在航空航天領(lǐng)域，撥動開關(guān)作為關(guān)鍵執(zhí)行部件，其動態(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、溫度循環(huán)及高頻操作，對開關(guān)的力學(xué)性能提出嚴苛要求。

動態(tài)力學(xué)響應(yīng)分析需結(jié)合多體動力學(xué)與結(jié)構(gòu)力學(xué)耦合仿真。以某型衛(wèi)星撥動開關(guān)為例，通過有限元建模細化撥動臂、觸點等關(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動。在模擬發(fā)射段振動工況時，發(fā)現(xiàn)開關(guān)一階固有頻率與火箭振動頻段存在耦合風(fēng)險，通過增設(shè)加強筋并優(yōu)化基座壁厚，將固有頻率提升至610Hz，避開干擾頻段，振動測試后觸點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)動機控制系統(tǒng)中，撥動開關(guān)需承受起落循環(huán)導(dǎo)致的低周應(yīng)力應(yīng)變與氣動振動引發(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數(shù)據(jù)，通過修正系數(shù)預(yù)測熱機耦合下的疲勞壽命。某型渦輪葉片模擬件試驗表明，同相位熱機械疲勞壽命較等溫疲勞縮短60%，需在設(shè)計中預(yù)留3倍安全系數(shù)。

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