航天器与运载火箭耦合分析相关技术研究进展

本文以载荷分析为主要内容, 概述航天飞行器结构动力学研究的一些进展. 首先介绍航箭(航天器/运载火箭简称为航箭) 耦合系统载荷分析基本思想. 然后介绍以下3 个方面的载荷分析方法: (1) 采用基础激励理论初始载荷分析的近似方法; (2) 考虑航箭耦合影响的航天器/运载耦合系统分支模态综合法. 导出采用约束模态质量界面加速度的航天器载荷计算方法; 当仅考虑静定约束特殊情况时, 退化的方程与Chen 采用有限元法导出的方程相同. 给出新航天器载荷瞬态分析技术, 即一个以前的航天器/运载耦合系统载荷结果可以用来获得相同运载火箭发射一个新航天器结构的必要的载荷信息. (3) 考虑航箭耦合影响的航天器/运载耦合系统模态综合法. 包括: 固定界面模态综合法, 以及航天器/运载耦合的界面综合动态响应计算新方法. 最后, 介绍验证载荷分析技术. 简要讨论验证技术的重要性, 提出了采用试验与理论相结合的结构动态试验仿真技术,该方法包括了一套修正数学模型的新技术, 称之为子结构试验建模综合技术. 该方法已应用于复杂的结构建模. 在进行CZ-2E 运载火箭实尺模态试验之前, 用建议的模态试验仿真技术给出CZ-2E 模态参数的预示结果, 并与随后获得的实际模态试验结果相比, 两个结果彼此之间高度一致. 这个结果证明了模态试验仿真技术已成功地预示了CZ-2E 运载火箭的模态参数, 验证了建议的模态试验仿真技术的可靠性. 讨论了振动台振动试验仿真技术. 介绍了振动台振动试验仿真的几个关键技术. 包括: 有限元模型修正技术, 40 t 振动台系统台面控制仿真方法和D 卫星振动台振动试验仿真.      

磁流变弹性体剪切性能的动态实验研究

简述了一种磁流变弹性体(MRE)剪切性能的动态测试装置,其主要结构是由一块磁流变弹性体和一个质量块组成的单自由度振动系统。在磁场作用下,磁流变弹性体的力学性能发生相应的改变。通过该装置测出有场下的MRE受剪切激励后的自由衰减特性,并建立理论模型,从而间接得到剪切模量G(BMRE)和材料损耗因子βm(BMRE)。这样的处理方法使得实验条件得到简化且不依赖于初始激励状态。所得到的剪切模量的变化性能与文献中报道的一致(在没有达到磁饱和的条件下,剪切模量随外加磁场的变化而改变),但剪切模量的改变量是零场下剪切模量的60%,磁控性能也有所提高,并得到了材料损耗因子。     

航空发动机复合材料叶片振动疲劳特性研究

针对发动机复合材料叶片开展了振动疲劳特性研究。首先通过模态测试获得叶片结构的振型图,确定叶片在振动中应力最大部位疲劳薄弱部位;其次采用振动台施加窄带随机激励载荷,并监测其疲劳薄弱部位的应变水平,获得了复合材料叶片的振动响应及疲劳特性。试验结果显示,叶片在350με应变水平下的振动疲劳寿命为5.46×106;复合材料叶片的固有频率随试验时间的增加而降低。上述结果可为复合材料叶片在发动机中的应用提供部分依据。     

气动加载与振动激励耦合试验方法研究

飞机结构在飞行过程中同时承受气动载荷和振动载荷的联合作用,这两种载荷的耦合加载试验对于飞机结构成为一项重要的研究内容,所以有必要对此类试验的可行性及其耦合加载方式进行研究。此次试验以气囊加载静载/常规疲劳载荷状态下试件的振动响应测试为目的,设计符合试验要求的试件和整套试验装置。得到了气囊5种不同加载情况下试件振动响应变化情况,并对此试验结果进行了理论分析,得出以下结论:a)气囊模拟静载/常规疲劳载荷加载不会大幅改变结构本身振动特性,此耦合试验方法所模拟环境比较接近飞机结构真实载荷环境;b)加载气囊的个数、部位及加载力的不同对试件结构的振动响应有一定影响,应增加气囊蓄能器或在试验前进行分析以选择合理的加载点。     

单自由度冲击扰动下模拟磁头／磁盘系统接触回复特性的实验研究

采用自制的试验装置研究了单自由度冲击扰动下磁头 /磁盘系统的接触回复特性 ,分析了不同载荷下球形模拟磁头跳跃振动回复系数和接触时间与输入速度之间的关系 .结果表明 :当载荷较小时 ,回复系数随着输入速度的减小而增加 ,而当载荷较大时 ,回复系数随着输入速度的减小而减小 .在不同载荷条件下 ,接触时间均随输入速度的减小而缩短 ,但小载荷下接触时间缩短的幅度较大 .球形模拟磁头的回复特性和接触时间与载荷、输入速度及润滑膜特性有关 ,增大载荷和选择合适的润滑剂均可抑制跳跃振动     

侵彻过程中弹引螺纹连接结构振动特性研究

针对侵彻过程中的弹引系统,对弹引螺纹连接结构振动特性进行了研究,建立了弹引螺纹连接结构弹性模型。在模型中,充分考虑了螺纹载荷分布不均匀的特性,不但给出了螺纹载荷分布规律,还给出了螺纹连接结构的等效刚度和振动频率;同时,为了验证模型的正确性,对弹引螺纹连接结构的拉伸和冲击过程进行了有限元仿真和试验,分别通过对弹引系统各结构振动特性的计算和对实测过载信号进行时频分析得到了系统的频率特性;将弹引系统的振动频率与实测过载信号的时频分析结果进行了对比。分析计算和试验结果发现:与静载荷时相比,冲击载荷作用下第一扣螺纹承受的载荷更大;螺纹连接结构的刚度明显小于固连结构;增加螺纹材料刚度、增加螺纹旋合长度、减小螺距能够有效增加螺纹连接结构固有频率;在侵彻过载测试信号的时频分析结果中明显存在与螺纹连接结构的振动频率一致的振动信号,并且该频率成分的信号幅值很高,对过载信号影响很大。     

人体--结构系统的水平振动实验

针对静止状态人对结构水平振动特性的影响,建立实验平台,分别测试并分析了质量块-结构系统、单人-结构系统、多人-结构系统水平自振频率与阻尼比变化规律.给出了两种人-结构系统静态水平耦合模型的比较分析以及人体的水平振动频率估计.结果表明:在分析静止状态下人对结构水平振动特性的影响时,人体不可简单作为质量块或质量-弹簧-阻尼系统,而应看作带人体刚性质量的质量-弹簧-阻尼系统.结合实验测试数据和人-结构系统水平耦合模型,得到人体水平前后向频率范围为0.236～3.748 Hz,人体水平左右向频率范围为0.194～5.32 Hz.     

高锁螺栓连接件动态拉伸响应与失效机理

飞机坠撞过程中结构的变形模式和吸能对乘员保护具有重要意义，而连接结构的载荷传递和失效形式是影响飞机结构变形的重要因素之一。为了获取航空高锁螺栓连接件在坠撞载荷下的动态响应和失效机理，基于抗剪型平头高锁螺栓设计了2种材料（2024-T3和7050-T7451）的单钉单搭接连接件，利用高速液压伺服材料试验机进行4种速度（0.01、0.10、1.00和3.00 m/s）下的拉伸测试，得到连接件的动态响应、极限载荷、能量吸收和失效模式随速度的变化规律，并分析了连接件的失效机理。结果表明，连接件的失效模式受母材和高锁螺栓/螺母材料强度影响较大，而受加载速度影响较小；当速度从0.01 m/s增加到3.00 m/s时，2024-T3连接件的极限载荷和能量吸收分别增加了2.17%和34.43%，7050-T7451连接件的极限载荷和能量吸收分别增加了5.53%和6.58%。     

星载并联平台自抗扰振动控制研究

在空间任务过程中为了减少振动对星载精密载荷的影响,需要在精密载荷和卫星本体的传递路径中加入隔振装置．本文旨在设计一种用于敏感载荷振动主动控制的六自由度并联平台．首先利用Newton-Euler法建立并联平台的动力学模型,然后基于自抗扰控制策略进行主动振动控制器的设计,接着对控制器的有效性进行数值仿真分析,并与PID (Proportion-Integration-Differentiation)控制算法作比较．结果表明,基于自抗扰控制策略的隔振系统能够有效抑制敏感载荷的振动,并且控制效果优于PID控制．此外当结构参数存在较大摄动范围时,该控制策略仍具有较强的鲁棒性．     

一种估算外弹性阻尼支承最佳参数的方法

设计参数合理的外弹性阻尼支承可以明显改善轴承－转子系统的固有特性及强迫振动响应。文中以滑动轴承支承的单质量转子系统不平衡响应计算为例，介绍了一种估算外弹性阻尼支承最佳参数的新方法——虚设振幅逆解法，并取得了良好的效果。研究结果表明，按照该方法选择弹性阻尼支承最佳参数是合理有效的，并使系统减振要求与改善系统传递力特性和系统的稳定性得到了内在统一。     

单自由度参数振动系统非线性响应的若干特征

用数值积分方法，分析了无阻尼单自由度参数振动系统在给定的单频刚度激励和单频外载荷激振时的非线性动力学响应特性。研究表明了参数振动问题的主要特征：1)单频激励多频响应；2)多频响应中各谐波的分布具有特殊的规律；3)系统具有多频共振特性。     

带非线性弹簧的两自由度准零刚度隔振系统力传递率特性

基于多自由度系统中的反共振特性,分别在传统线性隔振系统的上、下两层引入非线性倾斜弹簧负刚度机构,构成两自由度准零刚度隔振器。通过静态特性分析,推导出系统满足零刚度条件时,各参数之间的关系,分析了力学参数及结构参数对系统刚度特性的影响。建立两自由度准零刚度隔振系统的非线性动力学方程,利用平均法求解,推导出力传递率表达式,结合数值分析方法,探讨系统在不同的上、下层隔振器阻尼比、竖直刚度比及质量比情况下的力传递率特性,并与单自由度准零刚度隔振系统及线性斜弹簧两自由度准零刚度隔振系统进行对比研究。结果表明：当结构参数 （即：倾斜弹簧处于静平衡位置的长度与倾斜弹簧原长的比值）较小且倾斜弹簧为软化弹簧时,可在平衡位置附近获得较小的系统刚度及较大的低刚度区间;通过选择适当的上、下层隔振器阻尼比、竖直刚度比与质量比,可减小系统的起始隔振频率,增宽隔振频带,加快系统力传递率在特定频段内的衰减速率,改善系统的低频隔振性能。     

高速飞行器中空翼结构高温热振动特性试验研究

远程高速飞行器飞行速度快, 滞空时间长, 飞行过程中翼、舵等结构会出现长时间的剧烈振动, 由气动加热产生的高温还会使飞行器材料和结构的弹性性能发生变化, 从而引起翼、舵等结构振动特性的改变.因此获得高温与振动复合环境下的远程高速飞行器翼、舵等结构的振动特性参数对于高速飞行器的安全设计具有非常重要的意义.将高温热环境试验系统与振动试验系统相结合, 在对中空翼面结构进行振动激励的同时使用红外辐射加热方式对翼面结构生成可控的热环境, 并通过自行设计的耐高温引伸装置将中空翼结构的振动信号传递到非高温区进行数据采集与分析的方式, 实现了高达800℃~900℃的力热复合环境下的翼结构固有频率、模态等振动特性参数的试验测试, 其试验结果为远程高速飞行器中空翼结构在高温振动环境下的动特性分析和安全可靠性设计提供了重要依据.     

抛投式机器人高过载弹射泡沫塑料的共振吸能特性

针对抛投式机器人弹射过程中存在的高过载问题,使用缓冲材料对机器人进行减过载处理。讨论了缓冲材料在高过载情况下的吸能特性,根据抛投式机器人缓冲保护壳的结构和缓冲材料的性质,建立了单自由度支座激励系统数学模型,并对其系统固有频率和放大系数进行了分析。利用弹射器内弹道加速度测量系统测量了弹射器的激励曲线和机器人在缓冲材料作用下的响应。实验结果表明,当缓冲系统的固有频率与弹射器的激励频率接近时,系统产生共振,机器人所受过载增加。通过调整缓冲系统的参数,改变其固有频率,使系统放大系数小于1,避免产生共振。     

二维系统传递矩阵法

以薄板横向振动的振动特性问题为例提出了二维系统传递矩阵法. 从质点和无质量梁的传递 矩阵出发,建立了按列排列的薄板子结构的传递矩阵. 用二维系统传递矩阵法获得了整个板 的总体传递方程,从而可得到板在任意一种边界条件下的特征方程. 数值求解了两种情况下 薄板横向振动的固有振动特性. 计算结果表明,用该方法可用于研究类似薄板的二维系统的 动力学问题,且无需建立系统的总体动力学方程.     

生物力学进展和趋向(续)

三、运动关节力学运动关节(diarthrodial joint)的功能在于使动物能灵巧地运动肢体。译成力学术语就是:传递载荷,吸收冲击、振动,承受相当高的应力,且运动时摩擦系数很小。L.L.Malcom曾精细地测量过牛肱关节的摩擦系数,在正应力1—20kg/cm~2的范围内,动摩擦系数为0.0025—0.0040,而最好的工程材料的摩擦系数为0.01—0.05,整整差一个量级。      

变转速共轴旋翼载荷建模及实验验证

对共轴双旋翼无人飞行器操纵结构的简化,会引起旋翼载荷变化更加复杂。共轴双旋翼转速控制方法有助于飞行控制系统的实现,但是在飞行控制律设计时,需要透彻了解变转速旋翼的气动载荷变化,建立精准的旋翼载荷模型。本文深入分析了旋翼变转速情况下单旋翼系统和共轴双旋翼系统的旋翼入流分布,建立了单旋翼变转速旋翼载荷计算方法,提出了共轴双旋翼变转速旋翼载荷计算方法。明确了低雷诺数对微型旋翼飞行器的旋翼载荷计算影响,引入雷诺数修正系数完成对旋翼翼型升阻系数气动参数的修正和验证,提高了变转速共轴双旋翼载荷模型的计算精度。设计了一套变转速单旋翼系统和共轴双旋翼系统的旋翼载荷测量实验装置,通过实验测试完成了对共轴双旋翼载荷计算方法的验证,表明了所提出的变转速共轴双旋翼载荷模型和实验测试装置是可信的。     

FM—510型粘结固体润滑涂层的摩擦性能

针对航空发动机减磨延寿要求，研制了ＦＭ－５１０型粘结二硫化钼固体的润滑涂层。采用ＭＲＨ－３环块摩擦磨损试验机和Ｆａｌｅｘ试验机考察了其摩擦性能。结果表明，ＦＭ－５１０型粘结二硫化钼固定润滑涂层的摩擦系数低，承载能力高，耐磨寿命长，可以采用ＭＲＨ－３环块摩擦磨损试验机评价二硫化钼类涂层在高载荷低速度下的摩擦性能并可降低相应的测试成本。     

卫星减振的试验研究

根据某卫星发射对减振性能的要求,本文提出在适配器与星箭界面之间安装整星隔振器并且在适配器表面粘贴约束阻尼层的减振方案。并且利用振动台分别对卫星减振系统施加垂向和横向的基础激励,测量卫星上关键位置处的加速度响应,比较减振前后其频率响应特性的变化,以验证卫星减振方案的减振性能。试验结果的对比分析验证了此卫星减振系统能够隔离卫星高频段的横向和垂向振动,降低卫星结构频率响应的幅值,能够减小运载火箭发射时传递给卫星的环境载荷,提高卫星发射的可靠性。本文对于相关的航天器的减振设计具有实用的参考价值。     

基于混杂双稳定层合板的准零刚度隔振装置

准零刚度隔振装置(quasi-zero stiffness,QZS)在其平衡位置处的刚度接近于零,能够有效地隔离加速度幅值较低的微振动.因此,准零刚度隔振装置在卫星等航天器结构的微振动抑制领域有较好的应用前景.准零刚度隔振装置通常由正刚度部件及负刚度部件并联而成.在众多准零刚度隔振装置概念中,负刚度部件通常需要多个弹性部件及特定约束边界形成负刚度特性,导致准零刚度隔振装置的整体质量及体积相对较大.然而,航天器结构对隔振装置的质量特性及安装空间提出较高要求,因此需开发新型准零刚度隔振装置,降低隔振装置的质量及体积以满足航天器结构的使用要求.本文提出了一种基于混杂双稳定复合材料层合板的准零刚度隔振装置.通过利用混杂双稳定复合材料层合板自身的负刚度特性,降低了准零刚度隔振装置的结构复杂程度.本文对提出的准零刚度隔振装置的力学原理进行说明,对其隔振效果进行了仿真分析,并进行了隔振效果验证试验.隔振试验表明,准零刚度隔振装置的振动传递率曲线不再具有峰值,其实际振动传递率低于具有相同正刚度的线性隔振系统.基于试验及仿真分析结果,本文对隔振装置隔振性能的影响因素进行了分析讨论.分析结果显示,隔震装置中线性弹簧刚度与双稳定层合板负刚度之间的差异以及微小装配误差将导致隔振装置的隔振效果出现降低.