北京强度环境研究所完成CZ-2F火箭POGO振动研究

在载人航天的运载火箭第五次飞行中,宇航员报告在一级火箭飞行末秒产生比较强烈的振动。北京强度环境研究所承担了该问题的研究工作。课题组根据飞行振动、输送管路脉动压力的遥测数据分析,认为这种振动的主要原因是产生了液体火箭的燃料输送系统和火箭结构系统动力学耦合的全箭POGO振动。为了证明POGO振动成因,进行了模拟介质和真实介质的输送管路脉动特性试验、全箭纵向模态试验,开展了管路特性计算分析和全箭POGO稳定性分析工作,证明了实际飞行时POG0振动的机理。     

液体火箭POGO振动时域分析方法研究

建立了液体火箭的动力学方程,将其化为具有初值问题的微分方程进行求解,以实现POGO振动特性的时域仿真,在微分方程的数值求解的基础上,获得液体火箭POGO振动的动态响应特性。根据液体火箭POGO振动主要参数,如结构特征点处的加速度,泵入口处的压力脉动等的时间历程的收敛或发散情况及飞行特征秒,来判断POGO振动是否发生或发生的时间。     

大型捆绑火箭振动试验液体取代与支承影响修正方法

在大型捆绑火箭振动中，液体取代和支承边界影响作为结构质量和刚度的变化，对火箭振动特性有重要影响。本文采用有限元再分析法，矩阵摄动法和拓广灵敏度法，对模态试验数据进行了合理修正，并获得了满意的修正结果。研究表明，在秒状态足够多的情况下，用最小二乘曲线拟合技术修正振型斜率也是可行的。     

捆绑液体火箭跷振(POGO)稳定性分析

本文提出捆绑液体火箭跷振（POGO）稳定性分析模型，简述近似方法，指出影响跷振的重要参数，给出了算例与结论。     

POGO振动研究的一种新建模方法

现有分析运载火箭POGO振动（纵向耦合振动）的模型有两种,即传递矩阵模型和Rubin提出的状态方程模型。考虑到这两种模型的不足之处,从分布参数描述的偏微分方程出发,采用分离系数法,得到形式简单的微分方程,并应用分段三次Hermite插值得到了新的管路模型。将新管路模型应用于系统,通过对三种模型计算得到的管路频率的比较,验证了新得到的形式简单的管路模型,有较好的精度。     

液体火箭Pogo振动蓄压器非线性仿真研究

本文针对液体火箭推进系统中的Pogo振动现象提出了一种非线性的仿真方法。传统的线性管路模型可以用来进行Pogo振动的稳定性分析;但直接用于振动过程的仿真时,却与实际发生的振动现象差别较大。这些稳定性分析方法中,蓄压器元件采用的是在工作状态附近线性化的模型,而本文从蓄压器中工作气体状态方程出发,建立蓄压器的非线性模型,并对管路和箭体结构耦合系统的状态方程进行了时域仿真。仿真结果表明非线性模型不仅可以反映出系统每个时刻的稳定性,而且可以再现Pogo振动失稳时发散和收敛的过程,特别是失稳时蓄压器处压力脉动变化的非对称特点。这些都非常符合Pogo振动的观察结果。     

结构和推进系统耦合不稳定(Pogo)的预防——NASA运载火箭设计规范

由于飞行器结构与推进系统相互作用,很多液体火箭经受了不稳定纵向振动.此振动主要在运载火箭第一级液体助推器工作期间,以弹体一阶纵向振型的形式出现.根据共形态给它取了个绰号“Pogo”(高跷).典型的不稳定效应的一般表示如图1所示。振动自动地开始、增大、然后消失,经历时间一般10～40秒。振动频率与一阶结构频率相同,它     

跷振(POGO)稳定性算法与估计

本文扼要介绍跷振(POGO)不稳定性机理,用矩阵法求解闭环、开环特征方程和开环传递函数的过程及判别跷振稳定性的方法。     

拓广灵敏度法在取代研究当中的应用

为了解决结构物理参数的变化导致的模态参数变化的问题,模态参数修改的方法在工程中得到了广泛的应用。本文在现有的灵敏度法和矩阵摄动、法的基础上,改进了模态参数修改的一般的灵敏度方法,提出一种拓广的灵敏度算法,该法的特点是采用正交性条件修正试验振型,然后用四阶Runge-Kutta法求解,以弹簧质量系统和液体火箭为例,证明了拓广灵敏度法是一种非常有效的方法,本法用于火箭液体取代研究取得了令人满意的结果。     

中国宇航学会液体运载火箭纵向耦合振动学术交流会

中国宇航学会液体运载火箭纵向耦合振动学术交流会于1984年10月25日至31日在上海市黄山茶林场举行。参加会议的有21个单位的63位代表,共提出论文48篇,其中结构振动研究与试验方面的论文12篇,管路系统动力学特性研究与试验方面的论文20篇,纵向耦合振动稳定性分析方面的论文10篇,动态测量方面的论文5篇,科学管理论文1篇。这些论文都在大会或分组会上宣读,并进行了简短的讨论。这些论文密切结合型号,大都是实际工作中提炼     

钝锥动态转捩风洞试验

钝锥飞行器俯仰振动时，非对称边界层转捩区前后移动相对于俯仰角运动的滞后将产生显著的非定常气动效应，导致飞行器俯仰动稳定性降低，严重时甚至会导致运动失稳。将基于气浮轴承的动态试验技术与转捩红外测量技术相结合，建立了钝锥动态转捩风洞试验技术。该技术采用气浮轴承提供俯仰运动自由且阻尼极低的支撑环境，采用红外热像仪实时测量飞行器表面整体转捩状态。开展了9°钝锥标模动态转捩试验，研究模型绕俯仰轴转动时边界层转捩区前后移动的非定常气动作用与飞行器运动的耦合效应。测量试验观察到了动态转捩试验迎角振荡现象，并发现了转捩区前后移动相对于迎角振荡的滞后现象，获得了转捩滞后时间。     

超声速气流中液体横向射流空间振荡分布建模

针对超声速气流中液体横向射流的空间振荡分布特性开展试验研究，建立射流/喷雾在纵向和三维空间内的振荡分布预测模型。试验在Ma2.1下吹式风洞中进行，采用脉冲激光背景成像方法和基于PIV原理的倾斜成像方法分别捕捉纵向和不同横截面上的喷雾瞬态分布结构，涉及的研究参数及其变化范围包括:超声速来流总压（642~1010kPa）、液体喷孔直径（0.48~2.07mm）、距离喷孔的流向距离（10~125mm）以及液气动量比（0.11~10）。通过研究，提出并定义一种用于定量描述射流/喷雾空间振荡分布的无量纲参数——喷雾分数（γ），基于喷雾分数开展了纵向喷雾振荡分布研究，建立了纵向边界带模型，并开展了模型准确性验证。研究并发现了横截面上喷雾振荡分布呈"Ω"型，提出spray body和spray foot的分区概念，构造egg-shape曲线对spray body区域的喷雾分数等值线进行拟合，建立了egg-shape曲线方程中6个关键系数的系数模型，进而建立了超声速气流中液体横向射流空间振荡分布预测模型。     

飞行器纵向阻尼动导数直接测量实验研究

介绍了新研制的“FL-8风洞大幅升沉和俯仰耦合振荡实验系统”及采用该系统产生纯俯仰运动测量飞行器纵向阻尼动导数的试验技术，给出了部分试验结果。实验结果表明，阻尼导数和时差导数在中、大迎角时存在明显的非线性耦合，采用纯俯仰运动直接测量的阻尼导数在整个迎角范围内都是合理的。     

运输飞机非常态俯仰振荡分析

对某运输飞机在大襟翼偏度下的非常态俯仰振荡原因进行了分析。研究结果表明,该运输飞机在大襟翼偏度下飞行时因平尾受机翼的强下洗作用导致平尾下翼面发生局部分离,该分离未达到失速分离,从而引起飞机非常态的俯仰振荡。分离的主要原因是机身与平尾融合处抗流场逆压梯度能力下降,导致在大襟翼偏度飞行时出现局部分离,使得飞机出现纵向非常态俯仰振荡。该结论在风洞试验及该运输飞机试飞中得到验证。     

高压输电网设计中的二阶非线性方程的次谐波分枝

本文用Melnikov方法研究高压输电网设计中提出的非线性二阶受迫振动方程的次谐波分枝,分析了系统可能出现次谐解的条件和参数区域,以此为工程应用提供参考。     

单喷嘴模型发动机纵向高频燃烧不稳定性实验分析

为掌握喷嘴缩进长度和燃烧室长度对气氧/煤油火箭发动机高频燃烧不稳定性的影响规律，设计并开展了单喷嘴模型发动机燃烧实验。实验选用了气液同轴离心式单喷嘴，采用中心供应氧气，液体煤油经切向孔沿轴向旋转进入喷嘴的形式，为测试燃烧稳定性，燃烧室和喷嘴缩进的长度分别作为实验变量，利用高频压力传感器采集数据，基于压力信号对实验结果，尤其是呈现的纵向高频燃烧不稳定性现象进行了细致地研究。结果表明:在本文研究条件下，随着缩进长度的增加，对纵向高频燃烧不稳定性产生阻尼作用，但不会消除纵向高频燃烧不稳定。燃烧室的长度在516和356mm之间存在某个值，使得喷嘴缩进长度对燃烧稳定性影响可以忽略。随着燃烧室长度的增加，一阶纵向声学频率逐渐减小，而幅值逐渐增强。出现这些现象的原因是燃烧过程压力振荡与声波存在相位差。此外，燃烧室长度对纵向高频燃烧不稳定性的影响比缩进长度更明显。     

低速风洞绳牵引并联机器人支撑系统的模型姿态与振荡控制研究

介绍了基于机器人技术的绳牵引并联机构的特点;设计并建造了适用于低速风洞试验的八绳六自由度绳牵引并联支撑机构样机(WDPSS-8),给出其具体的结构参数,分析了该机构的特点及可行性;建立了该系统的运动学位姿逆解模型和静力学模型,完成了运动学逆解的推导,得到已知缩比模型位姿求绳长变化的公式;搭建了相应的绳牵引并联机构的控制实验平台,在此基础上进行了静力学工作空间的分析,通过 Matlab 编程仿真得到了缩比模型在主位姿处3个姿态角的工作空间;并在此实验平台上进行了缩比模型的三转动自由度姿态变化运动控制,实现了缩比模型运动到指定角度的控制;在此基础上按指定振幅和频率进行了三转动单自由度振荡的运动控制;对运动控制试验结果进行了初步的误差分析.     

桥式驱动功率MOSFET的电磁干扰与抑制

为解决功率MOSFET因栅极驱动信号振荡产生的过热损坏问题，从MOSFET的模型入手，给出了考虑驱动电路各寄生参数的半桥逆变电路等效模型．深入分析了栅极振荡的产生机理，推导了各参数与振荡之间的关系表达式，绘制了以各参数为自变量的振荡三维时域暂态关系曲线，并以此为依据进行参数优化设计，通过增加MOSFET开通时间，最大程度地抑制振荡。理论分析和实验结果表明，改进后的驱动电路简单、实用，实现了系统的安全稳定运行。     

航姿系统内阻尼的模糊自适应滤波算法

平台式惯性航姿系统的内阻尼算法通过阻尼网络将自身的速度信息加到系统中,达到提高姿态精度的目的.本文将该思想引入到捷联式惯性航姿系统中,在系统加速度较小时,利用加速度计的输出估计系统姿态角,通过卡尔曼滤波的形式补偿姿态误差.由于内阻尼算法只有在系统加速度较小的情况下才能使用,本文设计了模糊自适应控制器,根据三轴加速度计的输出进行自适应判断内阻尼算法是否可用,调整内阻尼卡尔曼滤波器的量测误差方差阵,从而避免了滤波器的发散.仿真和实验表明,内阻尼的模糊自适应算法可明显抑制舒勒周期振荡和傅科周期振荡,避免了系统姿态漂移,有效提高了捷联惯性航姿系统的精度.     

冲击作用下薄壁结构动态响应的一种计算方法

针对有内部弹性约束的内置式旋成壳体弹性结构系统,按照舱段法构成了其线性动态模型。完成了在冲击载荷作用下结构中出现的过载与内力计算,指出了通过利用隐形离散算子的振动方程,直接积分法有效使用的可能性。