捆绑火箭全箭动力学特性研究

捆绑火箭较非捆绑火箭的动力学特征有很大的不同,而以往对捆绑火箭的动力学特征缺少足够的认识,火箭的POGO设计和姿控稳定设计对全箭模态的考虑仍沿用单维的思路.对捆绑火箭全箭动力学特性进行了研究.针对一个典型的捆绑火箭,采用试验和计算相结合的技术途径,得到了捆绑火箭的动特性.通过对捆绑火箭的模态分布特点进行总结,给出了捆绑火箭横、纵、扭模态相互耦合的特征.提出了捆绑火箭姿控稳定设计和POGO设计必须基于三维模态的思想.     

新型整星隔振器隔振性能分析

对整星进行振动隔离是降低作用于卫星上振动载荷的有效方法。在不改变火箭及卫星现有结构条件下，设计新型圆盘隔振器来实现整星隔振。通过建立隔振器动力学方程及有限元模型，分析了卫星-圆盘隔振器耦合系统的复模态、振动传递率及不同阻尼对隔振效果的影响。结果表明，在不改变星箭结构条件下，新型圆盘隔振器能有效地隔离振动载荷。     

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〗     

固体捆绑火箭姿控系统建模与设计研究

针对固体捆绑火箭复杂空间模态对姿控系统的影响问题,推导建立了新的姿态动力学模型,分析了弹性振动对三通道姿态运动的影响并采用逆Nyquist阵列法进行了姿控系统设计。首先建立了新的固体捆绑火箭姿态动力学模型,模型中基于有限元法导出了弹性振动方程,这是与传统模型最主要的区别。然后针对弹性振动引起的三通道姿态运动间耦合问题,分析了耦合的强弱,采用逆Nyquist阵列法设计了控制器。最后通过时域仿真验证了方法的可行性。结果表明,虽然结构上捆绑火箭芯级和助推之间纵、横、扭耦合比较明显,但引起的三通道间耦合却比较弱,被控模型在设计频段内具有明显的对角优势性质。采用逆Nyquist阵列法设计的控制器是可行的,仿真结果满足工程要求。     

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。     

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。     

捆绑火箭POGO振动动力学模型的研究

确定了捆绑火箭POGO振动动力学模型中蓄压器的最佳安装位置,简化了液体捆绑火箭动力学模型。基于AMESim软件搭建捆绑火箭动力学仿真模型,分析了蓄压器的安装位置对捆绑火箭POGO振动系统的系统阻尼比的影响,以及贮箱、直管、泵和推力室产生的作用力对系统阻尼比的影响。结果表明:蓄压器安装在芯级氧路和助推氧路的系统阻尼比提升最大,POGO振动的抑制效果最好;推力室产生的作用力对系统阻尼比的影响占主导地位,故仅需考虑推力室产生的作用力,以简化捆绑火箭POGO振动动力学模型。该研究可应用于POGO振动的仿真过程。     

载人运载火箭全箭模态试验

介绍载人运载火箭全箭模态试验技术，给出了火箭全部可靠性模态数据，及飞船内关键设备的振动数据。通过对数据分析，认为：船箭耦合远比星箭耦合复杂；代替低空逃逸发动机的配重对火箭的频率特性影响不大；试验取得的全部模态数据可靠，为稳定系统设计、船箭耦合动态分析及火箭飞行过程中宇航员的振动环境提供了实验依据。     

火箭仪器舱仪器安装板的振动控制试验研究

本文在对长Ⅲ甲运载火箭仪器舱进行了试验模态分析的基础上，对长Ⅲ甲运载火箭仪器舱进行了可控约束阻尼层主被动一体化振动控制试验研究，研究结果表明，可控约束阻尼层结构对火箭仪器舱这一大型复杂结构进行振动控制是非常有效的。     

四机并联发动机低频动态特性分析

为了获得发动机结构的低频动态特性,采用有限元方法进行了液体火箭一级四机并联发动机(含机架)的计算模态分析。由于发动机为复杂的非对称结构,建模时按质量和刚度等效原则将推力室的夹层结构简化成单层板,其余结构大都按空间梁简化,通过改变材料密度保证了模型质量与发动机稳态工作时的质量一致。简化后的计算规模适中,既反映了结构的主要特征又不浪费计算机资源和时间。计算结果表明了四机并联发动机系统中有多阶轴向运动较大的模态值得注意,需避免它们和发动机的低频脉动及箭体的低频振动耦合。     

考虑模态质量耦合的随机振动准静态载荷计算

针对目前模态质量参与法没有考虑模态质量耦合影响而导致模态密集时随机振动准静态载荷计算出现较大误差,从多自由度振动方程出发,利用模态理论和随机谱理论,分析推导出包含模态质量耦合作用的完全模态质量参与法,分析了耦合项的影响规律。此改进的模态质量参与法可用于计算包括密集模态在内的随机振动准静态载荷,并针对模态频率比大于0.95的密集模态给出简化计算公式。以一个算例验证了密集模态的准静态加速度载荷计算。     

模态参数识别中的激振点和测量点的布局 Ⅰ理论分析

测量点和激振点在被识别结构上的布局对于目标模态的准确识别具有很大影响。本文针对目标模态分别是孤立模态和重频模态，讨论了激振点和测量点的布局准则，给出了模态可识别的必要条件和充分条件。     

The modal analysis and modal behavior investigations on the wrinkled membrane inflated beam

Inflated beams are major supported components of membrane aerospace spacecrafts. In such structures, the wrinkles are easy to be formed and have great influences on the vibration behaviors. A better understanding of the vibration behaviors of the wrinkled membrane inflated beam is thus very essential and desirable. In this paper, the Update Nodal Coordinates combined with Direct Perturbed-Force techniques are presented to simulate the vibration of a wrinkled membrane inflated beam. The effects of the wrinkles on the structural vibration behaviors are deeply analyzed and the parametric study is performed in detail finally. Results reveal that the wrinkling stress level and effective mass in the wrinkled region are the major factors to change the frequency and modes.     

磁悬浮控制力矩陀螺高速转子高频自激振动的抑制

磁悬浮控制力矩陀螺（CMG）中转子一阶弹性模态自激振动是影响磁悬浮高速转子系统稳定性的关键因素之一.自激振动通常可以采用陷波器（NF）进行抑制,然而引入NF或改变其参数以及转子转速的变化均会改变模态自激频率,因而难以直接准确地确定NF参数.本文提出一种仿真确定NF参数的方法,通过转子弹性模态缩减建模和模态参数确定得到准确的弹性转子动力学模型,进而采用闭环仿真优化确定NF中心频率和极点阻尼.采用该方法设计的NF有效抑制了转子的高频弹性模态自激振动,使得磁悬浮CMG转子可以稳定升速到24000r/min.实验结果验证了该方法的实用性和有效性.     

多轴低频随机振动试验控制方式研究

文章基于某三轴六自由度液压振动试验系统,开展了多轴低频随机振动试验控制方式研究。首先介绍了多轴低频随机振动控制的基本原理,然后设计了台面下、台面上、夹具上等6种控制方式,详细介绍了各种控制方式下转换矩阵、转角条件的计算方法,并开展试验研究。结果表明:在多轴低频振动试验中,只要符合刚体六自由度计算原理,试验中可根据具体情况选择不同数量、位置的控制点,配合不同的转动条件和控制转换矩阵,实现规定的多自由度加载条件。该研究成果可为今后开展多轴低频振动试验时合理设置控制参数提供参考。     

航天结构的约束阻尼振动抑制优选方案研究

约束阻尼结构的高可靠性和良好的阻尼性能使得它在航天振动控制工程中得到了越来越广泛的应用。但是为实现约束阻尼结构的减重增效 ,需要寻找其优选的方案。本文通过典型的一种耦合结构约束阻尼振动抑制方案研究 ,得到了其优选的振动抑制方案。仿真结果表明 ,约束层和粘弹层相等面积铺设的方案比较保守 ;可以通过合理布置粘弹层而不改变约束层面积的方案来代替 ,实现约束阻尼结构的减重增效。该方案可为约束阻尼振动抑制设计提供参考     

挠性结构的分力合成主动振动抑制方法研究

针对当代航天器的大挠性特点和挠性附件的振动常影响航天器的姿态控制精度和指向精度的问题，全面分析了一种挠性结构的主动振动抑制方法－分力合成方法。分力合成方法的具体应用以若干个定理的形式加以总结。为了提高方法在工程实践中应用的可行性，又提出了改善方法对参数变动鲁棒性的定理并得到了严格的数学证明。数值仿真和地面试验进一步验证了该方法的有效性和简便性。