基于梁模型的火箭纵横扭一体化建模技术

针对以往火箭纵向和横向采用不同的结构动力学分析模型,无法反映捆绑式火箭纵向 与横向、纵向与扭转模态耦合问题,采用助推器捆绑结构局部空间建模技术和液体推进剂耦 合质量方法,模拟捆绑连接刚度和推进剂在纵向、横向和扭转特性中的不同作用效果。该技 术拓宽了梁模型的适应范围,实现了基于梁模型的火箭纵横扭一体化建模,为研究模态密集 、纵横扭耦合严重的捆绑火箭动力学问题提供了有效手段。
     

大型捆绑火箭模态纵向分量对姿控系统的影响分析

针对助推段固体捆绑火箭纵-横-扭强耦合的模态特征,在小变形假设下推导了某型 固 体捆绑火箭姿态动力学模型,系统分析了模态纵向分量对箭体姿态运动和弹性变形的影响。 研究表明,模态纵向分量对箭体姿态运动影响较小,但会加大速率陀螺特别是滚动通道速率 陀螺输出信号的高频抖振,这一现象是捆绑火箭因助推器的存在所固有的。模态纵向分量容 易和部分“呼吸”模态和扭转模态发生耦合,但对横向弯曲模态基本无影响。〖JP〗     

模态分析在液体晃动等效力学模型建模中的应用

针对传统方法在液体晃动等效力学模型建模中通用性差的缺点,提出了一种对弹性体有限元进行模态分析实现解算液体晃动特征问题的方法。推导了液体晃动力和力矩与有限元模态分析结果间的关系,建立了液体在横向激励作用下晃动的等效力学模型。以椭球底柱形贮箱为例,给出了不同充液深度时液体晃动频率、晃动质量和晃动质心位置的变化。结果表明:计算值与实验数据吻合较好,验证了方法的有效性与正确性。     

火箭三级无动力飞行段晃动的一种建模方法

对某运载火箭三级无动力飞行段晃动不稳定和姿态超差现象进行了分析。采用等效弹簧-质量晃动模型,基于牛顿-欧拉法建立了一种新的液体晃动方程,表明液体晃动与重力无关。对基于包含新的液体晃动方程的姿态动力学模型设计、仿真和飞行试验的结果表明:该晃动方程正确,可解决工程应用中的晃动不稳定和姿态超差问题。     

ULE?叠层反射镜二维等效建模方法研究

ULE~?叠层反射镜是实现大口径、低面密度、高刚度空间反射镜的有效途径。为提高ULE~?叠层反射镜设计效率,文章基于蜂窝夹芯结构均质板等效理论,推导了叠层反射镜二维等效模型建模方法,利用有限元法计算二维等效模型自由模态频率,对比详细模型计算结果,验证等效模型计算精度,并结合设计实例验证该二维等效模型在叠层反射镜优化设计中的有效性。分析结果表明,叠层反射镜面密度大于40kg/m~2时,二维等效模型模态频率计算误差优于4%,满足优化设计精度要求。文章提出的叠层反射镜二维等效建模方法大幅缩减叠层反射镜有限元模型规模,实现叠层反射镜有限元模型高度参数化,有效提高了叠层反射镜设计效率。     

运载火箭摇摆发动机与全箭动力学特性耦合关系研究

针对运载火箭“摆动发动机-伺服回路”负载频率低,可能影响全箭弹性模态稳定性的问题,首先建立了包含“发动机-伺服回路”动力学模型的全箭动力学模型,分析了“发动机－伺服回路”负载频率对伺服机构传递函数和控制系统开环传递函数特性的影响,指出了“发动机－伺服回路”负载频率与箭体弹性模态之间的动力学耦合关系,给出了保证弹性模态稳定的谐振频率判据,最后计算了保证全箭弹性模态稳定的负载频率边界值,并通过仿真算例验证了结果的正确性。研究结果表明,“发动机－伺服回路”局部的负载频率通过惯性负载力矩作用与全箭弹性模态形成耦合,当负载频率位于上、下边界值范围之内时就会导致某些弹性模态不稳定,因此在实际工程中应对负载频率进行限制,以保证运载火箭的飞行安全。
     

固液捆绑火箭星箭耦合分析技术研究

新一代中型固液捆绑火箭频率低、模态密、全箭动力学特性复杂,助推与芯级之间的力的传递特性在纵横扭方向存在耦合,传统纵横向分离的星箭耦合分析方法无法准确预示星箭界面力学环境。本文针对固液捆绑火箭的特点,建立了星箭耦合系统纵横扭一体化有限元模型;根据火箭飞行特定设计工况建立具有时变飞行特征的外力函数,对火箭特征工况进行了瞬态响应分析;通过子结构内力恢复对固液捆绑火箭的星箭界面力学环境进行了准确预示,具有较高的工程应用价值。     

悬挂工装对运载火箭模态试验影响分析

为分析悬挂工装对运载火箭模态影响,通过系统能量泛函建立了悬挂梁系统的振动方程和边界条件,得到了系统固有频率特征方程,并证明自由-自由边界模型是其蜕化情况。通过数值求解特征方程,得到了系统频率和振型相对于悬挂工装的长度、密度变化的规律。采用此方法解释了某型火箭模态试验出现的多组一阶横向模态现象。     

单翼大挠性航天器全局模态动力学建模及试验

针对小中心刚体-单侧大挠性结构构型的航天器，通过定义广义全局模态振型，提出一种全局模态动力学模型。采用统一形式描述整体刚体运动和整体挠性变形，基于哈密顿原理推导了全局模态动力学方程，结合瑞利瑞兹法推导了非约束模态频率和模态振型的计算方法。通过仿真和试验校验了全局模态动力学模型的准确性。与有限元模型对比，分析了非约束模态频率随着刚柔质量比和惯量比的变化情况，第一阶模态频率的最大误差为0.003 Hz，说明全局模态动力学模型能够比较准确地描述非约束模态频率；理论模型能够比较准确地描述动态响应，端部横向位移的最大误差为2.6%；基于气浮平台构建了试验系统，理论模型、有限元仿真和物理试验结果均比较接近，说明理论模型准确描述了非约束模态频率随刚柔耦合特性变化的规律。     

弹性体运载火箭建模及控制器设计

考虑运载火箭飞行过程中的弹性振动特性,对运载火箭进行全量动力学建模以及控制器设计。首先将运载火箭考虑为一维梁模型并建立全量动力学模型,分别引入自适应滤波姿态控制算法和H_2范数鲁棒增益调度控制算法设计控制器。仿真结果表明:在考虑舵机非线性情况下两种控制方法均能够满足精度要求,在具有较大外部扰动情况下,鲁棒增益调度控制算法相较于自适应滤波算法具有较强的鲁棒性。     

基于ARMA时序分析的液体火箭发动机模态参数辨识方法

在液体火箭发动机模态参数辨识领域,频域法仍是模态分析的主流方法.但是该方法存在若干不足,如功率泄露、频率混叠、离线分析等,而且需增加复杂的激振设备.本文将基于时域识别的ARMA时序分析法应用到该领域,计算获得了较为精确的模态参数,并且还进行了液体火箭发动机结构非线性影响检测.该方法提高了计算效率,拓展了液体火箭发动机的参数辨识范围,为发动机在工作环境下的结构参数辨识奠定了基础.     

模态综合法在航天器动力学仿真中的精度分析

模态综合法可有效解决在传统航天器动力学仿真中出现的整器模型过大、各分系统模型难以对接的问题。为探究主模态截断对固定界面模态综合法精度的影响,文章以串联卫星模型为例,分别利用频率截断法、有效模态质量截断法和势能判据截断法对各子结构进行主模态截断,并对比截断后计算所得综合系统和整星有限元系统的模态特性和动力学响应特性,分析两者间误差大小。结论表明,在低阶频率范围内,频率截断法的截断效率高于其他两种方法,而势能判据截断法的理论依据充足,在高阶频率范围也有很高精度。在实际工程应用中,可根据文章的分析结果,结合具体需求选择合适的主模态截断方法进行模态综合。     

基于多测点数据的火箭飞行模态参数识别方法

目前基于多个测点数据的火箭飞行模态参数识别,一般是通过每个测点数据单独处理的方式来进行的,在工程应用中可能存在识别精度不足、计算量偏大的问题。针对该问题,提出了整体ARMA模型时序分析法,同时采用全部测点测试数据,对火箭的飞行过程中的固有频率和阻尼比进行了计算和识别。通过某火箭飞行试验实测的3个测点的振动数据,经过重采样、滤波、互相关等处理后,采用以上方法,整体计算并识别了火箭结构横向模态参数并进行了分析。结果表明,该方法能够辨识出火箭结构的横向模态参数,而且相较传统方法可有效减小计算量,且具有每阶模态对应的固有频率和阻尼比唯一的特点。     

基于三维有限元的火箭模态振型斜率预示方法研究

振型斜率火箭是姿控系统设计的重要参数,对飞行任务的可靠性与安全性有着至关重要的作用。依据全箭动特性的测量原理及参数定义,结合三维有限元建模方法和模型修正技术,全面考虑了速率陀螺、惯组安装位置处的局部刚度对振型和振型斜率的影响,建立了基于局部细节精细化建模的全箭模态振型斜率预示方法,并总结了3种不同的振型斜率提取方法,提高了振型斜率的预示精度。同时提供了三维模型振型一维化的方法,解决了使用三维有限元模型计算弹性运动方程式系数的难题。     

水平横向激励圆柱贮箱中液体的非平面运动

利用多维模态理论分析了受水平横向激励圆柱贮箱中液体的非线性晃动问题。首先求出描述液体非线性晃动的模态系统的稳态周期解,然后应用Floquet\|Lyapunov方法研究了周期解的稳定性,从而可以从理论上找到液体发生非平面的“旋转”运动时的频率范围。最后通过对液体晃动力的计算,发现其具有明显的“旋转”特征,可用于指导工程实际。     

应用伪谱法的运载火箭在线制导方法研究

研究Gauss伪谱法(GPM)在液体运载火箭抛罩结束到入轨飞行段制导律设计中的应用性。在每一个制导周期内,采用高效高精度数值轨迹优化方法计算当前制导周期内的制导律。通过合理选择非线性规划问题的基点数量和制导周期,节省制导方法计算时间。将基于伪谱法的制导方法与运载火箭中使用的迭代制导方法进行对比,在保证同等入轨精度的条件下,该方法对于复杂约束问题处理方法更为便捷,满足在线制导的需求。同时仿真表明,该方法能够有效应对各种偏差,是比较接近工程应用的一种方法。     

考虑舱段连接结构非线性的运载火箭动力学建模

在运载火箭总体结构动力学分析的建模中,通常对于不同的响应分析问题,例如轴向或横向响应分析,分别构造特定的动力学简化模型进行计算。虽然这种方法针对性强且能达到特定响应设计指标的验证需求,但会忽略不同方向响应之间的耦合作用。提出一种可表征舱段连接结构非线性特征的模型,并给出基于静力分析或静载试验进行识别参数建立运载火箭结构横纵耦合分析模型的方法。一方面保留表征舱段的线性梁模型,通过局部刚体化降阶来保证计算效率,另一方面引入连接结构非线性模型提高响应预测精度,二者结合实现运载火箭结构的简化动力学模型装配,完成横纵两方向响应预测。数值结果表明,所提简化模型能够比较精确地模拟不同边界条件与载荷下运载火箭连接结构的非线性动力学特性,能够有效揭示横纵耦合振动特性。利用所提模型,可为火箭结构预研、总体设计、动力可靠度分析与轻量化设计提供有效的分析工具。     

串联模块式航天器基频分解技术研究

针对串联模块式卫星设计过程中整星频率指标难以分解为单个模块动力学特性指标的问题,基于瑞利商理论建立了3种极端状态下的理想模型,结合理论证明、解析计算和参数化建模仿真,提出了一种基于理想模型的串联模块式卫星一弯、扭转、纵向基频的分解方法,并给出了分解的具体步骤,经过卫星模型仿真验证,评估其误差约为15%。该方法可为优化卫星平台结构设计,降低设计成本和设计风险提供有效支持。     

液体火箭金属膜盒式蓄压器的动力学模型

蓄压器是抑制液体火箭POGO振动的重要装置,通过推导建立了更具普适性的蓄压器精细化动力学模型,给出了膜盒刚度、动质量以及膜盒组件数量对蓄压实际柔度参数、惯性系数的修正方法,该模型提高了输送系统液路频率的计算精度。针对带有充气管路的蓄压器结构形式,引入了充气管路的分布参数动力学模型。研究发现较长的充气管路不仅会对蓄压器产生一定的附加容积效应,同时会形成新的低频振动,影响蓄压器吸收压力脉动的能力。     

基于特征空间变换的运载火箭Pogo模型降阶方法

针对运载火箭Pogo状态空间模型存在维数高和奇异性的问题,开展了Pogo模型的降阶方法研究。基于特征空间变换理论,导出了一般形式的Pogo状态空间模型的解耦形式。该形式与推进系统和结构系统的模态频率相对应,从而通过模态截断或保留感兴趣的模态实现有效的模型降阶。同时,还给出了降阶方法的实数运算公式。在两种不同型号推进系统的火箭Pogo问题中进行了仿真校验。结果表明所提出的降阶方法对奇异和非奇异Pogo状态空间模型都能给出正确的降阶模型,显著地提高计算效率,具有很好的通用性,为Pogo时域仿真和主动抑制提供了合适的模型。