卫星部件振动环境试验中力限控制技术的研究

摘要

卫星有效载荷是卫星功能的反映,不同功能的卫星其有效载荷往往相差甚远。随着我国现代化建设以及国防建设的需要,卫星的功能要求越来越多,这样势必使得新研制的部件在整星中所占的比例提高,同时产品研制周期较以往缩短。即形成了“多、快、好、省”的卫星有效载荷需求模式。
　　 有效的卫星部件振动试验对于保证卫星有效载荷“多、快、好、省”的研制非常关键。卫星部件振动试验是考核部件承受动力学环境能力的一项常规试验,传统的振动试验包括正弦扫频振动试验以及随机振动试验,该两类试验的条件是在考虑了一定的安全系数后由相似有效载荷飞行试验数据或整星振动试验数据通过加速度曲线包络而得到的。然而一般来讲部件振动试验过程中的边界条件与部件实际工作状态的边界条件是不同的,具体地说就是振动试验过程中部件通过试验转接托架与振动台面相连,实际工作状态部件是安装在安装体(卫星各舱板)上的,而振动转接托架与安装体的动力学特性是不相同的(在传统振动试验中振动转接托架的刚度是非常大的)。本文通过建立安装体与试验件(卫星部件)的等效力学模型,通过理论分析指出传统振动试验中存在动力吸振现象,从而导致传统振动试验中试验件的固有频率处过试验,阐述了过试验给产品研制带来的危害。
　　 为了使得卫星部件振动试验考核更加有效,本文提出了力限控制的振动试验方法以及试验步骤,给出了力限振动试验条件的制定方法。通过使用单向力传感器对某星承力筒进行了力限振动试验,从试验结果看,通过力限控制技术进行振动试验是可行的,且力限技术可以很好地解决传统振动试验中卫星部件在其固有频率处的过试验问题。

目录

文摘

英文文摘

第一章 绪论

1.1 引言

1.2 振动试验的必要性

1.3 振动试验的有效性

1.4 力限振动试验的研究进展

1.5 本文内容

1.6 本章小结

第二章 振动试验过程中的过试验现象

2.1 引言

2.2 航天器部件振动试验状态力学模型

2.3 动力吸振器机理

2.4 不同边界条件下航天器部件固有频率的差异问题

2.5 过试验问题

2.6 本章小结

第三章 常用的方法

3.1 过试验的常用对策

3.2 下凹控制技术

3.2.1 试验条件预先下凹控制技术

3.2.2 限制振动响应的实时下凹控制技术

3.2.3 限制结构最大应变的下凹控制技术

3.3 本章小结

第四章 力限试验条件的确定

4.1 引言

4.2 结构机械阻抗

4.2.1 视在质量

4.2.2 有效质量

4.2.3 残余质量

4.3 残余质量

4.4 力谱的确定

4.4.1 耦合系统力谱确定步骤

4.4.2 半经验方法

4.4.3 准静态载荷方法

4.5 本章小结

第五章 力限试验

5.1 概述

5.2 力测量技术

5.3 加速度与力限双重控制原理

5.4 力限振动试验

5.4.1 力谱的确定

5.4.2 试验状态及流程

5.4.3 试验结果

5.4.4 试验结论

5.5 本章小结

第六章 结论

6.1 本文的主要工作和结论

6.2 力限振动试验的展望

致谢

参考文献

作者在读期间的研究成果

附录 A