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。     

大型捆绑火箭模态试验／分析的相关性研究

本文给出大型捆绑运载火箭模态试验/分析结果的相关性研究方法和研究结果。相关性研究表明,试验/分析结果的相关性相当好,大型捆绑火箭动特性计算的分析模型是精确的。     

商用大力神双有效载荷舱模态试验及模态相关

双有效载荷舱组件由马丁·马丽埃塔宇航集团研制,它可使一枚大力神运载火箭发射两个单独的有效载荷。双有效载荷舱设计的验证包括地面模态试验,用来和有限元载荷模型进行相关比较。正如许多航天结构的模态评定一样,技术目标包括用传统的正交目标确定45Hz以下的所有主振型,并用正弦激励检验线性。这一计划的主要目标是在最短的时间内完成模态试验和模型相关,以支持载荷分析验证工作。这部分工作必须在第一次飞行前完成,因此进行试前分析、模态测定和一系列相关此较必须用先进且有效的方法。模态试验和模态相关在马丁·马丽埃塔宇航集团支持下由结构动力研究协会(SDRC)完成。详细的试前分析工作完成了所有传感器位置的确定和激励(驱动所关心的振型)位置的选择,所以全部试验在3天内就完成了。对大多数由载荷引起的主振型,试验结果与试前分析预示结果符合得很好。与模型的最终相关结果得出所有主振型的试验与分析频率相差在4％范围内;交叉正交值为0.90或更大。     

结构热模态试验数据处理的工程方法

针对热模态试验中结构的模态参数随时间发生变化,常温模态试验的参数识别方法不再适用于热模态试验数据的处理的问题,对时变结构模态参数识别方法进行研究,提供了一种工程化的方法。在成熟的时变结构模态参数识别方法及工程化软件研制成功之前,利用＂时间凝固法＂得到系统在每一时刻的伪模态参数,并进一步分析得到伪模态参数随时间和温度的变化规律与范围,可以作为时变结构模态参数的工程近似解。     

论证试验数据的灰模处理与预测

传统的数据处理方法通常需要较多的已知数据,计算也比较复杂。在武器装备的论证与试验中,经常需要根据少量的历史数据预测未来的发展趋势,根据不多的试验数据推断武器的性能。近年来兴起的灰色系统理论,用累加(减)方法来生成(处理)数据,用灰色模型来进行预测,计算简单,所需数据量少(三个以上数据即可建模)。本文介绍灰色模型GM(1,1)的机理,使用方法以及用计算机程序处理的一些实例。     

空间飞行器柔性附件动力学建模方法研究

论述了采用传统动力学建模方法建立空间飞行器柔性附件动力学方程时过早线性化的问题,提示了这种方法建立动力学方程的缺陷,即失去了一些重要的刚柔耦合项。采用Ｋａｎｅ方法建立学方程的一般公式,并确定了采用传统动力学方法建立动力学方程所失去的项。进一步探讨基于构件小变形的空间飞行器柔性附件动力学的建模方法,并进行了仿真和实验研究,证明了理论分析的正确性。     

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。     

关于模态试验激振和采样方法的研究

为推广使用模态分析技术，作者曾研制了一种“智能前端”。本文介绍了与其配套的激振和采样方法，目标在于降低泄漏误差，提高数据信噪比和试验效率。     

航天器振动试验的最新进展

在航天器（卫星,飞船）的验证和鉴定过程中,结构部件和系统级的振动试验占有十分重要的地位。介绍了欧美航天部门采用底部激励方法进行了航天器低频振动鉴定试验的技术现状,讨论了系统级振动试验的难点与对策,最后,评估了该项技术未来发展趋势及其有效性。     

级间分离装置地面爆炸分离试验冲击数据分析方法比较研究

为了获取级间分离装置地面爆炸分离试验高量级冲击数据的特征,以某火箭一二级分离装置为例,设计搭建了试验测试方案和测试系统.针对冲击数据出现的零漂问题,利用最小二乘法和小波分析分别进行了处理,并对典型测点冲击响应谱数据进行了归纳分析.结果表明:在整个时域历程中,以最小二乘法对原始数据进行去趋势项处理,能在一定程度上减轻原始数据零漂所引起的冲击响应谱低频数据过大的现象,而小波分析则可以较好地解决冲击响应谱低频数据过大的问题.从所有测点的冲击响应谱有效数据可以看出,各测点冲击响应谱数据变化趋势一致,法向冲击响应谱最大,切向冲击响应谱最小,轴向冲击响应谱介于两者之间,分析结果对获得箭体关键部位的冲击环境条件具有重要参考意义.     

基于任务的防空导弹体系作战效能分析模型研究

防空导弹体系是地面防空体系的重要组成部分.以防空作战想定为背景,将防空导弹体系的作战任务逐层分析成多个作战阶段,综合运用各种方法,建立了各阶段作战模型,给出了其作战效能表达式,为深入评估防空体系作战效能提供了模型基础.     

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。     

弹药消耗预测方法比较研究

弹药消耗预测的典型预测方法有:统计分析法、任务量法和神经网络法等.比较以上方法的侧重点和优缺点,探索新的弹药消耗预测方法,为弹药保障工作提供尽可能可靠的预测结果.     

FEA与试验相结合的车门结构设计方法研究

车门结构设计是车身结构设计中的一个重要部分,以某越野车型的前车门的结构设计为例,考虑车门模态参数与刚度特性,通过采用有限元分析(FEA)仿真与实物试验相结合的方法,提出了一种切实可行的设计思路,有效解决了前期结构设计中出现的问题,缩短了车门开发时间,保证结构设计质量,最终设计出了符合各项要求的车门结构,为将来车门开发积累了设计经验.     

航天器结构的动态试验

本文讨论模态试验在航天器结构设计和验证中的作用,并介绍了用于进行模态评定试验的通用电气公司宇航分部模态试验设施的设备和方法。由于新一代的航天器变大,模态试验成为设计和飞行验证过程比较重要的一部分。文章介绍了为满足试验新一代航天器的要求,对设施的数据采集系统所做的各种改进,包括用于同步控制激振器和记录来自多达256个传感器的运动和力数据的实时计算机。     

工程试验卫星-Ⅵ的模态评定与分析

工程试验卫星Ⅵ(ETS-Ⅵ)是日本的第一个2t级三轴稳定的地球同步卫星。此项研究是为未来大型通信和直播卫星建立一些基本方法而进行的。大型通信和直播卫星计划于1993年用H-Ⅱ火箭发射。本文给出了结构-动力学研究模型(SDM-D)的结构分析与模态评定结果之间的比较,它是结构研究性试验计划中的一项。研究表明,需要进一步改善分析模型的精度,因为模型不仅用来预示飞船的动力学特性,同时也是调节正式振动试验的输入振级所需要的。因此,在整体结构模态评定之前,已完成3个主要结构舱段的模态评定试验,它们是天线舱、中心体舱(任务舱/运载舱)和液体远地点推进子系统(LAPS)舱。完成每个舱段的模型相关之后,再构造出一个整体结构分析模型,并完成了特征值分析。分析结果表明,它与整体结构模态评定结果之间有良好的一致性。这就证实了大型卫星结构的动力分析模型和动力学特性评定方法的有效性。