在航空航天領(lǐng)域，撥動(dòng)開關(guān)作為關(guān)鍵執(zhí)行部件，其動(dòng)態(tài)力學(xué)響應(yīng)與疲勞壽命直接影響設(shè)備可靠性。極端環(huán)境下的振動(dòng)、溫度循環(huán)及高頻操作，對開關(guān)的力學(xué)性能提出嚴(yán)苛要求。

動(dòng)態(tài)力學(xué)響應(yīng)分析需結(jié)合多體動(dòng)力學(xué)與結(jié)構(gòu)力學(xué)耦合仿真。以某型衛(wèi)星撥動(dòng)開關(guān)為例，通過有限元建模細(xì)化撥動(dòng)臂、觸點(diǎn)等關(guān)鍵組件，設(shè)置材料非線性參數(shù)，并引入摩擦接觸算法模擬組件間相對運(yùn)動(dòng)。在模擬發(fā)射段振動(dòng)工況時(shí)，發(fā)現(xiàn)開關(guān)一階固有頻率與火箭振動(dòng)頻段存在耦合風(fēng)險(xiǎn)，通過增設(shè)加強(qiáng)筋并優(yōu)化基座壁厚，將固有頻率提升至610Hz，避開干擾頻段，振動(dòng)測試后觸點(diǎn)接觸電阻變化率小于3%。

疲勞壽命評估需覆蓋高周疲勞與低周疲勞復(fù)合失效模式。航空發(fā)動(dòng)機(jī)控制系統(tǒng)中，撥動(dòng)開關(guān)需承受起落循環(huán)導(dǎo)致的低周應(yīng)力應(yīng)變與氣動(dòng)振動(dòng)引發(fā)的高周疲勞。采用局部應(yīng)力應(yīng)變法，結(jié)合高溫等溫疲勞試驗(yàn)數(shù)據(jù)，通過修正系數(shù)預(yù)測熱機(jī)耦合下的疲勞壽命。某型渦輪葉片模擬件試驗(yàn)表明，同相位熱機(jī)械疲勞壽命較等溫疲勞縮短60%，需在設(shè)計(jì)中預(yù)留3倍安全系數(shù)。

未來，數(shù)字孿生技術(shù)將實(shí)現(xiàn)開關(guān)全生命周期動(dòng)態(tài)響應(yīng)的實(shí)時(shí)監(jiān)測，結(jié)合機(jī)器學(xué)習(xí)優(yōu)化測試參數(shù)，推動(dòng)航空航天撥動(dòng)開關(guān)向高可靠、長壽命方向發(fā)展。