大型液体火箭姿控与跷振大回路耦合动力学建模与分析

大型液体火箭结构模态的空间化分布特征导致结构振动、姿态运动和推进系统液路脉动存在相互耦合,进而影响传统姿控回路的稳定性. 针对大型液体火箭, 充分考虑姿态控制系统对箭体姿态动力学和弹性振动的影响, 以及箭体结构弹性振动与推进系统的耦合作用(跷振(POGO)), 建立了姿控与跷振大回路耦合模型. 该模型包含了推进系统、结构系统与姿控系统之间的耦合因素, 可进行姿控-结构-推进大回路耦合机理研究. 该模型具有非奇异的优点, 可以直接用于频域分析和时域仿真. 基于该模型研究了我国某型号液体捆绑火箭推进系统参数——泵增益和蓄压器能量值对姿态运动与结构振动稳定性的影响. 研究得出, 泵增益和蓄压器能量值的变化不仅导致了结构振动的不稳定, 而且也导致了姿态运动的发散. 因此, 对于大型液体捆绑火箭, 推进系统与姿控系统之间存在不可忽略的耦合作用, 在设计姿控系统时, 有必要考虑推进系统对姿控系统稳定性的影响.      

超静定捆绑火箭传力试验设计方法

在综合分析试验产品,边界条件,加载激励,测量可实现性等多方面因素基础上,本文设计了一套超静定捆绑火箭传力试验方法,并通过了地面验证.该设计方法能够有效验证超静定捆绑火箭内力载荷计算的准确性,具有重要的工程指导意义.     

大推力液体火箭发动机结构中的力学问题

依据大推力液体火箭发动机工作时极端的力热环境状态, 阐述分析了大推力发动机强振动、大静载、多源激励和传递路径复杂的力学特点. 静力学方面介绍了整机结构载荷分析和组件静力学分析方法, 动力学方面介绍了整机低频模型、精细化动力学修正、多源载荷等效等问题的研究情况. 针对发动机典型的部件, 梳理了大推力发动机研制中面临的力学挑战, 包括高温高压燃气摇摆装置、转子动力学、动静干涉流体激振、诱导轮汽蚀振荡、大范围轴向力平衡、超音速涡轮颤振、推力室热疲劳、喷管侧向力载荷、总装管路疲劳断裂等问题, 指出了力学需求和未来研究方向. 最后对发动机结构概率失效分析的现状进行了简要介绍, 为大推力液体火箭发动机研制提供力学支撑.      

火箭剩余推进剂排放过程的分析与模拟

为了减少空间碎片的产生,星箭分离后,需要在轨排放火箭末级贮箱内的剩余推进剂,分析表明,排放条件下的推进剂射流进入太空后,立即失稳破碎为大量液滴;液滴在高真空环境下扩散,它们的表面不断有气体分子蒸发,逐渐在箭体周围形成了一个由液滴和蒸气分子组成的羽流场.采取Lagrange方法追踪该流场中每个液滴的运动轨迹以及表面蒸发冷凝过程,利用直接模拟Monte Carlo方法计算蒸气分子的运动和碰撞,然后通过微观量的统计平均获得感兴趣的宏观流场、箭体表面的压力和剪应力分布等.为了检验稀薄蒸气算法、模型和程序,模拟了真空水射流周围水蒸气羽流场,获得的径向Pitot压力分布与Fuchs和Legge的实验数据的符合。在此基础上,分别模拟了CZ-4B火箭末级剩余燃料偏二甲肼在不同排放方式下的三维稀薄蒸气与液滴羽流场。计算表明:原排放方式的扰动力矩相当大,超出了火箭姿控范围,新排放方式的扰动力矩很小,处于火箭姿控范围之内。这些预测得到了飞行遥测数据的支持。     

离心力和滑翔距离对于高超声速巡航飞行性能的影响

高超声速巡航飞行器(HCV)是21世纪国际空天技术竞争的焦点, 它的飞行性能可以用初始发射质量与广义有效载荷之比衡量. 文献[1]建立了该性能的耦合分析框架. 在这个框架下进一步考虑了离心力和滑翔距离两个重要因素的影响. 定量分析表明: 给定飞行距离, 对HCV飞行性能影响最大的是巡航速度, 其次是升阻比, 再次是巡航发动机比冲. 随着飞行距离的增加, 由于离心力和滑翔距离的计入, 火箭动力HCV的飞行性能大幅提高, 从近中程到远程均显著优于经典的最小能量弹道. 吸气式冲压发动机尽管比冲大幅优于火箭发动机, 但在巡航速度适用范围和飞行器升阻比方面, 均不及后者. 综合而言, 火箭动力HCV是现阶段非常有竞争力的选择.      

基于代理模型的箭体连接结构极值响应分析与优化

螺栓法兰连接结构在航空航天等工程领域中广泛应用,其力学性能在不同工况和装配情况下十分复杂。由于拉压刚度差异,含连接结构的箭体动力学响应呈现明显的非线性特征。因此,考虑不同连接参数及工况下的连接非线性动力学响应,对结构优化设计有着重要意义。本文针对以双线性弹簧表征螺栓法兰连接非线性的箭体等效动力学模型,基于径向基函数(RBF)神经网络和响应面法分别建立其连接面处的极值响应代理模型,对比发现RBF神经网络模型在较高精度上可以实现对动响应极值的预测及分析;同时分析了不同载荷参数及刚度变化对连接结构动响应极值的影响;最后,利用RBF神经网络代理模型,开展了连接面加速度极值响应与螺栓弹簧力最小化为目标的连接结构参数优化。     

???????????????·??????????????

依据膏体推进剂火箭发动机设计和膏体推进剂管道流动实验需求,提出了一种新型膏体推进 剂供给系统方案. 该方案以变频电机作为驱动力,螺杆/螺母、减速器等作为传动部件,可以 满足实验中对流量精确控制的要求. 利用该供给平台进行了膏体推进剂替代物-丁羟(端羟 基聚丁二烯)的管道流动实验,测得了压力与流量的关系曲线. 以非牛顿流体流动理论为基 础,分析了丁羟管道流动实验结果,得出的黏度数据与文献吻合,初步验证了该供给方案的 可行性以及原理性平台各项参数的正确性.     

旋转固体火箭上面级章动不稳定动力学机理分析

针对上面级旋转固体火箭发动机出现的章动不稳定现象,即锥形运动发散,通过对变质量陀螺运动方程干扰力矩项的研究,得出了发动机内部流动质量产生的附加侧向扰动力矩是诱发上面级固体火箭锥形运动发散的动力学根源,并得到了其章动不稳定的发生判据。基于此判据,给出了通过提高火箭自旋转速和横向转动惯量来解决上面级旋转固体火箭发动机章动不稳定现象的方法;并得出较高的气动静稳定设计和低密度的高空环境,是尾翼稳定旋转火箭弹发生“掉弹”现象的根源。     

基于子循环-预测校正的三维SRM点火瞬态流固耦合数值模拟

为了分析固体火箭发动机点火瞬态工作过程,通过采用基于子循环-预测校正的紧祸合算法,研究高效的耦合器耦合计算流体动力学代码及计算结构动力学代码,对某翼柱型装药固体火箭发动机点火瞬态进行数值模拟,结果表明:翼柱型发动机点火过程中,尾部药柱壁面最开始点燃,同时火焰快速向翼槽和头部传播,翼段是最容易发生破坏的地方;紧耦合算法能...     

火箭发动机壳体封头的形状优化

本文考虑了火箭的级间连接裙,建立了火箭发动机壳体封头形状优化的一般方程。问题归结为求积分泛函的极小值。用数值解法求得了椭球封头和Cassinian封头的优化解。     

蒙皮点阵一体化支撑结构的移动可变形组件优化设计及空间站应用

中国空间站是我国研制的系统最为复杂的载人航天器,其中有效载荷支撑结构的高效轻量化设计是工程研制过程中遇到的技术难题。本文介绍了受晶体对称性启发的增材制造自支撑三维点阵结构设计方法,发展了基于蒙皮点阵一体化结构形式的移动可变形组件（MMC）拓扑优化方法,完成了面向增材制造的中国空间站某相机支撑结构的优化设计,该结构采用激光选区熔化成形（SLM）工艺制造,通过了力学试验考核,实现结构减重50%,基频提高35%,完成了基于MMC方法的蒙皮点阵一体化结构在我国载人航天领域的首次型号应用与在轨验证。     

面向不锈钢地铁整车结构的显式拓扑优化设计

受限于制造要求和较大的计算规模，整车级的列车拓扑优化为列车设计阶段的难点之一。本文面向不锈钢地铁整车结构设计，开展基于可动变形组件法（Moving Morphable Component, MMC）的显式拓扑优化研究。根据某不锈钢地铁车体结构设计需求，依据EN 12663标准，建立了地铁车体结构MMC拓扑优化数学模型，同时给出了适用于列车的拓扑优化设计流程，搭建了完整的显式拓扑优化框架下的地铁车体结构优化算法平台。基于MMC方法，可以直接获取不锈钢地铁车体整车级传力路径，数值算例验证了本文算法的优势。     

考虑平稳随机响应的显式结构拓扑优化

随机载荷是工程结构在服役中经常承受的一种复杂的载荷形式,通常采用统计学特性对其进行描述。对随机载荷作用下的结构进行拓扑优化设计是一项极具挑战性的工作,其主要难点在于,(1) 传统隐式拓扑优化方法的设计变量数巨大,且用于结构动态性能拓扑优化问题时存在虚假模态等数值不稳定问题; (2) 对结构的随机动力响应统计量及其灵敏度进行计算需要极大的计算量; (3) 隐式拓扑优化框架下的分析模型与优化模型强耦合,导致结构有限元模型具有极高的自由度,进一步加剧了上述困难。本文基于移动可变形组件框架和虚拟激励法理论,提出了一种平稳随机载荷作用下结构的显式拓扑优化设计方法。通过将一系列可移动和可变形的结构组件作为优化的基础单元,实现了使用少量设计变量描述结构拓扑构型的目的。采用虚拟激励法、自由度删除技术和模态位移法有效降低了对结构进行随机振动分析和灵敏度分析的计算量。在此基础上,以结构柔顺度的标准差为目标函数、以设计域内实体材料的体积为约束条件,实现了限带白噪声作用下结构的拓扑优化设计,并通过数值算例验证了本文方法的有效性。     

航空发动机叶片抗冲击动力学拓扑优化研究

本文运用了结合混合元胞自动机(Hybrid Cellular Automaton, HCA)方法和基于LS-DYNA显式有限元算法的动力学拓扑优化方法来解决非线性动力学拓扑优化问题,并形成了该方法迭代过程的数学模型．运用该方法,对某航空发动机叶片进行了动力学拓扑优化设计,给出了优化后结构的材料分布,并与优化前结构进行了对比分析．结果表明,优化后结构相比于优化前在材料分布上更加合理,在减少质量的同时降低了结构在冲击过程中的最大应力,实现了航空发动机的抗冲击优化,为航空发动机动态优化设计提供了有效分析方法．     

考虑最小尺寸精确控制的SIMP和MMC混合拓扑优化方法

拓扑优化作为一种先进设计方法, 已被成功用于多个学科领域优化问题求解, 但从拓扑优化结果到其工程应用之间仍存在诸多阻碍, 如在结构设计中存在难以制造的小孔或边界裂缝和单铰链连接等. 在拓扑优化设计阶段考虑结构最小尺寸控制是解决上述问题的一种有效手段. 在最小尺寸控制的结构拓扑优化方法中, 通用性较强的固体各向同性材料惩罚法SIMP优化结果边界模糊不光滑, 包含精确几何信息的移动变形组件法MMC对初始布局具有较强依赖性. 本文提出一种考虑最小尺寸精确控制的SIMP和MMC混合拓扑优化方法. 所提方法继承了二者优势, 避免了各自缺点. 在该方法中, 首先采用活跃轮廓算法ACWE获取SIMP输出的拓扑结构边界轮廓数据, 提出了SIMP优化结果到MMC组件初始布局的映射方法. 其次, 通过引入组件的3个长度变量, 建立了半圆形末端的多变形组件拓扑描述函数模型. 最后, 以组件厚度变量为约束, 构建了考虑结构最小尺寸控制的拓扑优化模型. 采用最小柔度问题和柔性机构问题验证了所提方法的有效性. 数值结果表明, 所提方法在无需额外约束的条件下, 仅通过组件厚度变量下限设置, 可实现整体结构的最小尺寸精确控制, 并获得了具有全局光滑的拓扑结构边界.      

Topology optimization of a flexible multibody system with variable-length bodies described by ALE–ANCF

Recent years have witnessed the application of topology optimization to flexible multibody systems (FMBS) so as to enhance their dynamic performances. In this study, an explicit topology optimization approach is proposed for an FMBS with variable-length bodies via the moving morphable components (MMC). Using the arbitrary Lagrangian–Eulerian (ALE) formulation, the thin plate elements of the absolute nodal coordinate formulation (ANCF) are used to describe the platelike bodies with variable length. For the thin plate element of ALE–ANCF, the elastic force and additional inertial force, as well as their Jacobians, are analytically deduced. In order to account for the variable design domain, the sets of equivalent static loads are reanalyzed by introducing the actual and virtual design domains so as to transform the topology optimization problem of dynamic response into a static one. Finally, the novel MMC-based topology optimization method is employed to solve the corresponding static topology optimization problem by explicitly evolving the shapes and orientations of a set of structural components. The effect of the minimum feature size on the optimization of an FMBS is studied. Three numerical examples are presented to validate the accuracy of the thin plate element of ALE–ANCF and the efficiency of the proposed topology optimization approach, respectively.     

基于拓扑优化技术的集中力扩散结构设计

对于运载飞行器一类由多个部段装配而成的复杂结构, 外载荷往往被转化为多点集中载荷传递到结构某一部段, 为此, 结构上需要采取使集中力扩散的措施. 基于连续体拓扑优化, 以结构最小柔顺性为目标函数, 同时考虑设计域内材料用量约束和考查区域(承载结构)内力均匀性约束, 提出了集中力扩散结构优化设计的理论模型, 并给出了平面和三维两种不同的优化算例, 均得到了合理的优化设计结果. 最后, 针对运载火箭燃料贮箱短壳, 考虑工程实际的受力及约束情况, 给出了可行的概念性设计方案.      

基于移动可变形孔洞方法的超弹性结构拓扑优化

现有隐式拓扑优化方法在进行超弹性结构拓扑优化设计时，具有设计变量多、中间设计有限元分析存在严重的收敛性和设计结果无法直接导入CAD/CAE系统等问题。为解决这些问题，提出了一种基于移动可变形孔洞的显式拓扑优化方法来进行承受大变形的超弹性结构设计，材料本构采用常用的Mooney-Rivlin模型。首先，介绍了移动可变形孔洞方法的基本思想和可变形孔洞的显式描述方法；其次，构造了基于移动可变形孔洞方法的超弹性结构拓扑优化的数学列式，给出了相应的灵敏度结果；最后，通过数值算例验证了本方法的有效性。数值结果表明，该方法可以通过较少的设计变量和非常稳健的优化过程，给出边界由B样条曲线描述且可与CAD/CAE软件无缝连接的超弹性结构设计。