結(jié)構(gòu)動力學分析工程應用介紹

1、結(jié)構(gòu)動力學分析工程應用介紹第1頁，共17頁，2022年，5月20日，19點2分，星期二一、 飛行器分離面（接頭）對固有特性的影響 大部分火箭、導彈類型的飛行器都具有較多的接頭，它們使全彈的剛度分布發(fā)生局部擾動，如圖所示。第2頁，共17頁，2022年，5月20日，19點2分，星期二一、 飛行器分離面（接頭）對固有特性的影響導 彈 名 稱接 頭 數(shù)剛 度 損 失 K注“響尾蛇”413近程攻擊導彈SRAM631中程攻擊導彈MR731遠程標準導彈ER733“不死鳥”1049接頭使剛度損失可達 (3040)%,如表81所示表 81第3頁，共17頁，2022年，5月20日，19點2分，星期二一、 飛行器分

2、離面（接頭）對固有特性的影響 對彈體固有特性的影響1.使全彈的固有頻率下降 由于接頭削弱了附近彈體的剛度，同時接頭處往往存在空隙，因而它們都使全彈的固有頻率降低。影響程度與接頭的數(shù)量、類型、位置相關(guān)。表8-2中列舉了一些導彈的一階頻率由于接頭而引起的下降情況。導 彈 名 稱接 頭 數(shù)一階固有頻率下降“響尾蛇”47近程攻擊導彈SRAM617中程攻擊導彈MR717遠程標準導彈ER718“不死鳥”1033表 8 - 2第4頁，共17頁，2022年，5月20日，19點2分，星期二一、 飛行器分離面（接頭）對固有特性的影響 對彈體固有特性的影響2.使全彈的振動發(fā)生畸形 接頭的存在，改變了剛度分布，必然使

3、振型形狀、節(jié)點位置發(fā)生變化。在控制系統(tǒng)的設計中節(jié)點位置是個重要參數(shù)，所以，為了精確確定振型，必須考慮接頭的響應。圖8-2所示為某彈前三階振型受接頭影響的變換情況。 圖中x為彈體軸向坐標，坐標原點設在彈體頭部理論頂點， 為振型幅值。應當注意，同樣的接頭，所處的位置不同影響也不同。一般來講，在導彈彈體中部的接頭影響更加突出。第5頁，共17頁，2022年，5月20日，19點2分，星期二一、 飛行器分離面（接頭）對固有特性的影響 分析方法 精確地用純分析方法考慮接頭進行固有特性計算是困難的，一般都采用實驗與分析結(jié)合的方法。全彈的計算模型可以選用一維梁式模型或三維殼體模型，接頭則可分為處理為集中彎曲彈簧

4、或沿分離面周線分布的彈性組件。處理這類模型的關(guān)鍵是這些彈性件柔度的確定。對于集中彎度彈簧，其柔度確定的方法有以下幾種。1.類比法 參照已有的導彈接頭的柔度數(shù)據(jù)，用相似類比方法，推測所設計的接頭的柔度。2.經(jīng)驗公式法Alley和Leadbetfer根據(jù)大量實驗的統(tǒng)計，歸納出以下經(jīng)驗公式式中 第i個接頭的彎曲柔度； 接頭處彈身直徑（英寸） 柔度系數(shù)，根據(jù)接頭的不同類型已制成表格供查（表8-3）第6頁，共17頁，2022年，5月20日，19點2分，星期二一、 飛行器分離面（接頭）對固有特性的影響接頭分類Ai額定值范圍優(yōu)10-10310-10良10-9310-10310-9中10-8310-9310-

5、8差10-7310-8310-7表 9 - 3此經(jīng)驗公式是以英制給出的，使用時應予注意。3.實驗測定法4.其它方法 當已具有實體結(jié)構(gòu)時，可通過靜力實驗或動力實驗得到各個接頭實際柔度。不過，實驗中應注意消除彈性彎曲的影響。 也可采用有限元或最佳擬合的分析方法來確定接頭的柔度，不過方法復雜而精度并不理想。 分析方法第7頁，共17頁，2022年，5月20日，19點2分，星期二一、 飛行器分離面（接頭）對固有特性的影響 總之，隨著飛行器對固有頻率、振型、振型斜率的數(shù)量與精度要求日益提高，接頭產(chǎn)生的影響必須予以考慮。由于接頭類型較多，單純的分析方法尚未完善，目前主要依靠實驗來確定特性參數(shù)柔度。將所得柔度

6、參量代入系統(tǒng)模型，即可計得較為精確得全彈固有特性。 分析方法第8頁，共17頁，2022年，5月20日，19點2分，星期二 問題的特點二、 貯箱內(nèi)液體晃動對固有特性的影響晃動頻率及晃動激烈程度均與下列因素有關(guān)：容器形狀；推進器性質(zhì)；阻尼隔板設置情況；推進劑液面高度；加速度場的情況。 在飛行過程中，隨著燃料不斷燃燒，推進劑液面情況不斷發(fā)生變化，從而對系統(tǒng)固有特性的影響也隨之變化。這是本問題的主要特點。一般說來，為了掌握整個飛行過程的固有特性情況，就要分析各個不同的推進劑燃燒階段的頻率與振型。 另外一個特點是，一般只需考慮低階情況，特別是一階情況。因為經(jīng)研究指出，對于圓柱殼體，二階晃動質(zhì)量僅為一階晃

7、動質(zhì)量的3，而且在高階情況下液體內(nèi)部將產(chǎn)生紊亂的擾動，使阻尼激增，故二階以上可不予考慮。第9頁，共17頁，2022年，5月20日，19點2分，星期二 推進劑晃動頻率的確定二、 貯箱內(nèi)液體晃動對固有特性的影響 工程上常采用當量變換的方法，在對殼體壁作用的力與力矩相等、頻率相當?shù)臈l件下，將液體晃動模型等價代換為機械力學模型。一旦建立了當量機械模型，對于各種飛行器的液體晃動問題，可根據(jù)它們的液體參量、飛行狀態(tài)參量、飛行器參量很容易地確定出當量機械模型參量，從而確定出晃動頻率。一般采用的液體側(cè)向晃動當量機械模型有兩種。1.彈簧質(zhì)量模型 根據(jù)殼體半徑及液面高度，可按流體動力學分析導得的當量公式確定貯箱中

8、液體固定質(zhì)量m0、晃動質(zhì)量m1?；蝿淤|(zhì)量的運動受到彈簧與阻尼器的約束，其模型如圖8-10所示。 模型中阻尼系數(shù)C、彈簧剛度K1都按流體動力學導得的當量公式確定。當阻尼較小時，阻尼的作用可以忽略。第10頁，共17頁，2022年，5月20日，19點2分，星期二 推進劑晃動頻率的確定二、 貯箱內(nèi)液體晃動對固有特性的影響2.自由擺模型 從晃動的物理現(xiàn)象來看，將它等價為一個當量擺是無可非議的。此模型如圖8-11所示。其中 等參量也是由流體動力學分析得到的當量公式來確定。 進行這種模型代換后，液體晃動問題的處理就與結(jié)構(gòu)系統(tǒng)的其它部件的處理方式完全相同?？紤]到將它們并入全系統(tǒng)模型的方便性，在飛行器動態(tài)分析中

9、更習慣與采用彈簧質(zhì)量模型。由兩種模型均取一個運動質(zhì)量點 m1 可知，模型中值考慮晃動的一階模態(tài)。第11頁，共17頁，2022年，5月20日，19點2分，星期二 并入全系統(tǒng)動態(tài)分析的兩種方式二、 貯箱內(nèi)液體晃動對固有特性的影響液體晃動的動態(tài)特征引入全系統(tǒng)的方式有以下兩種。 (1) 將它從基本模型中分離出來，單獨擬定模型，導出其剛度、阻尼、慣性的等特性參量，然后以獨立的廣義坐標耦合到總系統(tǒng)中去構(gòu)成總運動方程，聯(lián)立求解。這樣求解的優(yōu)點是，可以形象地看到晃動的液體在整個系統(tǒng)動態(tài)特性中的地位與作用。 (2) 將晃動液體的質(zhì)量特性、剛度特性直接并入全系統(tǒng)模型對應位置上，如圖8-12所示。對于流體晃動的影響

10、，則在總系統(tǒng)中增加一個分支系統(tǒng)反映。這種考慮方式簡單，但較為粗糙。有飛行器在動態(tài)分析時，初始階段采用此法處理，在最后分析階段則改用第一種方式處理?！巴列荲”發(fā)射器就經(jīng)歷了這一過程。第12頁，共17頁，2022年，5月20日，19點2分，星期二 并入全系統(tǒng)動態(tài)分析的兩種方式二、 貯箱內(nèi)液體晃動對固有特性的影響 關(guān)于晃動液體對全系統(tǒng)動態(tài)固有特性的影響，其處理方法雖然基本上可以滿足工程需求，但是，由于液體的晃動而使結(jié)構(gòu)固有特性頻帶變寬，增加了發(fā)生耦合振動的可能性；另外，它提供了一個激勵源，是導致系統(tǒng)動態(tài)失穩(wěn)的渠道之一；同時，由于燃料量在整個飛行器中不斷變化，從而使全系統(tǒng)固有頻率與振型都成為時間的變化

11、量；這些都給動力設計帶來了附加困難。為此，工程上往往采用結(jié)構(gòu)措施（如設計阻尼擋板，采用集束式貯箱）或系統(tǒng)化措施（燃料按程序轉(zhuǎn)移，燃燒次序化等），盡量降低液體晃動所產(chǎn)生的動力影響。第13頁，共17頁，2022年，5月20日，19點2分，星期二三、 8HZ振動現(xiàn)象從楊利偉的不適改起2003年10月，航天員楊利偉搭乘“神舟五號”升空時，曾在一個短暫的時間內(nèi)感到非常不適。長二F火箭研制人員在了解到這一情況后，立即分析數(shù)據(jù)查找原因。數(shù)據(jù)分析顯示，火箭在上升期間曾出現(xiàn)過短暫的共振現(xiàn)象。為此研制人員對發(fā)射“神舟六號”飛船的長二F火箭進行了改進?！吧窳鄙系暮教靻T沒有產(chǎn)生特別的不適感，但技術(shù)人員通過對遙測數(shù)據(jù)

12、的分析，發(fā)現(xiàn)火箭從起飛126秒開始還是出現(xiàn)了逐漸增大的縱向單頻振動，頻率約為8Hz (以下稱為“8Hz”振動)。如果這一問題不解決，“神七”上的航天員還有可能產(chǎn)生像楊利偉那樣的感覺。因此，火箭系統(tǒng)“兩總”系統(tǒng)決心在發(fā)射“神七”的火箭上解決這一問題。第14頁，共17頁，2022年，5月20日，19點2分，星期二經(jīng)過進一步分析，研制人員發(fā)現(xiàn)“8Hz振動”現(xiàn)象是助推器動力輸送系統(tǒng)導致的比較典型的縱向耦合振動?；鸺皟煽偂苯M織研制人員對“8Hz”問題進行了深入的理論研究。為抑制這一現(xiàn)象，開展了穩(wěn)定性分析方法研究和振動抑制設計工作，確定了使用變能量蓄壓器來抑制振動的方案。為驗證分析結(jié)論和所采取措施的有效

13、性，型號隊伍分別進行了變能量蓄壓器研制試驗、管路試驗以及點火控制線路驗證試驗；根據(jù)確定的改進方案，完成了新蓄壓器以及點火控制線路的設計、生產(chǎn)和總裝測試。第15頁，共17頁，2022年，5月20日，19點2分，星期二增壓管路鋁改鋼長二F 第六發(fā)火箭成功發(fā)射后，型號隊伍在后續(xù)遙測結(jié)果分析時發(fā)現(xiàn)火箭飛行至415秒附近時出現(xiàn)異?，F(xiàn)象，二級尾艙熱環(huán)境參數(shù)出現(xiàn)較大幅度跳變或趨勢轉(zhuǎn)折，姿控系統(tǒng)、箭體軸向加速度以及動力系統(tǒng)等部分參數(shù)也在這一時段內(nèi)出現(xiàn)了一定的變化。為了解決這個問題，在兩年半的時間內(nèi)，研制者組織國防科大、中科院等單位開展了理論研究。經(jīng)過研究，發(fā)現(xiàn)了在415s過載和加速度的跳動現(xiàn)象，得到了正常飛行不會產(chǎn)生這種異?，F(xiàn)象的結(jié)論。但是，為了確保萬無一失，火箭“兩總”系統(tǒng)還是決定進行改進。經(jīng)過真空噴流試驗，確認415秒現(xiàn)象是由增壓管路故障造成的。為此，火箭“兩總”系統(tǒng)組織設計了二級增壓管路鋁改鋼的技術(shù)方案，進一步提高了火箭的可靠性。第16頁，共17頁，2022年，5月20日，19點2分，星期二經(jīng)過中國航天科技集團公司飛船和火箭研制者艱苦卓絕的攻關(guān)，神舟七號飛船載人航天飛行任務按計劃有條不