力限振動(dòng)試驗(yàn)界面力的計(jì)算模型及其簡(jiǎn)化研究.pdf

1、航天器振動(dòng)環(huán)境試驗(yàn)的首要目標(biāo)，是為了發(fā)現(xiàn)航天器在結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)設(shè)計(jì)方面存在的問題，防止在發(fā)射過程中由于嚴(yán)酷的振動(dòng)環(huán)境導(dǎo)致發(fā)射任務(wù)失敗。在常規(guī)航天器的振動(dòng)測(cè)試中，振動(dòng)臺(tái)臺(tái)面的加速度輸入是按照加速度規(guī)范進(jìn)行控制的，將飛行環(huán)境中實(shí)際測(cè)量得到的加速度峰值的進(jìn)行包絡(luò)，這種測(cè)試方法會(huì)在衛(wèi)星或飛船的固有頻率處產(chǎn)生較大的過試驗(yàn)現(xiàn)象。為此，NASA從1993年以來，推行“力限振動(dòng)試驗(yàn)(force limited vibration testing)”技術(shù)，即

2、采用振動(dòng)臺(tái)加速度和界面力進(jìn)行“雙控”，以降低過試驗(yàn)的危害。但是，由于真實(shí)飛行時(shí)的星箭界面力無(wú)法通過實(shí)際測(cè)量得到，因此，通過對(duì)星箭界面的計(jì)算模型、實(shí)驗(yàn)獲得的模態(tài)參數(shù)、以及從實(shí)測(cè)界面加速度等條件下獲得界面力數(shù)據(jù)的研究成為FLV技術(shù)研究的核心內(nèi)容。本文首先對(duì)力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)的產(chǎn)生背景和發(fā)展過程做了概述。接下來利用固定界面子結(jié)構(gòu)模態(tài)綜合法推導(dǎo)出了界面動(dòng)力學(xué)響應(yīng)的表達(dá)式，在此基礎(chǔ)上按照不同頻率段對(duì)耦合系統(tǒng)模型做簡(jiǎn)化，從而發(fā)現(xiàn)了力限振動(dòng)試驗(yàn)技術(shù)中用