[发明专利]一种航天器正弦扫频振动疲劳失效分析方法

说明书

一种航天器正弦扫频振动疲劳失效分析方法，首先根据航天器结构，建立航天器的有限元模型，根据正弦扫频振动试验中航天器与夹具的连接方式，对其相连接的部分进行固定约束，并施加正弦扫频振动条件作为载荷，进行振动频域响应分析，得到加速度和应力频域响应结果，然后根据正弦扫频振动控制框方法，将应力频域响应转化为应力时域响应幅值以及循环次数，最后根据应力时域响应幅值和循环次数，结合首次穿越失效以及疲劳损伤分析方法Miner准则，进行振动失效分析。本发明克服了现有技术在试验前无法给出损伤分析，更多依赖于经验数据的缺陷，通过将频域分析结果转化为时域分析结果，可以直接用于振动失效分析，具有很好的使用价值。

技术领域

本发明涉及一种航天器正弦扫频振动疲劳失效分析方法，特别是航天器结构失效，属于飞行器设计技术领域。

背景技术

马兴瑞、韩增尧等著《卫星与运载火箭力学环境分析方法及试验技术》中提到，航天器正弦振动环境属于低频瞬态环境，频率范围一般介于0～100Hz，主要由火箭发动机推力脉动、点火、关机、级间分离等事件引起。另外，在地面运输、装卸以及返回航天器在返回制动、开启降落伞、着陆等事件也产生低频瞬态环境。通常针对发射过程中，航天器经受最严酷的几个特征状态下(起飞，最大动压，助推级分离前，助推级分离后，一、二级分离前，一、二级分离后)，需要联合运载火箭和卫星进行动态星箭载荷耦合分析，也称星箭耦合分析。航天器正弦扫频振动试验时间历程比较短暂，而且航天器经历的发射段的振动试验历程较短，因此通常不分析其疲劳寿命。

GJB1027A-2005《运载器、上面级和航天器试验要求》和HDBK-7005《Dynamicenvironmental criteria》中提到，目前的分析方法是根据线性振动原理，利用有限元分析频域内加速度响应，根据以往振动试验经验判断是否失效，结合正弦扫频振动前后特征级扫频结果对比，频率漂移不超过5％为合格。但这种分析方法缺乏定量分析，没有损伤概念，并且在试验之前无法给出预示的损伤分析，更多依赖于经验数据。

根据刘旭华的《结构动力可靠性研究》和倪侃、张圣坤的《疲劳可靠性二维统计Miner准则》，现有的振动失效分为两种方法，首次穿越失效和疲劳失效，上述两种失效方法都是基于时域的振动响应幅值和循环次数来进行分析。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种航天器正弦扫频振动疲劳失效分析方法，解决航天器结构正弦扫频振动疲劳损伤分析问题，可以用于分析航天器正弦扫频振动的疲劳损伤和失效。

本发明的技术解决方案是：一种航天器正弦扫频振动疲劳失效分析方法，包括如下步骤：

(1)根据航天器结构，建立航天器的有限元模型，根据正弦扫频振动试验中航天器与夹具的连接方式，对其相连接的部分进行固定约束，并施加正弦扫频振动条件作为载荷，进行振动频域响应分析，得到加速度和应力频域响应结果；

(2)根据正弦扫频振动控制方法，将应力频域响应转化为应力时域响应幅值以及循环次数；

(3)根据应力时域响应幅值和循环次数，结合首次穿越失效以及疲劳损伤分析方法Miner准则，进行振动失效分析。

所述的将应力频域响应转化为应力时域响应幅值以及循环次数的方法包括如下步骤：

(1)根据应力频域响应结果得到应力时域响应幅值；

(2)计算得到频率处循环次数n为

其中，f₁、f₂为扫描倍频程过程中任意两个频率点，t₁为扫描至f₁时间，t₂为扫描至f₂时间，s为倍频程扫描速率，f₀为扫描开始频率。

所述的s为4.33oct/min。