张鹏飞，丁镇军，胡亚冰，陈贵龄，苏华昌

（北京强度环境研究所，北京，100076）

0 引 言

角振动传递特性试验技术源自捷联式惯组在火箭中的应用需求而建立的，并在火箭型号的研制过程中不断发展完善，已经成为火箭控制系统设计中一项重要试验，试验获取的角振动传递特性是保证姿控系统设计稳定性的重要参数[1,2]。

在目前的火箭传递特性分析中，全箭动特性计算采用等效梁模型，箭体各个截面处的振型及振型斜率为沿箭体轴线位置处数值[3]，对于惯组而言，其安装位置处的局部特性未反映在全箭模态之中。因此，为了合理建立惯性元件的数学模型，保证控制系统设计的安全可靠性，必须通过试验获取惯组小系统对箭体指定截面的角振动传递特性[4]。

传统的角振动传递特性试验中，采用基础角运动激励的方式，激励面选在角振动传递特性计算的参考面，并通过角振动试验系统保证激励输入为纯的角运动。当由于结构设计的原因，激励点不能选在参考平面，或由于加载设备原因不能保证输入纯角运动时，传统的试验和数据处理方法存在较大的误差[5]。这种情况下，必须改进试验方法，采用考虑线角耦合的试验和分析方法。

本文介绍了基于线角耦合分析的角振动传递特性试验原理，将该方法和传统的转角直接相比法进行对比，并通过梁模型算例对理论进行验证。将该方法应用在了火箭仪器舱惯组支架角振动传递特性试验中，对不同试验方法得到的角振动传递特性进行了对比。……