孙卫青，程 伟

(北京航空航天大学 航空科学与工程学院，北京 100191)

近年来，航天器的微振动问题已经引起越来越多的关注。微振动是由各种扰振源(如动量轮，控制力矩陀螺和太阳能帆板作动器)所激励引起，而后通过航天器的结构传递到成像或指向装置，导致精度降低。微振动的能量分布在1kHz左右的较宽的频率范围内，可能会激发起航天器上某些结构件的弹性体模态，而且这种宽频的振动又无法通过姿态调整系统或轨道控制系统来进行抑制。

对于微振动的控制有两种途径。一方面，国内外有很多学者在研究通过设计无源或有源隔振器来最小化扰振源作用到结构上的载荷。而另一方面，可以通过优化航天器结构，并采用具有高刚度/质量比的材料(例如目前广泛使用的蜂窝夹层板)，从而降低传递到最终目标点的振动。

对于蜂窝夹层板结构的动力学特性研究，早在20世纪80年代，基于Mindlin板壳理论，曾经开发出了一些夹层板弯曲振动的理论方法[1-4]。而自20世纪90年代以来，有限元(FE)方法开始广泛应用于结构动力学仿真[5-13]。无论采用何种夹层板结构的动力学分析方法，要想获取准确的分析结果，都首先要保证表层及特别是芯层结构的材料参数是精确的。在上述的一些研究工作中，芯层的材料参数往往都是通过实验测定的。然而，对于一些软芯材料(如蜂窝芯)，因为在实验中往往需要通过特别的夹紧装置对其进行固定，因而想要准确地获取其材料参数尤其是面外剪切模量的难度较大。……