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某发动机整机模态分析 总被引:1,自引:0,他引:1
为了获得某型号发动机的动态特性,采用有限元方法进行了发动机整机的模态分析。按照由组件到整机的思想,分别建立了各个组件的有限元模型。重点对推力室和喷管的建模方法进行了分析。将推力室按等效刚度法等效为单层壳,喷管按结构特性等效为正交各向异性壳,并将喷管计算结果同模态试验结果进行对比,验证了喷管建模方法的准确性。各组件模型组装为整机有限元模型,计算得到了整机的模态分布。数值计算结果同模态试验结果吻合较好。 相似文献
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空间站研制过程中,获取准确的航天器主要动力学特性有重要意义,整器动力学特性测试是研制过程中一项必不可少的大型试验项目。针对空间站梦天实验舱整器动力学问题,通过建立螺栓—法兰局部连接结构的有限元模型,分析接触状态下刚度随外力的变化关系,分别计算拉压特性下的刚度量级,并采用子结构综合方法,依据部件级模态测试结果得到梦天实验舱整器的动力学特性。结果表明:将螺栓法兰连接刚度等效为双线性弹簧,结合子结构综合预示方法,梦天整器动力学特性的预示具有较高精度。通过连接结构的精细化建模和子结构综合预示,只需进行舱段级模态试验,节省了研制经费、缩短了研制周期,可为空间站及其他大型航天器的研制提供指导。 相似文献
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500吨级液氧煤油发动机结构动态特性 总被引:1,自引:0,他引:1
为获得我国载人登月运载系统用500吨级液氧煤油发动机结构动态特性,采用有限元方法对发动机整机结构进行了模态计算分析,并对影响结构动态特性的相关因素进行了分析,获得了发动机的模态参数以及优化结构低频特性的有效途径。针对该发动机零部组件多、结构复杂度高的特点,采用子结构有限元模型组装并结合部分组件试验的方式建立了整机结构的有限元仿真模型。计算结果表明,在目前设计状态下,发动机的首阶模态频率约为8.8 Hz。进一步优化表明,通过增大工艺拉杆倾角,可显著提升伺服回路在相应方向上的横向刚度,从而使该方向上的模态频率得到大幅提升。 相似文献
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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。 相似文献
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六自由度激励台是多轴同步振动环境模拟的重要地面设备,因其结构复杂且具有多个运动自由度,而难以构建准确的结构动力学模型。文章针对6-PSU构型激励台的结构动力学特性,提出其参数型建模与模型修正方法。首先确定模型修正的对象为含轴承和导轨等接触运动副的铰链与作动部件,提出采用刚度与质量解耦的方法建立其含参等效动力学有限元模型;然后以该等效模型为基础,通过模态参数修正铰链和作动部件等效梁模型参数,再利用频响函数修正模型中轴承和导轨的接触刚度参数,得到了修正后的激励台等效结构动力学模型。修正后的有限元模型计算结果与试验结果吻合较好,验证了建模方法的有效性。 相似文献
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某火箭发动机系统振动特性测试和仿真分析 总被引:1,自引:0,他引:1
从计算和试验两方面分别研究了某火箭一级发动机的振动特性。侧重介绍了模态试验和商业有限元软件在发动机振动特性快速分析中的具体应用,以及发动机三维有限元模型如何应用于全箭有限元梁模型。计算结果和试验结果吻合较好。 相似文献
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大型太阳电池阵模态试验方法 总被引:1,自引:1,他引:0
在大型太阳电池阵的研制阶段,需要进行大量模态试验以掌握结构的固有动态特性,进而指导设计和修正有限元模型。文章以大型太阳电池阵为研究对象,分别采用气浮方式和悬挂方式模拟自由边界条件,使用预紧力释放、MB大推力激振器和APS大位移激振器3种激励方法对其进行试验,并对各种模态试验方法所获取的试验结果进行了分析比较。研究表明:采用悬挂方式比采用气浮方式所测得的太阳电池阵侧摆频率更为准确;获取太阳电池阵模态参数行之有效的方法是先采用预紧力释放法得到固有频率,然后采用APS激振器激励方法得到振型;激振器激振杆横向刚度选择不当会影响模态测试结果,需选用横向刚度较小的柔性激振杆。 相似文献
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介绍了一种新的刚体转动的四元数模型。这些模型可以提高再定向控制的对边界条件的适应能力,在此基础上还介绍了这些模型的一些实际应用。 相似文献
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A. A. Davydov 《Cosmic Research》2011,49(4):335-344
A communication satellite (small spacecraft) injected into a geosynchronous orbit is considered. Flywheel engines are used
to control the rotational spacecraft motion. The spacecraft after the emergency situation has passed into a state of uncontrolled
rotation. In this case, no direct telemetric information about parameters of its rotational motion was accessible. As a result,
the problem arose to determine the rotational satellite motion according to the available indirect information: current taken
from the solar panels. Telemetric measurements of solar panel current obtained on the time interval of a few hours were simultaneously
processed by the least squares method integrating the equations of rotational satellite motion. We present the results of
processing 10 intervals of the measurement data allowing one to determine the real rotational spacecraft motion and to estimate
the total angular momentum of flywheel engines. 相似文献
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The problem of optimal control over many-revolution spacecraft orbit transfers between circular coplanar orbits of satellites is considered. The spacecraft flight is controlled by a thrust vector of a jet engine with restricted thrust (JERT). The mass expenditure is minimized at a limited time of flight. The optimal control problem is solved based on the maximum principle. The boundary value problem of the maximum principle is solved numerically using the shooting method. A modified computation scheme of the shooting method is suggested (multi-point shooting), as well as a method (correlated with the scheme) of choosing the initial approximation with the use of a solution to the optimization problem in the impulse formulation. The scheme and method allow one to construct many-revolution spacecraft orbit transfers. 相似文献
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热变形对天线指向机构的指向精度具有重要影响,但利用传统的设计方法很难实现对指向精度的准确计算,尤其是热变形对指向精度影响的研究工作更是少见。为此建立了机构的三维实体热-结构耦合有限元分析模型,根据有限元分析结果并结合机构的运动链关系,构建了各关键运动副运动误差的计算方法;在此基础上实现了机构指向误差的计算,研究了运动副名义、最大以及最小配合间隙条件下,温度载荷对各关键运动副运动误差和指向精度的影响。研究结果表明,温度载荷对关键运动副的运动误差以及机构的指向精度具有重要影响,随着温度载荷偏离常温数值的增加,指向误差不断增大,名义配合间隙条件下的指向误差最大。 相似文献
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为满足航天器微振动环境模拟的需要,开展了多自由度微振动时域波形复现控制方法研究。首先,介绍了基于时域波形复现的多自由度微振动环境模拟控制理论方法。其次,针对六自由度微振动激励系统,应用MATLAB软件建立了基于实测传递函数矩阵的多输入多输出微振动激励仿真系统,针对微振动时域波形复现闭环控制过程进行了算法编程,并给出了仿真的闭环控制流程图。最后,通过算例对多自由度微振动时域波形复现进行了数值仿真,以给定的白噪声为输入,模拟对实际存在的系统非线性、测量误差等影响因素的控制效果。仿真结果验证了多自由度微振动时域波形复现控制方法的可行性及有效性,所得结论可以为研究多自由度微振动时域波形复现控制系统提供参考。 相似文献
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The problem of determining an estimation of current spacecraft motion parameters on the stage of its descent is solved on the basis of readings of an optoelectronic navigation system and additional information from the self-contained inertial navigation system at the most general assumptions on the nature of motion of the object and the statistical properties of the noise of the measuring devices. 相似文献
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10月14日,国际空间大学董事会主席拉姆·哈迪姆访问中国航天科技集团公司,就集团公司承办国际空间大学2007年暑期进修项目的筹备情况与集团公司人力资源部部长陈学钏、副部长白燕强交换了意见。陈学钏部长向哈迪姆通报了集团公司筹备这次活动的工作进展情况。据陈部长介绍,中国 相似文献