电子装备爆炸振动损伤的研究

首先综述分析了对爆炸振动损伤的基础理论研究。在此基础上,重点对爆炸振动损伤的模型模拟进行研究,分别建立地面振动模型、电子装备爆炸振动结构响应模型、爆炸振动的损伤模拟等,推动了电子装备爆炸振动损伤研究的模拟化进展。     

内爆炸载荷作用下爆炸容器振动响应试验研究

为研究具有密闭结构的装备、建筑物或地下工事在内爆炸载荷作用下的冲击振动响应,通过某一尺寸爆炸容器的冲击振动环境试验构建内爆炸振源模型和密闭结构响应模型,比较测量了几个典型位置在不同强度载荷下的振动情况并进行频谱分析,提出了基于振动主频的判断结构损伤和防止共振响应的方法,并对试验数据进行数值拟合,弄清振动参数在结构上的衰...     

浅析爆炸振动中冲击波的损伤特性

在爆炸振动理论研究的基础上,借鉴已有的理论成果,对冲击波的特性进行了研究.主要研究冲击波的威胁,以及冲击波的损伤模拟,建立威胁模型,为进一步研究电子装备在冲击振动中的损伤情况提供理论基础,对做好战场抢修的组织和战时装备保障工作,有效实施战场抢修具有重要的意义和作用.     

用于柔性板振动控制的压电陶瓷时效损伤性能研究

目的基于压电陶瓷的逆压电效应,以试验和仿真分析的方法研究压电陶瓷对某柔性板试验件振动控制的时效性能,为压电陶瓷如何保持长时间有效参与振动控制提供参考。方法搭建振动主动控制系统,实现柔性板的振动控制,以压电陶瓷驱动电压的降低模拟时效损伤。建立该结构的动力学有限元模型,并进行响应分析,以压电陶瓷产生的驱动力变小来模拟时效损伤。通过测定不同损伤程度的压电陶瓷参与振动控制前后的动响应,得到多种条件下的振动控制效率。结果当所有压电陶瓷的时效损伤程度均达到80%时,对某柔性板试验件的振动控制率降低为初始振动控制率的60.4%。基于试验与分析结果,评估多种条件下的振动控制率,得到了压电陶瓷时效损伤对柔性板振动控制的影响规律。结论压电陶瓷时效损伤对柔性板振动控制的影响可以用有限元仿真来模拟,压电陶瓷的时效损伤程度可通过调节它的驱动电压来进行测试。     

浅析振动环境中典型电子产品的损伤规律

在分析电子装备结构特点及冲击振动环境影响因素基础上,阐述了电子产品在振动环境中的损伤机理与模式,以某型雷达装备为试验对象,选取该装备某型组合体与电路板进行冲击振动与扫频振动试验,分析了电子产品在振动环境中损伤的一般规律。试验表明:电子产品在振动环境中的损伤不仅与振动类型及幅值有关,也与其自身结构有着密切的关系。     

疲劳损伤等效在随机振动试验中的应用

以疲劳损伤等价为基础的随机振动试验是评价结构振动环境适应性能力的重要手段.将基于位移模态和应变模态的模态叠加方法分别应用于结构振动位移响应和应力响应的分析中,建立了随机振动试验不同激励条件下,结构振动响应的关系;将结构随机振动应力响应的峰值概率分布通用关系应用于疲劳损伤评估,导出了振动疲劳损伤等效关系.以一个试验为例介绍了疲劳损伤等效原则在随机振动试验中的应用.     

角加速度计综合应力筛选方法研究

介绍了某型装备液环角加速度计特点,对研制过程中出现的空化现象进行了机理研究、模型分析和试验验证。结合装备实际工作环境,突破传统的温度、振动组合筛选方法,提出了温度-振动、冲击响应谱综合应力筛选方法,剔除或修复故障产品,从而提高产品的环境适应性,保障装备的工作可靠性。     

爆炸螺栓分离对热防护系统冲击响应分析

目的考察在爆炸螺栓分离过程中,作用在TPS(热防护系统)上的冲击响应是否会导致其破坏,从而影响航天器飞行安全,对过程进行数值仿真分析。方法提出四阶段仿真方案,基于MSC.Dytran软件,采用流固耦合方法对爆炸螺栓分离过程进行动力学仿真;根据单个爆炸螺栓地面分离试验的结构进行建模和分析,获取结构响应曲线;再根据实测的冲击响应数据,对爆炸过程中炸药及JWL方程的参数等设置进行调整,获取准确爆炸螺栓的分析模型;最后应用于对真实结构中TPS(热防护系统)在分离过程里受爆炸螺栓冲击响应的动力学分析与评估。结果通过参数调整,获得的仿真模型与爆炸螺栓地面分离试验实测结果一致,证明了仿真模型的有效性和四阶段仿真方案的可行性。结论提取的真实结构爆炸螺栓分离过程中作用在TPS(热防护结构)上的最大加速度响应曲线,可用于指导TPS(热防护系统)的设计。     

基于直升机耦合分析的振动响应预测研究

目的预测直升机振动响应。方法采用中等变形梁理论建立直升机旋翼桨叶结构有限元模型,以准定常气动力模型及Pitt动态入流理论模拟旋翼上的气动作用力,结合旋翼结构及气动模型形成旋翼动力学分析模型,并以旋翼动力学试验结果验证模型的正确性。基于Patran建立直升机机体动力学模型,根据旋翼动力学分析结果,筛选并提取机体模态信息。结果耦合旋翼动力学及机体动力学模型,形成直升机全机耦合动力学分析模型,采用时间有限元方法求解耦合模型,以此模型进行直升机机体振动响应预测及与试验对比分析研究。结论该方法机体振动响应计算值与试验值变化规律相同。     

典型机载设备加速振动试验应用方法研究

目的为了提高加速振动试验方法在高新军用装备中工程化应用的准确性和可操作性。方法由于在合理的加速等级下,较大的振动能量可能导致试件局部振动疲劳累积损伤机理发生改变,因此在传统加速振动试验中充分评估结构试件的频率响应特性,得出一种修正的加速振动试验方法。首先结合计算机辅助分析手段对试件进行模态分析及频率响应分析,识别试件的薄弱部位。其次利用结构动力学特性测试手段,对薄弱部位的实测动态特性进行分析,并对超出加速响应限的加速度幅值进行修正。结果以典型的机载设备结构作为研究对象,将试件薄弱部位的频率响应幅值控制在合理的放大系数范围内,保证加速破坏机理的一致性,修改后加速振动试验结果与长周期正常等级振动试验结果特征一致。结论该方法符合国军标中振动试验方法的有关规定,可在装备研制过程中对设备结构部件的加速振动试验加以工程化应用。     

某电子设备随机振动故障分析

目的 探究某批次电子设备随机振动环境筛选试验中故障发生原因.方法 首先对电子设备环境试验初步分析,确定设备螺钉点布置合理,结构本身无明显缺陷,但试验夹具可能导致振动载荷放大.通过Abaqus有限元软件仿真分析电子设备失效情况,同时开展试验确定振动夹具的固有频率,并绘制电子设备实际所受随机振动功率谱密度曲线,以该功率谱密度曲线为输入,开展有限元仿真,验证失效模式,并在此基础上完成故障复现试验,制定相应的改进措施.结果 有限元仿真得到电子设备3Sigma应力为22 MPa,在结构强度容许范围内.通过试验确定振动夹具固有频率与电子设备前两阶模态频率重频,发生共振,导致激励被放大,电子设备存在过考核,从而发生破坏.以设备实际所受功率谱密度曲线为输入条件,仿真得到3Sigma应力为52 MPa,超过焊接强度极限,导致焊点失效破坏.为进一步验证失效原因,使用原振动夹具完成故障复现试验,并改进试验夹具开展对比试验.结论 随机振动试验夹具的设计,应避免夹具固有频率与电子设备重频,从而导致设备破坏,合理选择设计夹具能有效避免电子设备遭受过考核.     

某电子设备振动环境功能失效分析

目的 检查电子设备是否能承受其工作环境的考验,提高其可靠性.方法 模拟设备在真实环境下的工况,进行振动冲击试验.结果 某机载电子设备振动试验功能失效,通过逐级分析,结合机理分析和仿真验证,定位振动故障原因,并给出设计和工艺改进方案.结论 验证有效,可以作为同类故障处理参考.     

高压太阳能电池阵与电子设备在等离子体环境中的毁伤机理

目的通过研究高压太阳能电池阵与电子设备在等离子体环境中气体放电的毁伤机理,从而可运用于军事上的电子对抗、干扰及隐身技术。方法通过分析气体放电的几种基本形式,研究太阳能电池阵和电子设备在等离子体射流或等离子体环境下可能发生的放电过程。结果高压太阳能电池阵在等离子体环境下易产生电弧放电现象,而电子设备在此环境下的毁伤主要是通过内部充电与外部充电产生的。结论在等离子体环境中,气体放电会对高压太阳能电池阵和电子设备产生严重的影响,可以利用这种影响对空间邻域的探索提供帮助。     

高超声速导弹随机振动响应分析

目的 研究某高超声速导弹飞行过程中的振动状态,获得导弹在给定压力载荷下的振动响应特性。方法结合有限元分析、随机振动理论,利用三维软件构建导弹有限元模型,并在Ansys Workbench平台对其进行模态分析及谐响应分析。基于模态分析结果,对导弹进行随机振动响应试验,探究导弹在频域及力学上的振动响应特征。结果 计算得出导弹前六阶固有频率和振型,获得导弹上一检测点在给定振动激励载荷下的加速度响应曲线,并得到导弹整体结构的应力分布云图。结论 导弹模型强度符合要求,导弹在振动激励载荷下的加速度响应峰值均出现在380～400Hz,应力极值出现在导弹尾部区域,在此区域内,导弹更易产生结构性损伤。在飞行器地面环境模拟试验中,应着重考虑此频域及位置的振动条件。     

再入飞行器振动环境工程预示方法

目的 为再入飞行器振动环境设计提供方法 支撑,并为结构设计和地面环境试验条件制定提供载荷输入.方法 分析再入飞行器振动环境主要特征及其诱导因素,结合飞行试验实测振动数据研究小攻角对飞行振动环境的影响规律,辨识出脉动压力与动压、马赫数以及攻角的关系式.在传统脉动压力预测方法 基础上,建立涉及攻角影响的再入飞行均方根脉动压...     

冲压发动机热结构振动环境预示研究

目的研究脉动压力作用下冲压发动机燃烧室热结构振动环境预示方法。方法建立发动机结构的力学模型,同时开展相应的常温和热模态试验,对有限元模型进行对比、修正,以最终得到的力学模型为基础,分段对发动机结构施加脉动压力,完成冲压发动机脉动压力作用下热振动响应计算,并与试验结果进行对比分析。结果预示结果与试验结果基本相符,验证了所采用的冲压发动机振动响应分析方法和技术途径的可行性和正确性。结论这种热-结构分析方法可用于冲压发动机振动环境预示,同时也可用于优化发动机结构设计,对飞行器研制初期环境预示及结构设计工作具有重要的工程应用价值。