[发明专利]一种航天器正弦振动试验下凹条件制定方法

说明书

本发明公开了一种航天器正弦振动试验下凹条件制定方法，是一种严谨、准确的航天器正弦振动试验下凹条件制定的程序化方法。该方法包括如下步骤：在试验前，确定和汇总航天器所有待分析的测点、方向及相应测点通道的限幅条件；在试验现场，获取特征级扫频试验结果，线性推算得到指定大量级正弦振动试验的理论响应曲线；将大量级正弦振动试验的理论响应曲线与对应测点通道的限幅条件进行逐个频点地比较，找到所有需下凹的频点并保存各频点较低的下凹量值和对应通道名；对所有测点通道都完成上述分析比较，最终获得下凹条件预示曲线；综合考虑非线性因素，在器箭界面响应包络曲线与下凹条件预示曲线之间制定出用于航天器正弦振动试验控制的下凹条件。

技术领域

本发明涉及航天器技术领域，具体涉及一种航天器正弦振动试验下凹条件制定方法。

背景技术

航天器在各研制阶段均要进行正弦振动试验，以考核结构的刚度和强度设计，并获取器上测点通道的响应数据。试验中，由于航天器谐振频率一般在试验频率范围内，为了避免响应过大往往需要对试验条件进行下凹。而现场制定下凹条件是个繁琐费时的过程，通常是由人工对特征级扫频试验结果进行逐个判读从而确定关注部位和单机设备(需要在试验现场进行数据处理，耗时长，且容易出现遗漏)并推算大量级(大量级指鉴定级、验收级或准鉴定级)试验时这些位置的测点通道可能出现的最大响应，然后根据最大响应不超过结构或单机设备承载能力上限的原则制定下凹条件，同时运载火箭方要求下凹条件不低于航天器与运载火箭耦合分析结果。

航天器正弦振动试验的下凹控制准则一般为以下三条：

准则一：在航天器正弦振动试验中，航天器的主结构受力不大于静载下的受力，即最大应变响应不大于航天器主结构在静力试验中的最大应变值；该准则一指示下凹条件的制定应保证航天器的结构不能过试验。

准则二：航天器上关键单机设备安装位置处的加速度响应不超过环境试验规范规定的组件级正弦振动试验条件；该准则二指示下凹条件的制定应保证航天器的关键单机设备不能过试验。

准则三：下凹后航天器的整器输入振动量值不低于器箭耦合分析结果中器箭界面的响应量值，且有足够的安全余量，该足够的安全余量能够满足运载火箭方的要求；该准则三指示下凹条件的制定不能欠试验。

具体实施时，以准则一作为上限，以准则三作为下限，然后兼顾准则二，在中间区域合理取值，最终制定出各方都能接受的下凹条件，保证试验不过载也不欠载。

整个过程涉及对大量试验数据的判读、演算、预估和分析，以往单纯靠人工完成，工作量庞大，导致了试验现场试验队各部门人员的长时间加班、等待现象，经常出现通宵达旦、疲劳作业的情况，对于关注测点通道数量多的大型航天器更是如此；并且以往方法通常是比较若干个响应最大点，无法做到全频段比对，次大响应、局部响应等容易被遗漏，对于关注部位或单机设备的确定取决于一些人为的主观判断或经验因素，未被确定为关注部位或单机设备的测点通道以及非最大响应频点等被选择性忽略。

因此，上述的前两条准则很难做到严格意义上满足，这种方法人工工作量大且容易遗漏、给试验带来了较大风险隐患，一些航天器正弦振动试验中出现的结构或单机设备因过试验而损坏等质量问题正是由这种方法存在的缺点弊端所导致。

发明内容

有鉴于此，本发明提供了一种航天器正弦振动试验下凹条件制定方法，克服以往方法的上述缺点，是一种严谨、准确的航天器正弦振动试验下凹条件制定的程序化方法，大大提高航天器正弦振动试验下凹条件制定过程的直观性以及制定结果的准确性和可信性。

为达到上述目的，本发明的技术方案为：一种航天器正弦振动试验下凹条件制定方法，依据航天器正弦振动试验的下凹控制准则进行下凹条件的制定，其特征在于，该下凹条件制定方法利用下凹条件预示曲线完成下凹条件的制定。

下凹条件制定方法包括如下步骤：