一種成本約束下的大型航天器力學(xué)試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

張新宇，劉 欣，劉佳雯，林 宏，郭 源，彭慧蓮，賀元軍

（1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京100076；3.中國載人航天工程辦公室，北京 100083）

一種成本約束下的大型航天器力學(xué)試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)

張新宇1，劉 欣1，劉佳雯2，林 宏1，郭 源1，彭慧蓮1，賀元軍3

（1.北京宇航系統(tǒng)工程研究所，北京 100076；2.中國運(yùn)載火箭技術(shù)研究院，北京100076；3.中國載人航天工程辦公室，北京 100083）

針對某大型航天器對力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)的高要求，就其整器低頻振動試驗(yàn)方案的設(shè)計(jì)問題，通過分析懸掛貯箱加注量、動力艙各結(jié)構(gòu)參數(shù)等對航天器模態(tài)振型、頻響特性的影響，確定了力學(xué)試驗(yàn)參試產(chǎn)品狀態(tài)，對已有試驗(yàn)件進(jìn)行合理改制達(dá)到對航天器整器主要動力學(xué)特性模擬的目的，節(jié)約產(chǎn)品投產(chǎn)經(jīng)費(fèi)；依據(jù)結(jié)構(gòu)動態(tài)載荷對整器主頻處界面輸入進(jìn)行約束，依據(jù)重要儀器設(shè)備加速度響應(yīng)限制對局部頻率處界面輸入進(jìn)行約束，減少了力學(xué)試驗(yàn)對飛行產(chǎn)品的損傷。該航天器除動力艙外，其余結(jié)構(gòu)部段僅投產(chǎn)一套產(chǎn)品，在參加力學(xué)試驗(yàn)后又搭載運(yùn)載火箭首飛飛行獲得了成功。

航天器；低頻振動試驗(yàn)；結(jié)構(gòu)動態(tài)載荷；單機(jī)加速度響應(yīng)

1 引言

航天器在隨運(yùn)載火箭發(fā)射過程中會經(jīng)歷過載、低頻振動等惡劣力學(xué)環(huán)境，導(dǎo)致各結(jié)構(gòu)部段內(nèi)部產(chǎn)生動態(tài)力、各儀器設(shè)備安裝處產(chǎn)生瞬態(tài)低頻振動，引起結(jié)構(gòu)損壞、儀器設(shè)備工作失效等風(fēng)險(xiǎn)，對正常完成飛行任務(wù)帶來不利影響［1］。因此，力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性設(shè)計(jì)、驗(yàn)證是航天器研制流程中的重要環(huán)節(jié)。

航天器研制中一般通過低頻振動試驗(yàn)驗(yàn)證其力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性［2］，常見做法是在初樣階段對整器力學(xué)試驗(yàn)件開展鑒定量級低頻振動試驗(yàn)，在正樣飛行產(chǎn)品出廠飛行前開展整器驗(yàn)收量級低頻振動試驗(yàn)，試驗(yàn)中根據(jù)其與運(yùn)載火箭界面處耦合分析結(jié)果確定各頻段下凹值，并可引入力限控制的方式解決整器主頻處過試驗(yàn)問題［3］。李新明等搭建了力限控制平臺并應(yīng)用于整星振動試驗(yàn)中，能使加速度控制下凹到預(yù)期值的10%范圍內(nèi)，但引入力限設(shè)備會導(dǎo)致整體剛度降低，表現(xiàn)在橫向試驗(yàn)中頻率前移約1Hz［4］。試驗(yàn)中獲取的航天器主要動力學(xué)特性還能用于修正航天器有限元模型，Lim通過低頻振動試驗(yàn)結(jié)果修正了供載荷耦合分析使用的衛(wèi)星模型［5］，Gloth等研究了頻響函數(shù)識別中的非線性問題［6］，為保證修正后模型計(jì)算準(zhǔn)確性，要求參試產(chǎn)品與飛行狀態(tài)具有相近的動力學(xué)特性。

航天器研制有向低成本、簡化流程發(fā)展的趨勢，同時隨著預(yù)定任務(wù)的多樣化，航天器重量也在不斷增大。在低頻振動試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)過程中，若能獲取對航天器整器動力學(xué)特性影響顯著的結(jié)構(gòu)參數(shù)，對已有試驗(yàn)件進(jìn)行改制，使關(guān)鍵結(jié)構(gòu)參數(shù)與飛行狀態(tài)一致，就能很好地滿足對整器動力學(xué)特性的模擬，避免對各結(jié)構(gòu)部段全新投產(chǎn)試驗(yàn)件，節(jié)約產(chǎn)品配套經(jīng)費(fèi)。同時，隨著航天器重量增大，共振頻率處振動放大現(xiàn)象更為明顯，引入力限設(shè)備雖然能夠解決共振頻率處過試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)，但會導(dǎo)致整體剛度降低。針對以上問題，本文提出一種成本約束下的大型航天器力學(xué)試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)方法：通過各結(jié)構(gòu)參數(shù)對航天器整器模態(tài)振型、頻響特性影響分析，使得力學(xué)試驗(yàn)參試產(chǎn)品能夠模擬航天器飛行狀態(tài)主要動力學(xué)特性；利用振動臺電流電壓推算航天器界面力，結(jié)合試驗(yàn)預(yù)示情況給出航天器主頻處各結(jié)構(gòu)部段內(nèi)部動態(tài)力，同時，通過重要儀器設(shè)備加速度響應(yīng)限幅對航天器界面加速度進(jìn)行約束，在不改變航天器、振動臺對接面剛度前提下達(dá)到力限效果。

2 力學(xué)試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)方法

本文提出的大型航天器力學(xué)試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)方法包括兩部分內(nèi)容：第一部分是試驗(yàn)件方案設(shè)計(jì)，基于各參數(shù)對航天器模態(tài)頻率、頻響特性影響分析，通過對已有試驗(yàn)件進(jìn)行合理改制達(dá)到對整器主要動力學(xué)特性模擬的目的，減少產(chǎn)品投產(chǎn)經(jīng)費(fèi)；第二部分是試驗(yàn)控制方式設(shè)計(jì)，利用振動臺電流電壓推算結(jié)合試驗(yàn)預(yù)示獲取的航天器界面、內(nèi)部結(jié)構(gòu)部段受力對航天器主頻處界面輸入進(jìn)行約束，通過重要儀器設(shè)備加速度響應(yīng)控制對其局部頻率處航天器界面輸入進(jìn)行約束，降低力學(xué)試驗(yàn)對產(chǎn)品的損傷風(fēng)險(xiǎn)。

2.1 試驗(yàn)件方案設(shè)計(jì)

2.1.1 航天器建模及動力學(xué)特性計(jì)算

航天器建?？梢栽诔墒斓纳逃糜邢拊浖型瓿桑趾甑葘\(yùn)載火箭動特性有限元建模及修正技術(shù)進(jìn)行研究［7］，包括結(jié)構(gòu)部段建模單元選取、液體推進(jìn)劑模擬方式等；翟章明等研究了復(fù)雜分離連接結(jié)構(gòu)的動力學(xué)仿真方法［8］，航天器與運(yùn)載火箭分離面、航天器內(nèi)部結(jié)構(gòu)部段分離面建模均可參考此方法完成。

建立航天器有限元模型后，開展整器動力學(xué)特性計(jì)算，包括模態(tài)計(jì)算及頻響計(jì)算。通過模態(tài)計(jì)算給出航天器固支狀態(tài)下各階主要頻率、對應(yīng)的振型及模態(tài)有效質(zhì)量，通過頻響計(jì)算［9］給出航天器界面（一般為下端面）在頻率范圍為5～100 Hz掃頻工況下，內(nèi)部重要儀器設(shè)備處加速度響應(yīng)曲線以及各結(jié)構(gòu)部段對接面動態(tài)力曲線。

2.1.2 各特征參數(shù)對整器特性影響分析

各特征參數(shù)對航天器整器固支頻率的影響可以用靈敏度γki描述，可定義為式（1）：

式中：ωk為航天器固支狀態(tài)下第k階頻率，Ai為第i個特征參數(shù)。采用相同方式可計(jì)算給出各參數(shù)對航天器模態(tài)有效質(zhì)量、頻響峰值的靈敏度。

在航天器飛行件技術(shù)狀態(tài)已經(jīng)確定的前提下，可以此為基準(zhǔn)狀態(tài)，采用單參數(shù)靈敏度分析給出某個參數(shù)單獨(dú)變化時航天器整器固支頻率、模態(tài)有效質(zhì)量的變化情況，理論上可以得到整器特性相對于某參數(shù)的變化曲線。但由于本文中靈敏度計(jì)算的目的是為試驗(yàn)件選擇提供參考，因此可以梳理試驗(yàn)件與飛行件的特征參數(shù)差異，采用差值的方式進(jìn)行靈敏度計(jì)算，見式（2）。

式中：α代表試驗(yàn)件參數(shù)，β代表飛行件參數(shù)。

2.2 試驗(yàn)控制方式設(shè)計(jì)

2.2.1 試驗(yàn)預(yù)示

在航天器試驗(yàn)件狀態(tài)確定后，建立對應(yīng)的有限元模型進(jìn)行低頻振動試驗(yàn)工況預(yù)示，計(jì)算方法同2.1.1，通過頻響計(jì)算給出各重要儀器設(shè)備處加速度響應(yīng)曲線以及各部段對接面處動態(tài)力曲線。

2.2.2 基于結(jié)構(gòu)內(nèi)力的主頻處界面輸入控制方法

張忠等給出了一種正弦掃頻振動試驗(yàn)的負(fù)載／振動臺界面力間接獲取方法［10］，圖1據(jù)此方法給出某振動試驗(yàn)中電流電壓推算界面力值與力傳感器實(shí)測值的對比情況，可知兩種方法計(jì)算結(jié)果得出的界面力峰值基本一致。電流電壓推算法的優(yōu)點(diǎn)是不需在試驗(yàn)夾具和參試產(chǎn)品間引入測力裝置，避免力限裝置改變參試產(chǎn)品組合體傳遞特性；缺點(diǎn)是基于電流電壓推算出的界面力信噪比較差，導(dǎo)致高頻計(jì)算結(jié)果不夠理想，試驗(yàn)過程中不能參與響應(yīng)控制。由圖1可知，電流電壓推算法在50 Hz以下峰值處頻率、力幅值計(jì)算準(zhǔn)確度能夠保證，由于大型航天器一階、二階主要頻率較低，因此采用此方法計(jì)算可以滿足計(jì)算精度要求。

同時，電流電壓推算法僅能得到界面力值，不能給出其內(nèi)部結(jié)構(gòu)部段內(nèi)力值。本文通過振動試驗(yàn)加速度響應(yīng)對模型進(jìn)行修正，將電流電壓推算界面力值與2.2.1得到的界面力預(yù)示值進(jìn)行對比，獲得相應(yīng)的比例因子，由比例因子與各結(jié)構(gòu)部段內(nèi)力預(yù)示值相乘得到主頻處響應(yīng)控制所需的各結(jié)構(gòu)部段內(nèi)力值。

2.2.3 基于單機(jī)適應(yīng)性的局部頻段界面輸入控制方法

除基于結(jié)構(gòu)受力對主頻處界面輸入進(jìn)行控制外，若重要儀器設(shè)備在其局部頻率處加速度響應(yīng)放大過大，也有可能導(dǎo)致工作失效、漏氣、漏液等現(xiàn)象。基于單機(jī)適應(yīng)性對局部頻段航天器界面輸入進(jìn)行控制，其中單機(jī)適應(yīng)性由其研制試驗(yàn)中完成的單獨(dú)振動試驗(yàn)條件表征。若參試單機(jī)為飛行件則需保證測點(diǎn)響應(yīng)不超過單機(jī)驗(yàn)收試驗(yàn)條件，若參試單機(jī)為鑒定件則可將測點(diǎn)響應(yīng)限幅放寬至鑒定試驗(yàn)條件。

需要注意的是，振動試驗(yàn)中航天器界面輸入量級增大會導(dǎo)致阻尼效應(yīng)增強(qiáng)，使得加速度響應(yīng)放大倍數(shù)低于輸入量級增大的倍數(shù)，因此在實(shí)際試驗(yàn)過程中預(yù)先設(shè)置響應(yīng)限幅值時需要考慮此非線性影響，這依賴一定的實(shí)踐經(jīng)驗(yàn)。

3 在某大型航天器研制中的應(yīng)用

3.1 航天器基本情況

作為試驗(yàn)對象的航天器總體布局如圖2所示，由于其搭載的長征七號運(yùn)載火箭首飛任務(wù)意義重大，因此確保不影響火箭飛行安全性是航天器設(shè)計(jì)過程中的首要任務(wù)。航天器總質(zhì)量11.5 t，包括載荷1、載荷2兩個有效載荷以及支架1、支架2、筒段、動力艙、尾段五個結(jié)構(gòu)部段。動力艙內(nèi)集中安裝了儀器設(shè)備、懸掛式貯箱、管路系統(tǒng)等，為航天器單獨(dú)在軌飛行提供動力。各結(jié)構(gòu)部段中，除動力艙為在相近航天器動力艙基礎(chǔ)上進(jìn)行適應(yīng)性增強(qiáng)外，其余結(jié)構(gòu)部段均為新研制且僅投產(chǎn)一套產(chǎn)品。

航天器質(zhì)量大、質(zhì)心高、存在多個傳力分支，導(dǎo)致力學(xué)試驗(yàn)及飛行任務(wù)中結(jié)構(gòu)破壞的風(fēng)險(xiǎn)大幅提升。在力學(xué)試驗(yàn)前，需要確定參試產(chǎn)品技術(shù)狀態(tài)，保證試驗(yàn)件能夠反映其飛行狀態(tài)主要動力學(xué)特性。同時，試驗(yàn)過程中航天器共振頻率處會產(chǎn)生較大的響應(yīng)放大現(xiàn)象，需要通過控制界面輸入的方式，盡量減少力學(xué)試驗(yàn)對結(jié)構(gòu)部段飛行件的損傷，降低試驗(yàn)后產(chǎn)品繼續(xù)用于飛行任務(wù)的風(fēng)險(xiǎn)。

3.2 試驗(yàn)件方案

3.2.1 航天器建模計(jì)算及各參數(shù)影響分析

經(jīng)前期梳理，動力艙產(chǎn)品除了飛行件外，另有兩套設(shè)計(jì)方案相近的試驗(yàn)件可供使用。由于其余結(jié)構(gòu)部段均僅投產(chǎn)了一套飛行件，因此重點(diǎn)分析動力艙各結(jié)構(gòu)參數(shù)、懸掛貯箱加注量對航天器整體模態(tài)、頻響特性的影響，由此確定試驗(yàn)件技術(shù)狀態(tài)。

本文航天器有限元模型在MSC.Pastran軟件中建立，見圖3。其中有效載荷模型為研制單位提供的詳細(xì)有限元模型，并保證其質(zhì)量、質(zhì)心高度、固支頻率等與實(shí)測值滿足一定偏差要求。航天器各結(jié)構(gòu)部段有限元模型依據(jù)結(jié)構(gòu)詳細(xì)設(shè)計(jì)圖紙建立，蒙皮、端框、復(fù)合材料面板等采用殼單元（Tria3、Quad4）模擬，桁條、口框、桿系等利用梁單元（Bar2）模擬，儀器設(shè)備利用集中質(zhì)量點(diǎn)單元模擬。

利用此模型對貯箱滿加注狀態(tài)（加注量1600 kg）、未加注狀態(tài)（0 kg）分別進(jìn)行模態(tài)、頻響計(jì)算，其中頻響計(jì)算采用模態(tài)法，模態(tài)阻尼取0.015，計(jì)算結(jié)果見表1、圖4。表中TX～TZ分別代表三個平動方向的模態(tài)有效質(zhì)量，X方向?yàn)檠丶w軸向，Y、Z方向?yàn)榇怪奔w方向。由表1可知貯箱內(nèi)加注量對整體一階橫向頻率影響低于1%，但對懸掛貯箱縱向局部頻率、載荷2界面響應(yīng)峰值有明顯影響，因此試驗(yàn)中貯箱內(nèi)必須加注推進(jìn)劑模擬液?？紤]到如果直接對飛行件貯箱加注模擬液會污染貯箱及管路，難以清理，因此借用相近航天器動力艙試驗(yàn)件1中貯箱進(jìn)行加注后參加本次試驗(yàn)。

表1 不同加注狀態(tài)航天器模態(tài)頻率、有效質(zhì)量對比Table 1 Comparison of the modal frequencies and effective masses of the SV with different tank loadings

參考以上方式，分別進(jìn)行動力艙主承力結(jié)構(gòu)各特征參數(shù)（包括復(fù)合材料面板鋪層方式、前后端框厚度、殼體桁條截面及數(shù)量等）對航天器固支頻率、模態(tài)有效質(zhì)量、各載荷界面及儀器設(shè)備響應(yīng)對比計(jì)算，獲取其中的敏感因素，見圖5，可知復(fù)合材料面板鋪層方式、殼體桁條截面積及安裝數(shù)量為影響航天器整器動力學(xué)特性的敏感因素。

3.2.2 確定參試產(chǎn)品技術(shù)狀態(tài)

根據(jù)以上分析，參試產(chǎn)品技術(shù)狀態(tài)為：借用相近航天器動力艙試驗(yàn)件中與本次飛行任務(wù)復(fù)合材料面板鋪層一致（鋪層2＃）的殼體，并將桁條由1＆狀態(tài)調(diào)整至2＆狀態(tài)，貯箱來自于動力艙試驗(yàn)件1并加注推進(jìn)劑模擬液，其余新研部段均使用飛行件，詳見圖6。

3.3 試驗(yàn)控制情況

3.3.1 試驗(yàn)條件

以Y向試驗(yàn)為例，圖7給出航天器界面耦合分析結(jié)果與試驗(yàn)條件對比，可見整器驗(yàn)收試驗(yàn)條件能夠包絡(luò)界面載荷耦合分析值，鑒定條件量級為驗(yàn)收條件的1.5倍。

3.3.2 試驗(yàn)預(yù)示情況

計(jì)算給出航天器界面輸入量級為0.05g、頻率范圍為5～100 Hz計(jì)算工況下各結(jié)構(gòu)部段動態(tài)力，其中筒段下端面動態(tài)力預(yù)示值見表2。

表2 筒段下端面動態(tài)力預(yù)示值（Y向0.05g）Table 2 The predicted dynamic forces on cabin end face under Y 0.05g vibration load

3.3.3 航天器主頻處界面輸入控制情況

通過靜力計(jì)算可獲取筒段下端面在設(shè)計(jì)載荷下的剩余強(qiáng)度系數(shù)，見表3，將其與表2結(jié)合后可遞推出該截面在Y向0.05g試驗(yàn)工況下剩余強(qiáng)度系數(shù)：在一階主頻處為1.1，二階主頻處為6.6。以上數(shù)值均為理論計(jì)算值，將航天器界面力理論預(yù)示值與振動臺電流電壓推算值相除可以得到修正因子，一階主頻、二階主頻處理論預(yù)示值／電流電壓推算值分別為1.33、1.39，則修正后筒段下端面在航天器一階主頻、二階主頻處剩余強(qiáng)度系數(shù)分別為1.1×1.33＝1.46、6.6×1.39＝9.17。利用以上方法對航天器各結(jié)構(gòu)部段分別進(jìn)行計(jì)算、統(tǒng)計(jì)后可以得到航天器整器在0.05g試驗(yàn)工況下最小剩余強(qiáng)度系數(shù)，其余各量級試驗(yàn)均可通過其試驗(yàn)量級與0.05的線性比值進(jìn)行遞推。

表3 筒段下端面剩余強(qiáng)度系數(shù)統(tǒng)計(jì)（Y向0.05g）Table 3 The strength safety margin of the cabin end face under Y 0.05g vibration load

3.3.4 儀器設(shè)備局部頻率處界面輸入控制情況

Y向0.01g試驗(yàn)中，懸掛氣瓶測點(diǎn)Y向加速度響應(yīng)峰值出現(xiàn)在83.5 Hz，響應(yīng)值為0.053g，而其單機(jī)鑒定試驗(yàn)條件在60～100 Hz頻段為1.2g，則預(yù)計(jì)鑒定量級試驗(yàn)中響應(yīng)限幅后航天器界面輸入在83.5 Hz頻點(diǎn)處為0.01g×1.2／0.053＝0.226g，以上計(jì)算方法對各試驗(yàn)量級儀器設(shè)備局部頻率處界面輸入控制均適用。

3.3.5 試驗(yàn)實(shí)施情況

以上計(jì)算均未考慮隨試驗(yàn)輸入量級增大，阻尼非線性變化情況。實(shí)際整器振動試驗(yàn)中，分別完成了0.01g、0.05g、0.10g、0.25g四個量級試驗(yàn)，其中0.01g量級限值條件依據(jù)試驗(yàn)預(yù)示結(jié)果給出，限值設(shè)置值均高于預(yù)示值，目的是消除未預(yù)期的振動放大對試驗(yàn)產(chǎn)品帶來風(fēng)險(xiǎn)；其余試驗(yàn)工況均參考上一個較低量級試驗(yàn)工況響應(yīng)情況、阻尼非線性設(shè)置限值條件，對航天器界面輸入進(jìn)行控制。整器最高完成的試驗(yàn)量級為0.25g，限值條件參考主結(jié)構(gòu)受力情況、重要儀器設(shè)備單機(jī)試驗(yàn)條件制定，且留有一定余量，保證試驗(yàn)后各結(jié)構(gòu)部段仍可用于飛行任務(wù)。另外，推算出航天器能承受的鑒定級試驗(yàn)控制曲線，為后續(xù)整器力學(xué)環(huán)境適應(yīng)性評估提供依據(jù)，見圖8。

4 結(jié)論

本文提出一種成本約束下的大型航天器力學(xué)試驗(yàn)方案設(shè)計(jì)方法，成功應(yīng)用于長征七號運(yùn)載火箭首飛載荷研制。

通過各參數(shù)對整器動力學(xué)特性靈敏度分析可知貯箱加注量、復(fù)合材料面板鋪層方式、殼體桁條截面積及安裝數(shù)量為敏感因素，由此給出借用相近航天器動力艙試驗(yàn)件進(jìn)行桁條更改，貯箱加注推進(jìn)劑模擬液，其余新研結(jié)構(gòu)部段均采用正式飛行件的試驗(yàn)方案。

試驗(yàn)中通過振動臺電流電壓推算值對各結(jié)構(gòu)部段在振動試驗(yàn)工況下動態(tài)力預(yù)示值進(jìn)行修正，達(dá)到對航天器主頻處界面輸入進(jìn)行控制的目的；根據(jù)懸掛氣瓶等儀器設(shè)備在特征量級試驗(yàn)中峰值響應(yīng)，結(jié)合其單機(jī)鑒定試驗(yàn)量級，對儀器設(shè)備局部頻率處界面輸入進(jìn)行約束。通過以上方式，降低了結(jié)構(gòu)產(chǎn)品過試驗(yàn)風(fēng)險(xiǎn)，試驗(yàn)后各結(jié)構(gòu)產(chǎn)品參加首飛飛行獲得成功。

（References）

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Vibration Test Design for Large Space Vehicle with Cost Constraint

ZHANG Xinyu1，LIU Xin1，LIU Jiawen2，LIN Hong1，GUO Yuan1，PENG Huilian1，HE Yuanjun3
（1.Beijing Institute of Aerospace Systems Engineering，Beijing 100076，China；2.China Academy of Launch Vehicle Technology，Beijing 100076，China；3.China Manned Space Agency，Beijing 100083，China）

The requirement on the mechanical environment adaptability design of a large space vehicle（SV）is quite strict.The influences on the mode shapes and the frequency response characteristic of the SV by the tank loading and the structural parameters were analyzed for scheme design of the low-frequency vibration test of the complete SV.The technical status of the vibration test products was constructed to simulate the main dynamic characteristics of the SV in real flight，thus the structure cabins production expenses were saved.To reduce the over test on the structure flight products，the SV vibration input was controlled with the dynamic forces near the main frequencies and the single equipment acceleration responses near the equipment local branch frequencies.Except the power cabin，only a single set of structure products was manufactured.After vibration test，they were used in the real space flight and performed successfully.

space vehicle；low-frequency vibration test；structure dynamic load；single equipment acceleration response

V412；V423

A

1674-5825（2017）06-0731-06

2017-02-20；

2017-08-24

張新宇，男，博士，工程師，研究方向?yàn)榭臻g運(yùn)載器載荷與力學(xué)環(huán)境設(shè)計(jì)。E-mail：univerchang＠hotmail.com

（責(zé)任編輯：龍晉偉）