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题名基于力限的加速度谱下凹技术研究
被引量：6
- 1
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作者
李正举
马兴瑞
韩增尧
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机构
中国空间技术研究院
中国航天科技集团公司
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出处
《航天器工程》
2010年第4期23-28,共6页
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基金
国家重大科技专项工程
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文摘
为了缓解随机振动"过试验"现象,通常需要在试验件共振频段将加速度谱下凹。结合工程实际,文章基于力限振动试验的基本原理,提出了基于力限的加速度谱下凹策略,最后计算了某航天器有效载荷的加速度下凹谱,可以为随机振动试验加速度条件下凹提供技术支持,具有较好的工程应用价值。
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关键词
航天器
力限振动试验
力限条件
加速度下凹
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Keywords
spacecraft
force limited vibration testing
force specification
acceleration spectra notching
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分类号
V416
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名航天器横向振动试验的力限条件设计研究
被引量：6
- 2
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作者
李正举
马兴瑞
韩增尧
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机构
中国空间技术研究院
中国航天科技集团公司
北京空间飞行器总体设计部
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出处
《航天器工程》
2011年第1期129-133,共5页
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基金
国家重大科技专项工程
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文摘
航天器力限振动试验技术可以缓解振动过试验现象。在横向力限振动试验中,除了界面横向力以外,界面力矩同样是一个重要的监测和控制参量。文章介绍了力限振动试验的基本原理以及简单二自由度方法、复杂二自由度方法和半经验方法;然后基于模态有效质量概念提出了力矩限设计策略;最后,计算了某航天器有效载荷的力限条件和力矩限条件,结果显示力矩限条件设计方法是可行和有效的,可以为今后我国力限振动试验提供技术支持。
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关键词
力限振动试验
力限条件
力矩限条件
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Keywords
force limited vibration testing
force specification
moment specification
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分类号
V416.2
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名航天器力限振动试验条件设计研究
被引量：4
- 3
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作者
李正举
马兴瑞
韩增尧
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机构
中国空间技术研究院
中国航天科技集团公司
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出处
《力学进展》
EI
CSCD
北大核心
2012年第4期455-463,共9页
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文摘
航天器在研制过程中要经过一系列地面力学验证试验,但在传统加速度控制振动试验中,受试航天器或其部组件和试验台的连接机械阻抗与真实飞行状态存在很大差异,如果仅采用加速度条件进行控制可能产生严重的"过试验"现象.美国早在20世纪60年代就已认识到这一问题,但直到最近十几年才通过力限振动试验的办法加以解决.力限振动试验技术分为力限振动试验条件设计技术和力限振动试验控制技术,其中试验条件设计是开展振动试验的基础和依据.本文对国内外力限振动试验技术的发展历程和重要成果进行了简述,并结合我国力限振动试验技术的现状,对力限振动试验技术在我国的应用和发展,以及有待进一步研究的问题进行了展望.
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关键词
航天器
力限振动试验
力限条件
双控
下凹
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Keywords
spacecraft
force limited vibration testing
force specification
dual control
notching
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分类号
V448.22
[航空宇航科学与技术—飞行器设计]
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题名星箭力限试验条件设计研究
被引量：3
- 4
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作者
柳征勇
王皓
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机构
上海宇航系统工程研究所
复旦大学力学与工程科学系
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出处
《强度与环境》
2010年第3期1-9,共9页
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文摘
阐述了星箭振动试验过程中的过试验现象及其机理,分析了几种常用的力限试验条件设计方法。通过建立星箭分析模型,利用三种分析方法进行了星箭力限试验条件的计算,并与星箭耦合分析、振动台仿真分析结果进行了对比。表明如果两个子系统的有限元分析模型和外载荷在分析频段均可靠,直接通过有限元软件获得界面力和界面加速度,并进一步得出二者的转换关系,应更有应用价值。在有限元模型不可靠或星箭结构方案设计阶段,基于复杂二自由度模型的简化分析方法,可以较好地得到力限试验条件。
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关键词
力限条件
运载火箭
有效载荷
振动试验
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Keywords
force limited
launch vehicle
payload
vibration testing
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分类号
V417.4
[航空宇航科学与技术—航空宇航推进理论与工程]
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题名卫星力控振动试验的模型简化原理分析
被引量：2
- 5
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作者
李腾飞
王亚波
宋汉文
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机构
复旦大学力学与工程科学系上海
同济大学航空航天与力学学院
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出处
《噪声与振动控制》
CSCD
北大核心
2009年第6期111-115,共5页
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基金
国家自然科学基金资助(10772048)
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文摘
航天器振动环境试验的首要目标,是为了发现航天器在结构动力学设计方面存在的问题,防止在发射过程中由于严酷的振动环境导致发射任务失败。在常规航天器的振动测试中,振动台台面的加速度输入是按照加速度规范进行控制的,将飞行环境中实际测量得到的加速度峰值的进行包络,这种测试方法会在卫星或飞船的固有频率处产生较大的过试验现象。为此,NASA从1993年以来,推行"力限振动试验(force limited vibrationtesting)"技术,即采用振动台加速度和界面力进行"双控",以降低过试验的危害。但是,由于真实飞行时的星箭界面力无法通过实际测量得到,因此,通过对星箭界面的计算模型、实验获得的模态参数、以及从实测界面加速度等条件下获得界面力数据的研究成为FLVT技术研究的核心内容。本文通过星箭耦合系统的动力学模型,利用子结构模态综合法推导出界面动力学响应以及界面力与界面加速度的关系式。然后根据子结构各阶主模态在特定频率区间内的特性,对动力学模型进行简化,并对NASA文献中的"复杂二自由度模型"进行了理论证明和误差分析。
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关键词
振动与波
卫星
力控振动试验
子结构模态综合
复杂二自由度模型
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Keywords
vibration and wave
satellite
force limited vibration testing
complex two-degree-offreedom system
over-testing
spacecraft
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分类号
TB534.2
[理学—物理]
V216.21
[理学—声学]
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题名力限振动试验技术理论基础研究
被引量：2
- 6
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作者
张正平
邱吉宝
黄波
李海波
任方
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机构
北京强度环境研究所可靠性与环境工程技术重点实验室
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出处
《强度与环境》
2011年第4期1-10,共10页
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文摘
为了深入理解双控方程,由运载火箭有限元模型的多自由度子结构方法,导出缩聚在星/箭连接界面处的全箭动力学方程,定义相应参数后,导出星/箭耦合中的双控方程,给出界面加速度、有源机械系统的自由加速度、界面力、紧固力、源阻抗和负载阻抗表达式,从而加深了对星/箭耦合双控方程的理解,进而促进力限试验技术研究。同时,从多自由度模型简化之后,可以导出力限计算的复杂二自由度模型,并给出源或负载的模态有效质量与剩余质量计算方法。
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关键词
星/箭耦合分析
力限试验技术
双控方程
子结构方法
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Keywords
analysis method for the coupled satellite/launch vehicle
force limited vibration testing
dual control equation
substructure method
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分类号
O343.5
[理学—固体力学]
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题名力控随机振动试验的双控策略研究
被引量：1
- 7
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作者
蒋瑜
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机构
国防科技大学机电工程与自动化学院装备综合保障技术重点实验室
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出处
《航空科学技术》
2013年第2期72-74,共3页
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基金
航空科学基金(2009ZD88002)项目资助
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文摘
力控振动试验的目的是为了解决传统振动试验中的过试验问题。除了控制加速度,力控振动试验中还同时测量和限制试件和振动台之间的作用力。确定力限条件和对力、加速度进行双重同步控制是力控振动试验中的两个关键环节。目前,简单二自由度系统方法(TDFS)、复杂二自由度系统方法(TDFS)、半经验方法(SEM)等方法已经得到研究,并用于估计力限功率谱密度(即力限条件)。但是在得到力谱之后,如何根据力谱和加速度谱进行力和加速度的双重同步振动控制研究甚少。本文提出了一种可行的双控策略,可用于开发力控振动试验所需的新型振动控制器。
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关键词
力限
振动试验
双控策略
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Keywords
force-limited
vibration testing, dual-control strategy
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分类号
TB657.9
[一般工业技术—制冷工程]
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