和一个轨道器。对发射构型,进行了在起飞和熄火(固体火箭助推器分离前)飞行条件下的试验。起飞试验在1978年10月20日开始,于1978年12月2日完成。熄火试验在1979年1月30日开始,于1979年2月28日完成。助推构型由外贮箱和轨道器OV-101组成。对助推构型,试验了三种飞行条件(开始助推,中间助推和终止助推)。助推试验在1978年5月30日开始,于1978年7月14日完成。航天飞机试验计划是在约翰逊宇航中心指导下,由洛克威尔国际公司执行的。在整个试验过程中,马歇尔宇宙飞行中心给予很大帮助。他们负责外贮箱、固体火箭助推器和航天飞机主发动机的动力数学模型。他们还参加了液氧箱的模态评定试验。对于航天飞机组装构型垂直地面振动试验,该中心负责发射和助推构型的支撑系统设计,并且还参加了试验计划与试验要求的制定,此外,马歇尔宇宙飞行中心还负责数据评定与分析相关研究。     

航天飞机模态试验系统技术的发展过程

原始的航天飞机模态试验计划是根据实尺轨道器、1/4缩尺复制品航天飞机模型的11种构型以及四体组合实尺航天飞机发射状态的3种构型的动力学而制定的。为保证这些计划的成功,建立了航天飞机模态试验与分析系统(SMTAS)。为使精度、速度、经费和进度更为先进合理,为保证系统/试验的可靠性,尝试并改进了许多方法和技术。另外,按与这些目标相一致的想法不断地改善了硬件和软件。开展了系统的革新和方法的应用研究。本文将讨论如下详细的课题: 1.复杂的四体组合航天飞机系统的模态试验方法的发展过程; 2.数据采集、计算机系统和试验方法的综合; 3.正弦一定频(dwell)模态试验成本最佳化; 4.单点正弦扫描/随机模态的确定; 5.未来的趋势。     

《航天飞机组装构型垂直地面振动试验报告》摘要

本文的目的是把《航天飞机组装构型垂直地面振动试验报告》作一摘要。打算先用一些统计数据来说明一下这个试验的规模大小,然后再讲航天飞机组装构型垂直地面振动试验本身的情况、试验的目的、试验与分析的相关性,以及由于试验分析相关性问题而进行的实时研究。然后讨论目前大型试验中存在的问题以及今后可能采取的解决办法。飞行器专用的试验时间为10个月,这就是说,所有有关的基本组件都是大约使用这么长     

《航天飞机组装构型垂直地面振动试验报告》摘要

本文的目的是把《航天飞机组装构型垂直地面振动试验报告》作一摘要。打算先用一些统计数据来说明一下这个试验的规模大小,然后再讲航天飞机组装构型垂直地面振动试验本身的情况、试验的目的、试验与分析的相关性,以及由于试验分析相关性问题而进行的实时研究。然后讨论目前大型试验中存在的问题以及今后可能采取的解决办法。飞行器专用的试验时间为10个月,这就是说,所有有关的基本组件都是大约使用这么长     

航天飞机模态检验系统的研制和实施

在航天飞机两次飞行间的主要任务之一是检查轨道器子系统,如控制面、垂直尾翼和机翼等。目前,检验技术主要包括目检和X射线检验法,不仅费时而且没有要求的那样全面。以前的航天飞机部件和轨道器地面模态试验表明轨道器部件的故障可用标准模态试验法检验出来,于是美航宇局建成了一个专用的航天飞机模态检验系统(SMIS),用于子系统检验。本文介绍有关应用模态试验检测航天飞机部件故障、检测设施的详细情况和早期运用航天飞机模态检验系统研究潜在的轨道器振动问题等内容。     

航天飞机起飞动力学

航天飞机结构(轨道器、外贮箱和固体火箭助推器)对轨道器上的主发动机产生纵向配平的技术要求,这会导致发射前悬臂的弯曲模态。这种弯曲模态在航天飞机起飞时会产生横移、旋转和振动能量。这些能量大小在评估航天飞机起飞间隙时要加以考虑。本文还介绍了确定航天飞机起飞时初始运动的方程推导,并且也介绍了预计航天飞机起飞间隙所用的分析技术。     

航天飞机的发射振动试验

正在阿拉巴马州汉茨维尔进行的航天飞机地面振动试验,可以肯定的说对运载器的起飞和动力飞行阶段,尤其是对飞行的最初两分钟特别关键。制定航天飞机计划的官员们认为,从发射到着陆中的这头两分钟是最危险的时期。在马歇尔空间飞行中心进行的振动试验,将为我们提供主要的数据,以保证史无前例的航天飞机的特有构型在其进入轨道时可保持飞行控制系统和结构的完整性。     

航天飞机控制系统综合实验室

国家航宇局得克萨斯州休斯敦约翰逊空间中心(NASA-JSC)专门设有航天飞机控制系统综合实验室(SAIL),供航天飞机研制任务使用。SAIL为综合鉴定试验提供控制系统以及有关的飞行硬件、软件和程序。其指导思想是尽可能采用已经过鉴定的控制系统设备,不能满足要求的设备用飞行硬件模拟器代替。飞行硬件模拟器可为航天飞机的飞行设备提供各种电气终端,激励信号和信号接口。本文讨论航天飞机进场和着陆试验用的设备配置,已取得的操作经验和轨道飞行阶段的实验设备设计方面的问题。     

结构动力学对航天飞机设计的影响

航天飞机由固体火箭助推器、外贮箱、很长的推进剂管路、带有机翼和垂直尾翼的轨道器和很大的有效载荷组成。航天飞机构型独特的结构动力学特征肯定对设计有影响。本文描述了这些特征,并讨论了它们对颤振、气动弹性、POGO、动力载荷、飞行控制系统以及环境动力学的影响。提出了每个受影响方面的设计要求。同时讨论了航天飞机须开展的新的分析和试验问题,指出了这些结构动特性对设计的现行的和潜在的影响,同时还对技术贡献和未来的趋势进行评述。     

航天飞机风洞试验大纲

在空间运输系统方案研究的初期就清楚地认识到,由于构型与环境的大量组合,必须有一个十分庞大的风洞试验大纲。为了最有效地使用现有的试验设备和协助主承包商工作,制定了设计和研制阶段(1972年到1979年)的独特的管理计划。本文详细阐述了风洞试验的原则及与其有关的试验大纲管理计划。管理计划吸收了主要试验中心主管大型试验设备的负责人参加,有关构型研究的进展状态和相应的试验要求,都定期向他们作简要的汇报。(同时,考虑到必须有一个系统能处理大量的风洞数据和进行标准化的文件编制工作,所以采用了自动化的数据处理技术来完成这两项工作。管理系统和自动化的文件编制方法一起,为航天飞机的设计和研制提供了可靠的数据,高效率地完成了风洞试验大纲。     

利用单点激振法进行航天飞机主推进试验系统的共振测试

本文介绍实验测定航天飞机主推进试验样件固有振型用的单点激振方法,这项测试是在国家空间技术实验室的静态点火试验台上进行的。文中还介绍了试验技术、设备和有关的软件。最后将试验结果与数学模型的结果作了比较。分别利用三台单点液压激振器给支承主发动机的主推进系统试验样件的推力架施加随机激振力。利用微计算机试验设备处理所产生的加速度和力信号来测定50赫以下的共振频率、振型形状和阻尼值。试验了两种构型:一个带有空的液氢和液氧贮箱;另一个带有装了40％液氧的贮箱和输送管路。试验结果是在主推进试验时间最少和化费最小的情况下取得的。     

航天飞机1/4缩比模型的设计、制造和试验

本文讨论航天飞机系统1/4缩比模型的设计、制造和动态试验。实施1/4缩比模型的地面振动试验计划,是航天飞机设计验证工作的不可分割的一部分,目的是对航天飞机的四大部件在单独情况下和组装情况下的动态特性提供早期的验证。文章叙述了1/4缩比模型计划的设计和制造阶段的主要情况,并对地面振动试验计划作了概述。文章还介绍并讨论了典型的动态试验数据。对利用1/4缩比飞行器能做的试验,作了概要的说明。     

航天飞机的组合动态试验——STS-1的试验方案和结果

组合动态试验(DIT)是在肯尼迪宇航中心利用飞行准备就绪的航天飞机进行的发射和飞行情况的模拟试验。这次试验旨在对组装好的飞行器的整体性能及与发射有关的环境作一次重要的考核。实际上,组合动态试验使航天飞机产生好似在飞行的效果,以便硬件和软件系统会象在实际飞行时那样操作。组合动态试验技术是 Intermetrics 公司研制的 ASIST(航空电子设备系统组合自测试)方案的特定应用。     

航天飞机用的几种半人马座结构

通用动力公司康维尔分公司近十多年来一直从事在航天飞机轨道器里组装半人马座上面级的研究工作。在此期间,政府和公司已投入0.2亿美元研究基金。为了把半人马座安装到航天飞机上,需要对半人马座作两方面改进:一是使半人马座满足航天飞机的界面适应性和任务要求;二是安全问题。为了     

苏试验小型载人航天飞机

预计苏联将很快试验全尺寸的小型航天飞机。这将是世界上第一架小型航天飞机,能为空间站的防御、侦察、反卫星和紧急维修轨道上的卫星作出快速反应。苏联已经用1/4缩比的航天飞机作了4次成功的轨道飞行试验。发射小型航天飞机的新型     

航天飞机固体火箭发动机的模态判定和试验-分析相关

能否用有限元模型精确地描述推进剂特性是工程师们研究航天飞机固体火箭发动机动力响应所关心的问题。通过试件试验确定的推进剂特性的不精确性使人们决定对航天飞机固体火箭发动机的独立段进行模态判定和模型相关。用多路输入法激励和确定惰性段及活性推进剂段的壳体/推进剂振型。这些试验在确定高阻尼的挠曲振型时非常成功,出现数对频率间隔小于2%的这种振型。应用这种先进的相关技术使人们能够在完成实验后两个星期内修正有限元模型使之和试验结果相一致,并且对精确地验证推进剂材料特性增加了置信度。     

航天飞机姿态控制系统方案概念论证

本文讨论小型航天飞机各飞行段姿态控制系统方案设想。应用飞行器主动控制技术(CCV),发挥控制系统的作用和潜力,例如采用卸载技术,改善航天飞机的技术经济指标。对姿态控制系统面临的一些可靠性、运载器横向弹性模态与控制系统的交连等问题提出了对策。并且提出了各段系统简化方块图。     

航天飞机有效载荷声环境的试验研究

为了减少与航天飞机有效载荷舱声环境有关的不确定因素,进行了两系列试验。利用1/5缩比模型所做的试验表明,在放入典型有效载荷时,频率低于125赫的声级发生较大的变化。这些变化与特殊的声模态特性有关,且对声激励类型敏感。另一系列试验对第一个轨道飞行器(OV-101)的噪声降低做了评价。结果表明,掠入射激励时的噪声降低始终比扩散激励时的大。利用质量定律关系和加速度测量方法将结果外推至 OV-102。     

航天飞机主发动机的POGO试验及结果

为了有效地评定航天飞机的POGO稳定性,需要弄清结构、推进剂及推进动力等分系统的特性。为此,早在工程初期就制定了广泛的分析和试验计划,作为预防航天飞机POGO而采取的一种管理方面的措施。本文将讨论航天飞机主发动机(SSME)在POGO抑制计划中的作用,将发动机地面试验结果与分析结果作了对比,并提供由STS-1飞行测得的数据。     

巴西卫星发射运载火箭的模态评定

本文说明目前正在进行的巴西卫星运载火箭的模态分析计划。对一个固体推进的四级运载火箭全尺寸模型按5种不同的构型进行试验。为模拟自由-自由边界条件,研制了一个摆式悬挂系统,研究了它对组装结构振动特性的影响。本文给有有限元法(FEM)模型理论分析结果和模态试验的初步结果,并讨论了理论分析/实验结果的相关性。