摘要：针对传统火工冲击激励方法在频率范围方面的局限性,研究新兴的激光激励方式、激励特性及其参数的影响,探究模拟火工冲击试验的可行性。首先参考经典的冲击试验方法,制定了激光激励试验的试验方案,设计了试验装置并进行了冲击试验;然后针对火工冲击和激光激励的试验结果,在时域、频域进行了时频分析和响应谱分析与对比;最后依据该试验方法,讨论了激光脉冲频率和激光脉冲能量对冲击响应的影响。研究提出的激光激励方法对火工冲击机理研究与地面模拟试验设计具有一定的参考价值。

摘要：系统总结了国内外航天器火工冲击环境预示、地面试验和减冲击技术三个方面的研究进展,并分析了国内在以上三个方面与国外航天强国的差距。在此基础上,从我国航天工程实际需求出发,分析指出了今后航天器火工冲击领域应重点开展的研究方向。

摘要：为了制定可靠的组件冲击试验条件,需要预示航天器火工冲击环境。在分析了航天器火工冲击环境预示的三类方法,包括试验法、数值分析法和数据外推法的基础上,详细总结和分析了数据外推法的国内外研究进展,并通过理论推导提出了新的数据外推公式;以大量火工冲击测量数据为参照,通过对比分析证明该数据外推公式比NASA和ESA的数据外推公式在中高频段上具有更好的预示精度和数据包络性,并且在理论上具有更宽的适用范围。所介绍的火工冲击环境数据外推技术可用于航天器组件冲击环境的快速估算,并为制定冲击试验条件提供参考。

摘要：由于火工冲击试验条件的限制,测试所得冲击加速度信号中通常含有低频趋势项,导致试验数据不准确。因此需要对信号进行有效性分析,校正信号,消除积分零漂。现有的校正方法大都是基于经验的定性方法,具有一定的局限性。基于离散小波分解,提出了一种冲击数据有效性分析方法,该方法通过分析信号的频谱与相关性,能够定量确定小波分解层数的范围,还讨论了Db小波基函数的消失矩对数据校正结果的影响。通过对某分离冲击试验数据进行有效性分析与校正,证明该方法能够有效抑制积分零漂,消除趋势项对冲击谱的影响,提高试验数据的准确性和有效性。

摘要：针对机械撞击式火工冲击环境试验中需要反复调试以实现试验条件等问题,提出了一种机械撞击式冲击环境模拟装置并研究了装置的调节参数对冲击环境的影响规律。设计了一套采用轻气炮加载并具有多调节参数的冲击环境模拟装置。采用冲击试验和数值仿真相结合研究了装置的调节参数,如轻气炮气室压强、连接杆定位孔位置、加载板厚度等对设备安装板上的冲击响应谱(shock response spectrum,SRS)的影响规律。拟合了冲击环境与调节参数之间定量的关系式并总结了相应的表格。通过火工冲击信号在该装置上进行准确模拟验证了装置的可行性和研究规律的可靠性。研究表明:轻气炮气室压强与谐振板冲击响应谱幅值近似成幂次方关系,连接杆定位孔和加载板厚度可实现冲击响应谱拐点频率的大范围调节等。

摘要：为解决航天器火工冲击力学环境预示中无法确定载荷力函数的问题,提出一种基于流体编程软件(Hydrocodes)的"振源系统-近场结构"一体化建模和分析方法,分析由火工品触发的航天器星箭分离机构及其他解锁释放机构的冲击过程,从中提取力函数,实现对振源与主结构的解耦分析。以包带式星箭分离结构为例,对该方法的可行性进行研究和论证。通过对模型进行爆炸冲击直接加载和力函数的解耦加载这两轮计算结果的对比分析,初步校验了该方法的可行性。通过对模型的耦合性分析和对其简化模型的分析,进一步校验了局部建模的合理性和解耦分析的准确性。该方法是一种能够确定航天器火工冲击源函数的可行方法,为从工程上解决航天器火工冲击的响应预示问题奠定了基础。

摘要：针对复杂航天器结构在宽频、瞬态火工冲击载荷激励下其响应难以预示的问题,以某型复杂卫星结构为研究对象开展了火工冲击环境预示方法研究。首先,推导了基于加速度频响函数(FRF)的虚拟模态综合法(VMSS)的理论公式。对于复杂卫星结构各子系统动力学特性存在较大差异的特点,建立了有限元-统计能量分析(FE-SEA)混合模型,并进行响应计算,获得了加速度频响包络曲线及模态数曲线,为虚拟模态综合法的响应预示提供输入。然后,对复杂卫星结构推进舱底板和侧板的火工冲击响应进行了计算分析。最后,将计算结果与整星火工分离冲击试验结果对比发现两者基本保持一致。研究结果表明,联合FE-SEA混合建模技术和虚拟模态综合法能够对复杂卫星结构火工冲击环境进行较为精确地预示。

摘要：为了辨识剪切式爆炸螺栓冲击产生的来源,设计了有预紧力、无预紧力、无活塞剪切和仅火药燃烧四种不同状态的爆炸螺栓,实现了火药燃烧、活塞剪切薄弱面、活塞行程末端碰撞和预紧力释放四种冲击源的解耦,利用压阻加速传感器测量其在60 cm×60 cm×1 cm的等效铝板上距冲击源中心15 cm处的响应加速度,以此计算出了各冲击源的冲击响应谱,并与整个事件的冲击响应谱进行对比分析。结果表明,不同冲击源的特性不同,火药燃烧诱导的冲击主要表现为高频,而活塞剪切薄弱面和活塞行程末端碰撞引起的冲击集中在中低频。在整个频域内,预紧力释放是整个冲击响应输出的主要贡献者,大约占57.51%,而火药燃烧、活塞剪切和活塞碰撞三个冲击源的贡献相当。

摘要：航天器火工冲击环境复杂,冲击载荷的瞬态、高度非线性等特点,使得冲击响应的准确预示具有一定难度。卫星舱板上分布大量单机设备,其质量特性成为影响火工冲击传递的关键因素。根据火工冲击传递机理,建立了卫星舱板与单机设备的冲击有限元简化模型,计算了舱板上的火工冲击响应。通过与试验数据的对比,误差控制在±3.5 dB内,验证了有限元建模的合理性。以此为基础,研究了火工冲击传递特性,为火工冲击响应预示及卫星舱板布局设计提供了参考。

摘要：随着航天事业的飞速发展,航天器对冲击环境下的隔冲结构提出了更高要求。得益于周期性拓扑与特殊的折叠机制,蜂窝结构拥有优异的抗冲击性能,并广泛应用于航天结构缓冲。本文针对火工冲击环境,设计了基于多层矩形蜂窝、多层三角形蜂窝及六边形蜂窝的缓冲装置。首先,对三种构型蜂窝结构进行参数化建模,利用数值分析软件LS-DYNA对蜂窝铝结构进行抗冲击性能分析,对比研究了三种不同构型蜂窝减冲效率。并进一步探究了蜂窝尺寸与厚度等结构参数对蜂窝减冲性能的影响规律。结果表明,多层矩形蜂窝具有比传统六边形蜂窝更好的减冲效果。最后,进行了蜂窝冲击试验,其典型位置的冲击响应与仿真结果对比误差小于2dB。