随动推力作用下柔性旋转飞行器稳定性分析

针对柔性旋转飞行器动力学问题,考虑了飞行器转速的作用,建立了计入陀螺力矩及随动推力影响的运动方程并分析了系统的动力稳定性问题。将柔性旋转飞行器简化为带有附加质量的非均匀转子结构,考虑陀螺力矩及随动推力的影响,采用剪切变形对轴向位移有影响的Timoshenko梁模型,基于有限元方法建立了运动方程,分析转速、剪切刚度及附加质量等因素对系统稳定性的影响,发现了转速作用下旋转飞行器刚体和弹性体模态耦合的新现象。结果表明：剪切刚度较小时,剪切变形对临界推力有较大影响;附加质量的大小及位置对临界推力和不稳定域有重要的影响;转速一般会诱发非均匀转子系统的弯曲模态与刚体模态合并为一个耦合模态,致使系统产生动态失稳。     

基于压电叠层作动器的柔性自旋导弹振动控制

针对柔性自旋导弹弹性振动问题,提出将压电叠层作动器应用于导弹弹性振动控制方法。将导弹简化为非均匀自由-自由Timoshenko梁模型,考虑陀螺效应和推力作用,将压电叠层作动器应用于导弹弹性振动,基于有限元方法建立含有压电叠层作动器的柔性自旋导弹动力学模型,同时设计模糊滑模控制器,对质量偏心引起的不平衡响应进行数值仿真,通过与不同控制方法进行对比,验证该方法的有效性。     

具有初始弯曲的压气机转子振动特性分析

通过Jeffcott转子建立了转子初始弯曲结构模型,推导了初始弯曲转子的振动响应,仿真分析了弯曲因子和初始弯曲相位角对转子振动响应的影响,总结了初始弯曲转子的振动特性和规律。在理论分析的基础上,开展具有初始弯曲的压气机转子运行试验,分析了该初弯转子的振动特性,对比了平衡状态对该初始弯曲转子响应的影响。结果表明:初弯转子起动时的响应幅值等于初始弯曲幅度,响应初始相位与初始弯曲相位大小相等,方向相反;初始弯曲不会改变转子的临界转速,但会影响转子的共振幅值和相位,只有初始弯曲相位角为0°或180°时,共振相位才等于90°;初始弯曲对刚性转子或准柔性转子振动的影响较大,而对柔性转子振动的影响相对较小;初弯转子在某一转速区内响应振幅会出现一"凹坑",初始弯曲相位角越接近180°,"凹坑"底部对应的振幅越小;初弯转子响应幅值"凹坑"对应的转速范围随着平衡精度的提高而向高速区移动,当"凹坑"对应的转速范围落于共振转速区内时,转子的共振峰值可降至最低。     

喷气阻尼效应作用下旋转导弹锥形运动分析

研究了喷气阻尼和推力偏斜对旋转导弹锥形运动的影响。建立了考虑变质量特性和喷流影响的旋转导弹姿态动力学模型。将旋转弹姿态动力学方程分为自旋运动和锥形运动两组,用复攻角简化锥形运动的微分方程,分析了自旋转速和锥形运动,推导出准攻角和准侧滑角的解析解,讨论了陀螺力矩、气动力矩、喷气阻尼力矩和推力偏斜对锥形运动的影响,获得了锥形运动稳定的条件。仿真结果验证了理论分析的正确性。研究表明:喷气阻尼效应增大了锥形运动的阻尼,利于锥形运动的稳定,但对锥形运动的频率无影响;推力偏斜使锥形运动中增加了与自旋同频的受迫振动,为限制受迫振动的幅度应使自旋转速避开慢圆运动和快圆运动的频率,并增大锥形运动的阻尼。研究对旋转弹的喷气阻尼力矩影响分析和总体设计有较大的参考价值。     

航天器共振轨道研究

建立航天器非开普勒运动理论是航天技术发展的必然。提出了一类非开普勒轨道——共振轨 道。共振是自然界的一种普遍现象,当发生共振时,很小的输入可以使系统的状态产生较大 变化。研究表明航天器在推力作用下的非开普勒运动在参数平面内可以视为一种受迫振 动,也会发生共振现象。因此,可以利用共振原理来研究航天器的运动,称这样一类非开普 勒轨道为共振轨道。首先通过合理地选择轨道描述参数、时间尺度和推力描述方式建立 航天器共振轨道的动力学模型。然后讨论航天器在推力作用下轨道运动的振动规律,并给出 共振轨道的概念及轨道方程。最后提出基于共振轨道的机动轨道设计方法。
     

超高转速氢涡轮泵柔性转子动特性仿真分析

以25 tf级膨胀循环氢氧发动机氢涡轮泵为研究对象,针对超高转速氢涡轮泵柔性转子临界转速设计、稳定性控制的难题,采用有限元方法建立转子轴承系统动力学模型,考虑支承结构参与振动、密封流体的刚度及阻尼、支承刚度及阻尼随转速变化等因素的影响,计算分析了设计参数对转子临界转速、稳定性的影响,提出了优化改进方向。仿真分析表明:该...     

变质量飞行器变轨中摇摆发动机指向跟踪问题研究

针对携带大推力摇摆式轨控发动机的变质量飞行器,研究了其推力方向跟踪质心位置变化同时指向惯性空间推进方向的问题。研究中将飞行器分为可摇摆的发动机和变质量的平台两部分,利用雷诺迁移定理和变质量力学原理建立了整个变质量系统的数学模型;在控制系统设计中,通过一组线性转换,将系统转换为摄动双积分系统,以时间最优为性能指标,利用相平面法构造开关控制律。仿真结果表明,变质量飞行器利用该控制律能够实现摇摆发动机在惯性空间中跟踪质心位置变化的同时与推进方向保持一致。     

弹-架间隙的非线性模拟与特性分析

以大长径比低速旋转火箭为例,探讨弹-架间隙非线性特性对不同发射装置系统的动力响应的影响,当飞行器以S个定心部沿发射装置滑移时,根据弹、架横向相对位移确定其定心部处接触刚度和支承特性,模拟弹-架间隙效应。分别就刚性和柔性两种发射装置,分析了间隙量、支承刚度和转速等因素对飞行器发射中的姿态和系统动力特性的影响,算例与实际情况的相吻合证明了该方法的有效性。     

正弦扫频速率对结构响应的影响分析

正弦扫频振动试验是考核飞行器结构在低频段性能的重要手段,工程人员亦可根据扫频激励下的结构响应信息对有限元模型进行修正。但正弦扫频振动是非稳态振动,尤其在共振区,结构响应特性与软件预示的稳态响应特性间存在差异,不利于模型修正。文章通过数值积分方法研究单自由度系统在正弦扫频激励下的响应特性,发现在正弦扫频激励下,系统最大响应减小、峰值频率发生偏移;而后推导了一个量纲为1的扫频参数η,得到了结构响应特性与η的近似关系式。使用此关系式,可在正弦振动前根据试验精度需要设置合理的扫频速率,也可在试验后对得到的结构响应数据进行修正。     

航天器预复振响应对比分析研究现状综述

对航天器预复振响应对比分析的研究现状进行了综述。介绍了航天器振动试验中预振和复振试验(简称预复振)结果不一致现象的三种典型表现形式:共振峰漂移、共振峰数量变化和共振峰幅值变化。分析相关试验研究和数值模拟文献,指出边界非线性、材料非线性和结构损伤等因素是造成预复振结果不一致的主要原因。对边界非线性,主要从间隙非线性理论研究和螺栓松动试验验证两方面讨论了边界非线性对预复振不一致的影响,发现结构间隙可造成共振峰漂移,预紧力和阻尼对频率漂移也有影响,而螺栓松动则可改变传力路径和结构导致共振峰漂移。对材料非线性,研究认为蜂窝材料特性随载荷、时间、温度等因素的变化可导致航天器结构特性改变,从而出现频率漂移。对结构损伤,研究发现这会导致航天器结构特性发生不可逆变化而造成预复振试验结果出现差异。针对目前研究以共振峰漂移问题为主,且局限于理论和仿真,尚不能应用于科研实际的现状,根据当前航天发展和工程需要,对振动试验研究的发展提出了建议:推进复杂结构系统的振动响应研究体系建设;完善航天器振动试验评价技术;加强航天器振动试验数据管理系统建设。     

弹丸速度对超爆轰冲压加速器性能影响

为研究超爆轰模态冲压加速器的推进性能,采用混合的Roe/HLL（Harten, Lax, Van Leer）格式,结合自适应网格加密技术(AMR )与沉浸边界法(IBM ),数值模拟了弹丸速度高于预混可燃气体C-J爆速的冲压加速器流场,揭示了弹丸速度对流场结构与推力的影响。结果表明当弹丸速度在一定范围时,斜爆轰波可驻定在弹丸肩部或头部,在弹丸尾部形成高压区加速弹丸,并且,斜爆轰波驻定在弹丸头部推力更高,稳定工作的速度范围 更宽 。     

火箭弹概念设计的多学科优化设计方法

为了在火箭弹概念设计阶段就可综合考虑质量、气动、动力及弹道等诸多学科的影响和耦合作用,引入了多学科优化设计方法。对该方法应用中的问题定义、基本流程、总体方案作了详细说明,对涉及的一些难点和关键点进行了分析,并给出了可行的解决方案。通过算例验证了该方法的可行性和有效性,与原型弹相比,单级推力方案的有效载荷比更高、最大马赫数更小、发动机工作时间更短;在射程基本不变的情况下,双级推力方案比单级推力方案的最大马赫数更小、火箭弹总的飞行时间更短,有效载荷比大幅降低。最后,讨论了包括密集度问题在内的进一步研究方向。     

富氧燃气发生器液氧供应系统频率特性分析

为了研究富氧发生器液氧供应系统的动态特性,详细考虑液氧头腔中的流动过程和喷嘴动力学环节,建立了系统的传递矩阵模型。计算了系统在发生器室压扰动下的频率响应特性,并分析液氧头腔体积、喷嘴压降、喷嘴惯性和发动机工况对液氧供应系统动态响应的影响。结果表明,由于液氧头腔的容积较大,液氧喷注导纳主要取决于头腔和喷嘴的动态特性,出口流量幅值在很宽的频率范围内都较高。增大头腔体积,则增大出口流量的幅值,降低头腔中压力响应幅值。适当提高喷注压降或喷注单元的惯性,都能降低液氧喷注导纳的幅值。在低工况下出口流量幅值在300～800Hz之间增大,不利于该频率范围的耦合稳定性。     

On the stability of spinning satellites

We study the directional stability of rigid and deformable spinning satellites in terms of two attitude angles. The linearized attitude motion of a free system about an assumed uniform-spin reference solution leads to a generic MGK system when the satellite is rigid or deformable. In terms of Lyapunov’s stability theory, we investigate the stability with respect to a subset of the variables. For a rigid body, the MGK system is 6-dimensional, i.e., 3 rotational and 3 translational variables. When flexible parts are present the system can have any arbitrary dimension. The 2×2 McIntyre–Myiagi stability matrix gives sufficient conditions for the attitude stability. A further development of this method has led to the Equivalent Rigid Body method. We propose an alternative practical method to establish sufficiency conditions for directional stability by using the Frobenius–Schur reduction formula. As practical applications we discuss a spinning satellite augmented with a spring–mass system and a rigid body appended with two cables and tip masses. In practice, the attitude stability must also be investigated when the spinning satellite is subject to a constant axial thrust. The generic format becomes MGKN as the thrust is a follower force. For a perfectly aligned thrust along the spin axis, Lyapunov’s indirect method remains valid also when deformable parts are present. We illustrate this case with an apogee motor burn in the presence of slag. When the thrust is not on the spin axis or not pointing parallel to the spin axis, the uniform-spin reference motion does not exist and none of the previous methods is applicable. In this case, the linearization may be performed about the initial state. Even when the linearized system has bounded solutions, the non-linear system can be unstable in general. We illustrate this situation by an instability that actually happened in-flight during a station-keeping maneuver of ESA’s GEOS-I satellite in 1979.     

微振动对干涉仪运动机构均匀性的影响分析

外界振动对双角镜摆臂式傅里叶变换干涉仪（下简称干涉仪）运动机构速度均匀性的影响,可以通过干涉仪光程差速度稳定度来定量分析。文章针对空间光谱探测过程中,在轨微振动影响下的干涉仪运动机构可靠性问题,提出了一种更全面的光程差速度均匀性分析方法。该方法将外界激励引起的干涉仪结构响应作为一项影响因素纳入到稳定性的分析中,从而能够更真实地反映干涉仪在轨工作的可靠性,更准确地判断干涉仪能够承受的微振动临界。文章论述的方法为外界激励扰动下机构运动可靠性的判断以及机构控制优化的研究提供了一种思路。     

提高卷弧翼火箭弹圆锥运动渐近稳定性的几个方法

定量分析了火箭弹外弹道参数、标志量和几何参数对平衡转速及临界转速的影响趋势,指出在降低火箭弹飞行速度、将火箭弹质心位置前移、保持尾翼等效面积不变的情况下,减小尾翼展长、增大其弦长及减小尾翼安装角等均有利于提高其圆锥运动的渐近稳定性。探讨了圆锥运动稳定性判别与弹道仿真一体化的分析方法,指出只需判断速度最大点的圆锥运动稳定性态即可评估整个飞行过程中的圆锥运动稳定性态;最后,说明了该分析方法的不足,并讨论了进一步研究的方向。     

支承总刚度对涡轮泵转子临界转速及稳定性旳影响

针对低温液体火箭发动机涡轮泵转子非线性系统开展了支承总刚度对临界转速及系统稳定性的影响研究.建立了涡轮泵转子非线性系统的动力学模型,在有安装偏心条件下分别研究了泵端和涡轮端支承总刚度变化对转子系统临界转速和稳定性的影响,给出了失稳转速随支承总刚度的变化规律,为液体火箭发动机涡轮泵转子系统结构设计、诊断与维护提供理论依据.