結(jié)構(gòu)動力學分析工程應用介紹正規(guī)版資料

結(jié)構(gòu)動力學分析工程應用(yìngyòng)介紹第一頁，共17頁。一、飛行器分離(fēnlí)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(jiētóu)，它們使全彈的剛度分布發(fā)生局部擾動，如圖所示。第二頁，共17頁。一、飛行器分離面（接頭(jiētóu)）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(jiētóu)使剛度損失可達(30~40)%,如表8－1所示表8－1第三頁，共17頁。一、飛行器分離面（接頭）對固有特性(tèxìng)的影響對彈體(dàntǐ)固有特性的影響1.使全彈的固有頻率(ɡùyǒupínlǜ)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第四頁，共17頁。一、飛行器分離面（接頭）對固有(gùyǒu)特性的影響對彈體固有(gùyǒu)特性的影響2.使全彈的振動(zhèndòng)發(fā)生畸形接頭的存在，改變了剛度分布，必然使振型形狀、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。第五頁，共17頁。一、飛行器分離(fēnlí)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(kǎolǜ)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(lèibǐ)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）第六頁，共17頁?；鸺皟煽偂苯M織研制(yánzhì)人員對“8Hz”問題進行了深入的理論研究。這種考慮方式簡單，但較為粗糙。液體晃動的動態(tài)特征(tèzhēng)引入全系統(tǒng)的方式有以下兩種。(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。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；當阻尼較小時，阻尼的作用可以忽略。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。對彈體固有(gùyǒu)特性的影響二、貯箱內(nèi)液體晃動對固有特性(tèxìng)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。對于流體晃動的影響，則在總系統(tǒng)中增加一個分支系統(tǒng)反映。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。接頭(jiētóu)使剛度損失可達(30~40)%,如表8－1所示對于流體晃動的影響，則在總系統(tǒng)中增加一個分支系統(tǒng)反映。圖8-2所示為某彈前三階振型受接頭影響的變換情況。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；一、飛行器分離面（接頭(jiētóu)）對固有特性的影響接頭分類Ai額定值范圍優(yōu)10-103×10-10良10-93×10-10～3×10-9中10-83×10-9～3×10-8差10-73×10-8～3×10-7表9-3此經(jīng)驗公式是以英制(yīnɡzhì)給出的，使用時應予注意。3.實驗(shíyàn)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。分析方法第七頁，共17頁。一、飛行器分離(fēnlí)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(dānchún)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。分析方法第八頁，共17頁。問題(wèntí)的特點二、貯箱內(nèi)液體晃動對固有(gùyǒu)特性的影響晃動頻率(pínlǜ)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。第九頁，共17頁。推進劑晃動頻率(pínlǜ)的確定二、貯箱內(nèi)液體(yètǐ)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(yīdàn)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液體固定質(zhì)量m0、晃動質(zhì)量m1。晃動質(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。第十頁，共17頁。推進劑晃動(huàngdòng)頻率的確定二、貯箱內(nèi)液體晃動對固有特性(tèxìng)的影響2.自由(zìyóu)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)。第十一頁，共17頁。并入(bìnɡrù)全系統(tǒng)動態(tài)分析的兩種方式二、貯箱內(nèi)液體(yètǐ)晃動對固有特性的影響液體晃動的動態(tài)特征(tèzhēng)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，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。第十二頁，共17頁。并入(bìnɡrù)全系統(tǒng)動態(tài)分析的兩種方式二、貯箱內(nèi)液體晃動(huàngdòng)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量；這些都給動力設計帶來了附加困難。為此(wéicǐ)，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。第十三頁，共17頁。對彈體固有(gùyǒu)特性的影響(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。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。不過，實驗中應注意消除彈性彎曲的影響。－－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）使全彈的振動(zhèndòng)發(fā)生畸形二、貯箱內(nèi)液體晃動(huàngdòng)對固有特性的影響另外，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；中國航天員漫步太空的畫面?zhèn)鞅槭澜绲拿恳粋€角落。處理這類模型的關(guān)鍵是這些彈性件柔度的確定。另外一個特點是，一般只需考慮低階情況，特別是一階情況。精確地用純分析方法考慮(kǎolǜ)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。經(jīng)過進一步分析，研制(yánzhì)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。推進劑晃動(huàngdòng)頻率的確定為此，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。一般來講，在導彈彈體中部的接頭影響更加突出。三、8HZ振動(zhèndòng)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(rényuán)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(rényuán)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(rényuán)通過對遙測數(shù)據(jù)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。

第十四頁，共17頁。經(jīng)過進一步分析，研制(yánzhì)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(yánzhì)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性，型號隊伍分別進行了變能量蓄壓器研制(yánzhì)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。

第十五頁，共17頁。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)異常現(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(guòzài)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