CC BY
85
УДК 629.78
А. Н. Акимов, М. Д. Евтифьев, Е. А. Лысенко, Т. И. Соловьева, А. К. Шатров
АЛГОРИТМ АНАЛИЗА ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНЫХ ДАННЫХ И РАСЧЕТА РЕЖИМА НАГРУЖЕНИЯ ПРИ ВИБРАЦИОННЫХ ИСПЫТАНИЯХ КОСМИЧЕСКОГО АППАРАТА
Предложен алгоритм анализа экспериментальных данных при вибрационных испытаниях и процедура расчета уровней нагружения космического аппарата (зависимость ускорения от частоты) в интерфейсе космического аппарата с вибростендом.
В настоящее время при разработке и наземной отработке сложных систем в различных областях техники (авиационной, космической, судостроительной и т. д.) все большее значение придается моделированию поведения этих систем в условиях эксплуатации, что позволяет предсказать поведение реальной конструкции и помогает избежать аварийных ситуаций.
Проведение виброиспытаний требует значительных материальных затрат, и поэтому необходимо, чтобы эти испытания были проведены с максимальной эффективностью.
В статье [1] освещены принципиальные вопросы проведения динамических (вибрационных и акустических) испытаний космических аппаратов (КА) на завершающих этапах их изготовления с целью выявления технологических дефектов сборки.
При проведении вибрационных испытаний КА одними из важнейших являются следующие этапы:
- анализ экспериментальных данных;
- расчет испытательного режима вибрационного воздействия на КА в виде зависимости ускорения от частоты в интерфейсе «КА - вибростенд».
Экспериментальные данные представляют собой зависимости виброускорений от частоты с измерительных датчиков (акселерометров) при воздействии на космический аппарат (рис. 1, 2), при этом различные элементы конструкции КА имеют различные по частоте и амплитуде отклики ускорений амплитудно-частотные характеристики (АХЧ) элементов конструкции КА.
Рис. 1. Схема размещения акселерометров на КА при проведении виброиспытаний: 1 - антенный блок;
2 - акселерометры; 3 - космический аппарат; 4 - устройство отделения; 5 - пневмоопоры; 6 - оснастка; 7 - шаровой шарнир; 8 - электродинамический вибровозбудитель
Необходимость расчета испытательного режима логически вытекает из-за существенной неравномерности амплитудно-частотных характеристик элементов конструкции спутника, на которых установлена аппаратура КА. Следовательно, при вибрационном кинематическом возбуждении КА на резонансах этих элементов в местах крепления аппаратуры могут возбудиться такие нагрузки, которые значительно превышают нагрузки, использовавшиеся для автономной отработки аппаратуры на вибропрочность, и которые могут привести к повреждению аппаратуры.
я плита крепления аппаратуры полезней нагрузки “Кронштейн крепления аппаратуры на гермокентейнере Кронштейн крепления аппаратуры на тепловом радиаторе
Рис. 2. Амплитудно-частотные характеристики различных
элементов конструкции при вибрационном воздействии низкого уровня на КА
Рассмотрим алгоритм анализа экспериментальных данных в виде АЧХ и расчета безопасных уровней вибрационного воздействия на КА.
Предположим, что на задающее кинематическое возбуждение А0=А0(ю) получены отклики амплитуд ускорений в местах установки акселерометров в виде А.=А.(ю).
Вычислим зависимости передачи ускорений для каждой точки контроля по формуле
к (ю)=А.
Ло
Затем сделаем прогноз реакции каждой точки на нормированное испытательное воздействие Аон(ю) в предположении о линейности развития амплитуд на увеличение амплитуды нагрузки:
А» = К Ао,
Полученные зависимости сопоставим с зависимостью режима нагружения приборов для их автономной отработки:
Ли
к =■
п
< 0,8,
где Кп - коэффициент достижения испытательной нагрузки.
Теоретически должно выполняться равенство К = 1. Однако здесь необходимо отметить, что приближаться к
идеальному совпадению с режимом нагружения приборов рискованно по следующим соображениям:
- автономная отработка производится с нормированной погрешностью задания режима не хуже d = ±20 %;
- задание испытательного режима для КА производится с нормированной погрешностью не хуже dп = ±15 %;
- погрешность определения амплитуд ускорений измерительными средствами d должна быть не хуже d = ±11,5 %.
И ’
Таким образом, выбирая наихудший вариант из полученной измерительной информации и задания режима, необходимо снизить идеальный коэффициент К и сделать его равным
К = 1 - .
п 100
Если функция Кп(ю) > 0,8 в диапазонах частот ю. < Ю < <Ю+1, т. е. на кривой резонанса не выполняется условие непре-вышения отклика над режимом автономной отработки, то необходимо снижение испытательного уровня спутника на пропорциональную величину отношения К . Поэтому для резонансного диапазона частот ю. < Ю < Ю.+1 процедура для всех точек контроля конструкции будет рассчитываться по формуле
А = —
фи ке
а для ю3 < ю. < Юг.+1 - по формуле
4=КА.
Кпі
По полученным результатам строится обобщенная (огибающая) зависимость отклика конструкции
Полученные экспериментальные данные по изложенному выше алгоритму используются для расчета двух последующих режимов испытаний спутника: первый -для 2-го этапа испытаний КА на среднем уровне, второй
- для 3-го этапа испытаний на высоком уровне.
Расчет режима для 2-го этапа испытаний обычно проводится исходя из условия непревышения 50.. .70 % нормированных нагрузок в местах крепления аппаратуры, для 3-го этапа испытаний из условия непревышения 100 % нормированных нагрузок в местах.
По откликам, полученным при испытаниях на 2-м этапе, уточняют динамику изменения амплитудно-частотных характеристик конструкции в зависимости от изменения уровней нагружения КА и при необходимости проводят корректировку рассчитанного режима для 3-го этапа испытаний.
После испытаний КА на 3-м этапе с высоким уровнем нагружения проводят сравнение полученных откликов с нормированными нагрузками на аппаратуру, чтобы подтвердить правильность алгоритма анализа экспериментальных данных и расчета режимов вибрационного нагружения при вибрационных испытаниях КА.
Последовательность испытаний, анализа откликов и расчета режимов нагружений представлена блок-схемой (рис. 3).
Л = А (®)
и профиль нагружения
К = А И
для всего испытательного диапазона частот.
Анализируя полученный результат, необходимо иметь в виду, что испытательный уровень ни в одной области не должен быть меньше эксплуатационного уровня Э(ю), когда испытания становятся бессмысленными, т. е. А' > Э.
В случае получения отрицательного результата необходимо провести дополнительный, более глубокий анализ результатов экспериментальной отработки узла или прибора, на котором зарегистрированы слишком большие коэффициенты передачи ускорений.
Следует подчеркнуть, что из-за безусловной важности выполнения требования о непревышении в местах крепления аппаратуры нормированных нагрузок, а также перечисленных выше погрешностей задания испытательных режимов и измерения амплитуд ускорений, расчет режима нагружения и вибрационные испытания космического аппарата проводятся в несколько этапов, как правило в три этапа.
1-й этап - испытания КА на низком уровне. Для вибрационного воздействия на КА используется заранее заданный режим нагружения малого уровня. Предусматривается, что при таком режиме нагружения КА в местах крепления аппаратуры не будут превышены нормированные нагрузки, которые используются для автономной отработки, однако по откликам акселерометров при этом будут получены достоверные амплитудно-частотные характеристики.
Рис. 3. Блок-схема последовательности испытаний, анализа откликов и формирования режимов испытаний
В качестве примера приведем один из вариантов формирования режима виброиспытаний в диапазоне частот
от 5 до 100 Гц космического аппарата «Экспресс-АМ22» объединения прикладной механики имени академика совместного производства Научно-производственного М. Ф. Решетнева (НПО ПМ) и фирмы «Alcatel» (рис. 4).
Рис. 4. Результаты измерений виброускорений при вибрационных нагрузках на сформированном режиме виброиспытаний КА «Экспресс-АМ22»
В заключение сделаем вывод, что приведенный алгоритм анализа экспериментальных данных легко программируется и может быть применен для космических аппаратов различного конструктивного исполнения. Положительные результаты по использованию предложенного алгоритма получены при виброиспытаниях большого количества КА НПО ПМ, в том числе и выполненных по международным контрактам («$Е$АГ», «Экспресс-АМ1» - «Экспресс-АМ4»).
Следует отметить, что отклики конструкции на низком и высоком уровнях могут быть непропорциональными, что свидетельствует о нелинейности жесткостных характеристик конструкции. Для этих случаев необходи-
мо предусмотреть повторение описаннои выше процедуры для промежуточных уровнеИ нагружения и принятия более точного решения.
Библиографический список
1. Выявление дефектов космических аппаратов в процессах испытании на вибрационные и акустические воздействия в испытательноИ лаборатории / В. И. Халимано-вич, А. К. Шатров, Е. А. Лысенко, М. Д. Евтифьев // Вестн. Сиб. гос. аэрокосмич. ун-та им. акад. М. Ф. Решетнева / Сиб. гос. аэрокосмич. ун-т. Вып. 6. Красноярск, 2005. С. 174-178.
A. N. Akimov, M. D. Evtifiev, E. A. Lysenko, T. I. Solovyeva, A. K. Shatrov
AN ALGORITHM FOR ANALYZING THE SPACECRAFT VIBRATION TEST DATA AND PREPARING THE ACCELERATION INPUT LEVEL
In this article it is proposed the approach for analyzing the spacecraft vibration test data and defining an acceleration input level at the spacecraft / shaker interface.
