RESEARCH ON WHOLE-SPACECRAFT VIBRATION ISOLATION BASED ON PARALLEL LOAD-BEARING AND DAMPING SYSTEM 1)
Pan Zhongwen*,2), Xing Jianwei*, Wang Lei*, Chen Shenyan??收稿日期:2018-08-31接受日期:2019-01-25网络出版日期:2019-03-18
| 基金资助: |
Received:2018-08-31Accepted:2019-01-25Online:2019-03-18
作者简介 About authors
2)潘忠文,研究员,主要研究方向：载荷与力学环境.E-mail：zhwpan@sina.com
摘要
整星隔振是一种改善卫星振动环境的有效措施,传统整星隔振方案主要通过在卫星与火箭之间插入柔性、高阻尼结构.该方案因串联柔性元件,在实现减振的同时,也导致卫星分支(卫星、卫星支架、过渡支架)及整个运载火箭的模态频率大幅降低和卫星振动位移的显著增大.前者严重影响运载火箭飞行特别是末级飞行的稳定性;后者则会大幅减小卫星与整流罩的动态间隙,严重时可能导致卫星与整流罩碰撞.为了解决串联式整星隔振存在的问题,本文提出了一种在原主承力(过渡支架)结构中并联阻尼元件的整星隔振方案,该方案不改变卫星分支结构形式、连接关系,不影响卫星分支主承力结构的强度和刚度.根据柔性航天器的特点,建立了多自由度系统动力学模型,通过仿真分析研究了不同阻尼特性对系统共振频率附近传递特性的影响,得到了增大阻尼可有效改善系统各阶共振频率附近的振动传递特性.根据某运载火箭的外激励特点、过渡支架结构形式、卫星减振需求,设计的一种黏性阻尼器及其安装支架,通过在过渡支架均匀分布8个减振单元,构建了并联式承载减振一体的整星隔振方案,有限元分析和试验结果表明,该方案与无减振状态相比,卫星分支频率变化小于±5％,共振频率处传递特性改善30％~40％.
关键词：
Abstract
Whole-satellite vibration isolation is an effective measure to improve the satellite vibration environment. Traditional Whole-Satellite vibration isolation schemes mainly insert flexible and high-damping structures between satellite and rocket. Due to the series of flexible components, the scheme achieves vibration reduction, and also causes a significant decrease in the modal frequencies of satellite branches (satellite, satellite brackets, transition brackets) and the entire launch vehicle with a remarkably increase in satellite vibration displacement. The former seriously affects the flight stability of launch vehicle, especially the stability of final stage, while the latter greatly reduces the dynamic clearance between satellite and fairing, which may lead to collision between satellite and fairing in severe cases. In order to solve the problem of series whole-satellite vibration isolation, this paper presents a whole-satellite vibration isolation scheme with parallel dampers in the original main bearing structure (transition support). This scheme does not change the form and connection relationship of satellite branch structure, and does not affect the strength and stiffness of satellite branch main bearing structure. According to the characteristics of flexible spacecraft, a multi-degree-of-freedom system dynamics model is established. The effects of different damping characteristics on the transmission characteristics near the resonance frequencies of the system are analyzed by simulation. It is concluded that increasing damping can effectively improve the vibration transmission characteristics near the resonance frequencies of the system. A viscous damper and its mounting bracket are designed according to the external excitation characteristics of a launch vehicle, the structural form of transition support and vibration reduction requirement of satellite. By evenly distributing eight vibration reduction units in the transition support, a whole satellite vibration isolation scheme with Parallel bearing and vibration reduction is constructed. Finite element analysis and experimental results show that the variation of satellite branch frequencies is less than 5％ and the transmission characteristics at resonance frequencies are improved by 30％~40％ compared with the non-vibration state.
Keywords：
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本文引用格式
潘忠文, 邢建伟, 王檑, 陈珅艳. 并联式承载减振一体的整星隔振研究 1). 力学学报[J], 2019, 51(2): 364-370 DOI:10.6052/0459-1879-18-285
Pan Zhongwen, Xing Jianwei, Wang Lei, Chen Shenyan.
引 言
卫星在火箭发射过程中要承受从星箭界面传递而来的复杂振动环境[1],根据激励特点、频率范围分为低频振动环境和高频随机振动环境.高频随机振动环境主要由发动机喷流噪声和气动噪声激励产生,频率范围一般为20~2000 Hz;低频振动环境主要由火箭发动机点火、关机,跨音速抖振、级间分离、助推器分离等瞬态激励引起的自由衰减振动以及液体运载火箭结构系统与推进系统相互耦合引起的不稳定振动[2-5],频率范围一般为5~100 Hz. 由于卫星等航天器的主结构和次结构的基频都在100 Hz以下,在飞行和地面试验中出现振动放大,导致结构破坏等严重后果,是星箭双方十分关注的重要环境及试验验证项目.为了改善星箭界面的低频振动环境,一般在卫星火箭之间插入柔性且高阻尼结构[6-7],从而降低星箭界面低频振动响应量级.最早美国 CSA工程公司研制出了单轴[8-9](图1)和多轴[10]被动隔振系统,并取得较好的减振效果.方勃等[11-13]基于黏弹性材料的特性研究设计了新型圆盘隔振器,对中高频隔振效果较好.郑钢铁等[14-19]基于Stewart平台机构研制了八作动器的整星隔振平台,增加了2个冗余作动器,使系统的可靠性和承载能力得到了提高.Ruebsamen等[20]研制出ELVIS (evolved launch vibration isolation system)样机,实现了整星主/被动一体化振动控制的设计构想,主动减振需要传感器、控制器和能源装置,系统结构复杂,质量大.近年来,涂奉臣等[21-26]研究磁流变半主动减振平台,利用磁流变液阻尼连续可调、可靠性高的特点,可以在较宽频段取得减振效果.这种串联式减振原理是移频降幅,由于串联柔性结构导致系统频率大幅降低,对姿态稳定性和整流罩动间隙产生不利影响.
图1
新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT图1CSA公司单轴隔振系统
Fig.1CSA uniaxial vibration isolation system
为了解决串联式减振导致的系统频率大幅降低问题,杜华军等[27-29]、徐卫秀等[30-33]提出在卫星支架等承力结构上粘贴约束阻尼层的方案,并取得了一定的隔振效果.本文在此基础上,提出了并联式减振方案,即在保持过渡支架整体结构刚度不变的条件下,通过在主结构中并联黏滞阻尼器,显著提高阻尼,减小振动响应,实现承载与减振一体化.
1 柔性卫星动力学模型
典型卫星内分支结构如图2所示,卫星通过卫星支架和过渡支架与火箭转接框相连,过渡支架和卫星支架均采用蒙皮桁条结构,刚度较大,飞行遥测和地面试验结果表明,过渡支架处存在较大的振动放大.图2
新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT图2卫星内分支结构
Fig.2The internal branching structure of the satellite
若将卫星简化为刚体,过渡支架简化为弹簧和阻尼单元,系统可简化为单自由度系统,如图3所示,在基础正弦位移激励(频率为ω下,系统纵向振动微分方程为
式中,M为卫星质量,k和c分别为卫星支架和过渡支架等效纵向刚度和阻尼.无阻尼固有频率$\omega _0 = (k/m)^{\frac{1}{2}}$,阻尼比$\xi = c / (2m\omega _0 )$,在$\omega < \sqrt 2 \omega _0$时,位移传递率随着阻尼增大而减小,当$\omega > \sqrt 2 \omega _0$时,传递率随阻尼增大而增大[34].
图3
新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT图3单自由度系统
Fig.3Single degree system
与简单结构、设备不同,卫星属于柔性结构. 对质量4000 kg左右卫星,其根部固支状态,横向一阶频率(基频)在12 Hz左右,纵向一阶频率在30 Hz左右;对质量500 kg卫星,其根部固支状态,横向一阶频率在20 Hz左右,纵向一阶频率在50 Hz左右. 卫星相机、天线等有效载荷及次结构频率在80 Hz左右甚至更低. 在卫星根部固支边界条件下,在100 Hz以内一般存在100多阶整体和局部模态,因而不能将卫星简化为单自由度的弹簧-质量-阻尼系统.对于柔性卫星系统,以纵向特性为例,将卫星简化为具有$n$个自由度的质量-弹簧模型,忽略支架质量,将支架简化为弹簧和阻尼单元,图4为示意图,卫星与支架连接处质量$m_1$的振动微分方程为
式中,y为正弦位移激励,$x_1$为卫星与支架连接处质量的位移,$k_1$和$c_1$为卫星支架与过渡支架的等效纵向刚度和阻尼,即星箭之间的连接刚度和阻尼,$x_i$为卫星内质量点$m_i$的位移,$k_{1i}$为与$m_1$与$m_i$之间的连接刚度,若之间没有连接,则$k_{1i} = 0$.
图4
新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT图4多自由度系统
Fig.4Multiple-degree system
因而减振系统纵向振动微分方程为
式中,$X = \left[x_1 \quad x_2 \cdots x_n \right]^{\rm T}$为位移阵,$M = \left[ {{\begin{array}{cc} {m_1 } & {0_{1\times (n-1)} } \\ \vdots & \vdots \\ \end{array} }} \right]_{n\times n}$为质量阵,$C = \left[ {{\begin{array}{cc} {c_1 } & \cdots \\ \vdots & \vdots \\ \end{array} }} \right]_{n\times n}$为阻尼阵,$K = \left[ {{\begin{array}{*{20}c} {k_1 } & \cdots \\ \vdots & \vdots \\ \end{array} }} \right]_{n\times n}$为刚度阵,$F = \left[ {{\begin{array}{*{20}c} {c_1 \dot {y} + k_1 y} \\ {0_{(n-1)\times 1} } \\ \end{array} }} \right]_{n\times 1}$为等效的激励阵.
串联式减振在提高阻尼$c_1$的同时,会减小刚度$k_1$,从而降低系统频率. 采用并联式减振系统,即提高阻尼$c_1$,而基本不改变系统质量阵和刚度阵. 第i阶模态阻尼为
式中,$\phi _{1i}$为第i阶模态振形向量$\phi _i$的第一个分量;${\varDelta} _i$为与$c_1$无关的常量,通过提高阻尼$c_1$,若$\phi _{1i} \ne 0$,则可以增加第i阶模态的模态阻尼,若$\phi _{1i} = 0$,则第i阶模态力
$$\bar{F}_i = \phi _i^{\rm T} F = \phi _{1i} (c_1 \dot{y} + k_1 y) = {\bf 0} $$
则不会激起此阶振动.因此,通过提高过渡支架处阻尼水平,可以提高参与振动模态的模态阻尼,从而实现对多阶共振峰的衰减.
对图4的多自由度系统进行简化,将卫星纵向振动简化为两个自由度,进行说明,如图5所示,选取$m_2/m_1 = 3$,$k_2/k_1 = 1$,令$\omega _0 = (k_1/m_1)^{1/2}$,阻尼比$\xi = c_1 / (2m_1 \omega _0 )$,位移激励y频率为$\omega$,得到支架上下端面的位移传递率$T = \left|x_1 (\omega )\right|/\left|y(\omega ) \right|$随频率比$\omega / \omega _0$和阻尼比$\xi$的关系,可以看出,随着阻尼$c_1$的增大,一阶与二阶共振峰均逐渐减小,根据模态叠加原理,当频率高于二阶共振频率的$\sqrt 2$倍时,随着阻尼增大传递率会增大,当分析频率较低,且阻尼在一定范围内时,大于$\sqrt 2$倍二阶共振频率处的传递率并没有发生明显恶化.通常情况下,在分析频率(100 Hz)范围内卫星模态较密集,说明提高过渡支架阻尼水平,可以整体改善振动环境.
图5
新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT图5纵向位移传递率
Fig.5Longitudinal displacement transfer rate
为提高过渡支架阻尼水平,可以在过渡支架上段、中段或者下段挖去部分蒙皮,安装阻尼器.但由于安装在上段和下段需要分别和加强筋和转接框相连,阻尼器结构尺寸和安装受限,因而选择在过渡支架中段,即在上下中间框之间,对称地去除局部蒙皮,用阻尼器替代之,通过铰链连接在上下中间框上,其有限元分析模型如图6所示.由于蒙皮主要影响结构横向弯曲频率,桁条主要影响结构纵向频率,利用有限元模型初步进行了模态分析,从表1可以看出,增加黏滞阻尼器后与原状态相比,横向与纵向一阶频率降低不到0.1 Hz,对姿态控制系统的稳定性和整流罩动间隙影响很小.
Table 1
表1
表1原状态与黏滞阻尼状态卫星内分支固有频率
Table 1
| Natural frequency | Original state/Hz | Viscous damping state/Hz |
|---|---|---|
| Vertical first order | 28.57 | 28.54 |
| Horizontal first order | 7.91 | 7.86 |
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图6
新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT图6八个阻尼器的过渡支架
Fig.6Transition support of eight dampers
去除部分蒙皮后,会影响到过渡支架强度,分别选取了跨音速和二级关机时刻截面载荷.在上端圆心节点分别施加跨音速和二级关机时的载荷,最大应力分别为131 MPa和57.9 MPa,小于铝合金屈服应力,不会产生破坏.
2 阻尼器设计
最常用的黏滞阻尼器为油缸-活塞式,阻尼力计算公式为式中,$F$为阻尼力;V为活塞杆运动速度;c为阻尼系数,与油缸直径、活塞直径、导杆直径和流体粘度等因素有关;$\alpha$为速度指数,与阻尼器内部的构造有关,不同的产品有不同的取值.
常用的黏滞阻尼器是非线性的,即式(5)中$\alpha$不为1,一般取0.3~0.5. 非线性阻尼器的特点是低速时等效线性阻尼系数较高速时的大,对于振动集中于低速的情况较有利,即低速下可提供足够大的阻尼系数,高速下阻尼力又不至于太大而增大对结构强度的要求.
选取阻尼器的速度-阻尼力满足关系式
式中,阻尼力$F$的单位是kN,速度V的单位是m/s.
进行频率响应分析. 调节阻尼杆的阻尼系数,得到的计算结果见表2.
Table 2
表2
表2不同阻尼系数下加速度响应、阻尼力和相对速度表
Table 2
| Damping coefficient | Vertical resonance acceleration/g | Horizontal resonance acceleration/g | Max damping force/N | Relatiue velocity/(ms)" |
|---|---|---|---|---|
| no damping rod | 3.77 | 2.73 | ||
| 700 000 | 3.25 | 2.34 | 11092 | 1.55X10-2 |
| 2 800 000 | 2.25 | 2.01 | 31128 | 1.09X10-2 |
| 3 200 000 | 2.13 | 2.03 | 33354 | 1.07X10-2 |
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根据阻尼器的相对速度和共振加速度值,选择加8根阻尼杆,阻尼系数为280 W$\cdot$Ns/m. 最大的阻尼力为31 128 N,因而设计支座的载荷取32 kN.
为防止阻尼器与过渡支架发生干涉,需要通过支座连接阻尼器和过渡支架,阻尼器的阻尼力通过支座传递到过渡支架,需承受阻尼器的峰值阻尼力.支座的材料为铝合金.尽可能的减小其质量,需要对支座结构进行优化设计.
建立支座的初始模型,采用solidThinking的Inspire软件进行拓扑优化;然后手动重构模型,优化后阻尼器和支座结构如图7所示.用Patran/Nastran软件进行静力分析和强度校核,满足要求.
图7
新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT图7阻尼器与支座装配图
Fig.7Dampers and support assembly drawings
优化后单套阻尼装置质量为4.75 kg,其中阻尼杆重3.14 kg,占主要部分,上下支座重量之和控制在1 kg以内,8套阻尼装置总增重38 kg.图8为阻尼器在过渡支架的装配示意图与实际安装图.
图8
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Fig.8Assembly drawings and actual installation drawings
3 试验结果
试验状态如图9所示,模拟星通过倒锥支架与过渡支架连接,对原状态和黏滞阻尼状态两种状态进行了正弦频率扫描试验,频率范围为5~100 Hz,扫描率为4 ct/min,量级为0.3 g.图9
新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT图9试验状态
Fig.9Test state
选取一组测点,得到从过渡支架下端面到星箭界面(倒锥支架上端面)的纵向(x向)与横向(y向和z向)传递率,如图10所示,y向由Ⅰ象限指向Ⅲ象限,与原状态相比,黏滞阻尼状态纵向传递率在一阶和二阶共振峰处明显衰减,在其他频率范围内基本相同;黏滞阻尼状态横向传递率在一阶共振峰处明显衰减,在其他频率范围与原状态基本相同.由于同一界面内布置多个测点,取平均值得到共振峰处的平均传递率,从表3可以看出,纵向共振峰处传递率下降36％,横向共振峰处传递率下降35％,具有明显的减振效果.同时,固有频率偏差在5％以内,即横向与纵向刚度基本不发生变化,保证了姿态控制系统的稳定性和整流罩动间隙的安全性.
Table 3
表3
表3两种状态纵向与横向传递率峰值对比
Table 3
| Mean transfer rate | Original state | Viscous damping state | Percentage damping | Deviation of natural frequency | |
|---|---|---|---|---|---|
| peak frequency peak value | peak frequency | peak value | |||
| vertical | 28.3 14.1 | 27.3 | 9.0 | 35.9% | 3.7% |
| lateral | 7.5 3.1 | 7.2 | 2.0 | 34.6% | 3.5% |
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图10
新窗口打开|下载原图ZIP|生成PPT图10两种状态纵向与横向传递率
Fig.10The longitudinal and transverse transfer rates of two states
4 结 论
提出一种基于黏滞阻尼器的并联式减振方案,用于改善星箭界面力学环境.在过渡支架安装8套粘性阻尼器装置,进行频响分析,确定了阻尼器阻尼系数.通过拓扑优化方法优化安装支座结构,以减小结构增重.进行了正弦扫频试验,与原状态相比,系统固有频率变化小于5％,黏滞阻尼状态可以减小共振峰处峰值,纵向衰减36％,横向衰减35％,在其他频率范围传递率基本不变,没有发生恶化.试验结果表明,在过渡支架上并联粘性阻尼器方式,可以有效降低共振峰处振动响应,且并不改变过渡支架总体结构形式,同时基本不改变系统固有频率,保证了姿态稳定性和整流罩动间隙在合理范围内.参考文献 原文顺序
文献年度倒序
文中引用次数倒序
被引期刊影响因子
DOIURLMagsci [本文引用: 1]
航天器力学环境条件是航天器及其部组件设计和地面试验验证的主要依据，直接影响着航天器的总体设计水平。随着我国航天事业的飞速发展，对航天器及其有效载荷的设计提出了越来越高的要求，而力学环境分析与条件设计技术已经成为制约我国航天器荷载比提高的瓶颈技术。本文重点针对航天器力学环境分析与条件设计技术所涉及的航天器力学环境预示理论方法，高精度有限元建模与模型修正技术以及航天器力学环境条件设计技术三个方面国内外研究进展进行了回顾，特别是对近五年来我国航天工业部门在航天器力学环境分析与条件设计领域取得的成就进行了综合评述。在此基础上，结合我国航天工程的实际需求，分析指出了今后在航天器力学环境分析与条件设计领域的主要研究方向。
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航天器力学环境条件是航天器及其部组件设计和地面试验验证的主要依据，直接影响着航天器的总体设计水平。随着我国航天事业的飞速发展，对航天器及其有效载荷的设计提出了越来越高的要求，而力学环境分析与条件设计技术已经成为制约我国航天器荷载比提高的瓶颈技术。本文重点针对航天器力学环境分析与条件设计技术所涉及的航天器力学环境预示理论方法，高精度有限元建模与模型修正技术以及航天器力学环境条件设计技术三个方面国内外研究进展进行了回顾，特别是对近五年来我国航天工业部门在航天器力学环境分析与条件设计领域取得的成就进行了综合评述。在此基础上，结合我国航天工程的实际需求，分析指出了今后在航天器力学环境分析与条件设计领域的主要研究方向。
[本文引用: 1]
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DOI
本文描述了美国、前苏联、欧洲、日本和中国等国内外运载火箭跷振(POGO)抑制技术研究的发展历程及进展,并总结出国内外火箭POGO抑制技术的特点,以及在小POGO和气蚀动力学等方面带来的启示.美国的POGO抑制技术研究经历了大力神2——土星V——航天飞机——具体问题具体分析等4个阶段的发展历程,中国的POGO抑制技术研究也类似经历了331工程——载人航天工程——新一代火箭——40 Hz问题等4个阶段.由此可知,POGO振动抑制呈现出"事前理论预示难度大、事后危害后果严重、解决过程漫长曲折"的特点,必须在重大航天工程实施前开展研究.
DOI
本文描述了美国、前苏联、欧洲、日本和中国等国内外运载火箭跷振(POGO)抑制技术研究的发展历程及进展,并总结出国内外火箭POGO抑制技术的特点,以及在小POGO和气蚀动力学等方面带来的启示.美国的POGO抑制技术研究经历了大力神2——土星V——航天飞机——具体问题具体分析等4个阶段的发展历程,中国的POGO抑制技术研究也类似经历了331工程——载人航天工程——新一代火箭——40 Hz问题等4个阶段.由此可知,POGO振动抑制呈现出"事前理论预示难度大、事后危害后果严重、解决过程漫长曲折"的特点,必须在重大航天工程实施前开展研究.
DOIURLMagsci
<p>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.</p>
DOIURLMagsci
<p>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.</p>
URL [本文引用: 1]
颗粒材料在高应力环境下会发生颗粒破碎现象,颗粒破碎不仅影响颗粒材料的力学特性,同时与大量工程问题密切相关.目前的相关研究主要集中在唯象地描述颗粒破碎的演化以及破碎对力学特性的影响层面,对颗粒破碎演化路径的物理机制研究较少.本文基于热力学框架,采用细观力学中细观-宏观的均匀化方法推导了颗粒体系弹性能和破碎能量耗散,并在最大能量耗散的假设下,在热力学框架内,建立了理想化的无摩擦球体颗粒等向压缩过程的弹性-破碎模型,阐述了颗粒材料破碎演化路径细观热力学机制.由于模型的推导不依赖任何唯象的经验公式,因此模型中包含的参数均有明确的物理意义.模型预测与前人试验结果对比表明,材料的初始级配对弹性压缩模量和破碎应力的影响并不相同：不同分形维数级配对应的弹性体变模量存在极大值,而破碎应力却随着分形维数的增大单调递增;颗粒破碎的演化符合最大能量耗散原理,且颗粒材料的压缩曲线可以分为弹性-破碎-拟弹性3个机制不同的阶段.
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颗粒材料在高应力环境下会发生颗粒破碎现象,颗粒破碎不仅影响颗粒材料的力学特性,同时与大量工程问题密切相关.目前的相关研究主要集中在唯象地描述颗粒破碎的演化以及破碎对力学特性的影响层面,对颗粒破碎演化路径的物理机制研究较少.本文基于热力学框架,采用细观力学中细观-宏观的均匀化方法推导了颗粒体系弹性能和破碎能量耗散,并在最大能量耗散的假设下,在热力学框架内,建立了理想化的无摩擦球体颗粒等向压缩过程的弹性-破碎模型,阐述了颗粒材料破碎演化路径细观热力学机制.由于模型的推导不依赖任何唯象的经验公式,因此模型中包含的参数均有明确的物理意义.模型预测与前人试验结果对比表明,材料的初始级配对弹性压缩模量和破碎应力的影响并不相同：不同分形维数级配对应的弹性体变模量存在极大值,而破碎应力却随着分形维数的增大单调递增;颗粒破碎的演化符合最大能量耗散原理,且颗粒材料的压缩曲线可以分为弹性-破碎-拟弹性3个机制不同的阶段.
DOIURLMagsci [本文引用: 1]
<p>开展航天器动力学与控制的研究在航天技术的发展中起到举足轻重的作用, 其目的在于发展有效的方法促使航天器在各阶段平稳可靠地运行. 航天器技术发展迅速, 其形式日趋多样化, 功能与构造日趋复杂,已经向大型空间站、微小卫星、深空探测等方向发展. 航天器结构表现出多耦合、非线性、极端外界环境, 以及大尺度柔性结构等特征, 由此激发起航天器动力学与控制领域各方向的深入研究. 航天器动力学与控制的研究方法覆盖理论分析、数值仿真, 以及实验模拟等诸多方面, 研究内容十分丰富. 本文概括介绍了近年来航天器动力学与控制研究方面的发展状况, 综述了跨航天器动力学与控制、航天器系统级动力学与振动控制、航天器部件级动力学与振动控制等航天领域中的若干基础问题. 内容主要集中于航天领域中不同应用范围、不同层次结构的航天器动力学模型的建立和动力学响应与振动控制的研究方法及已取得的成果. 最后, 提出了该领域中值得进一步考虑的科学问题及未来的发展方向.</p>
DOIURLMagsci [本文引用: 1]
<p>开展航天器动力学与控制的研究在航天技术的发展中起到举足轻重的作用, 其目的在于发展有效的方法促使航天器在各阶段平稳可靠地运行. 航天器技术发展迅速, 其形式日趋多样化, 功能与构造日趋复杂,已经向大型空间站、微小卫星、深空探测等方向发展. 航天器结构表现出多耦合、非线性、极端外界环境, 以及大尺度柔性结构等特征, 由此激发起航天器动力学与控制领域各方向的深入研究. 航天器动力学与控制的研究方法覆盖理论分析、数值仿真, 以及实验模拟等诸多方面, 研究内容十分丰富. 本文概括介绍了近年来航天器动力学与控制研究方面的发展状况, 综述了跨航天器动力学与控制、航天器系统级动力学与振动控制、航天器部件级动力学与振动控制等航天领域中的若干基础问题. 内容主要集中于航天领域中不同应用范围、不同层次结构的航天器动力学模型的建立和动力学响应与振动控制的研究方法及已取得的成果. 最后, 提出了该领域中值得进一步考虑的科学问题及未来的发展方向.</p>
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The objective of the whole-spacecraft isolation is to reduce the launch-induced dynamic loads and the quality control costs of the satellite and its components, as well as increase the launch reliability. By insertion of isolators or the isolating payload attach fitting (PAF) between the satellite and the launch vehicle, the whole-spacecraft isolation system isolates the axial/lateral vibration without any change of the existing satellite hardware. This paper summarizes the progress in the past decade abroad and presents a prospect on the whole-spacecraft isolation.
DOIURL [本文引用: 1]
The objective of the whole-spacecraft isolation is to reduce the launch-induced dynamic loads and the quality control costs of the satellite and its components, as well as increase the launch reliability. By insertion of isolators or the isolating payload attach fitting (PAF) between the satellite and the launch vehicle, the whole-spacecraft isolation system isolates the axial/lateral vibration without any change of the existing satellite hardware. This paper summarizes the progress in the past decade abroad and presents a prospect on the whole-spacecraft isolation.
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Reduction of the vibration and shock loads seen by spacecraft during launch would greatly reduce the risk that the spacecraft and its instruments will be damaged during their ascent into orbit, and would also allow more sensitive equipment to be included in missions. As the severe launch environment also accounts for much of the expense of designing, qualifying, and testing spacecraft components, significant cost can also be saved if dynamic responses seen by the spacecraft are reduced. The launch events include low frequency dynamic loads such as liftoff, motor excitation, buffet, motor starts and shutoffs. Spacecraft are also subjected to shock loads in the several thousands of g's level during their trip to orbit. These high shock loads usually result from some separation event, such as staging, spacecraft separation, and fairing separation. Protecting the satellite from these loads by whole-spacecraft vibration and shock isolation systems has now been demonstrated. The basic concept of whole-spacecraft isolation is to isolate the entire spacecraft from the dynamics of the launch vehicle. This paper discusses two different systems: the SoftRide system, which is a lower frequency (10 - 50 Hz) isolation system and the ShockRing system, this is designed to attenuate higher frequency loads (70 Hz and above), including shock. All seven flights of CSA's SoftRide systems have shown excellent loads reductions in the coupled loads analyses and verified in the flight telemetry data Component tests have been performed on the ShockRing using a specially built pneumatic gun that can generate 10,000 g's on the test article. Results from these tests demonstrate substantial reductions of the shock being transmitted to the payload. Results from a system test consisting of a spacecraft simulator, payload attachment fittings, avionics section, and shock plate will be discussed.
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Small launch vehicles present an economically viable method for placing small satellites into orbit. These launch vehicles would be even more attractive to satellite customers if they could provide a softer ride to orbit. Passive whole-spacecraft vibration isolation systems have been developed for small launch vehicles to greatly reduce the dynamic launch loads. To date, two types of isolation systems have been designed.
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The traditional payload attaching fitting (PAF) does not provide any vibration isolation, because of its large stiffness. Whole-spacecraft vibration isolation is a direct and effective approach to assure the successful launching and orbit insertion of a spacecraft. In view of the problems of stiffness and vibration isolation design, for which the designers care most, the study of whole-spacecraft vibration isolator (WSVI) consists of two parts. In the first part, the stiffness feature of the WSVI is studied with reliability analysis and experimental data. In the second part, the problems induced by stiffness feature are discussed. The simulated and experimental data show that the transmissibility, which is coupled with stiffness, can be reduced by attaching the vibration isolator between the spacecraft and the launch vehicle.
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对整星进行振动隔离是降低作用于卫星上振动载荷的有效方法。在不改变火箭及卫星现有结构条件下，设计新型圆盘隔振器来实现整星隔振。通过建立隔振器动力学方程及有限元模型，分析了卫星-圆盘隔振器耦合系统的复模态、振动传递率及不同阻尼对隔振效果的影响。结果表明，在不改变星箭结构条件下，新型圆盘隔振器能有效地隔离振动载荷。
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对整星进行振动隔离是降低作用于卫星上振动载荷的有效方法。在不改变火箭及卫星现有结构条件下，设计新型圆盘隔振器来实现整星隔振。通过建立隔振器动力学方程及有限元模型，分析了卫星-圆盘隔振器耦合系统的复模态、振动传递率及不同阻尼对隔振效果的影响。结果表明，在不改变星箭结构条件下，新型圆盘隔振器能有效地隔离振动载荷。
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利用层合板的宏观应力应变关系，从三维板壳理论入手，建立了对称铺设正交各向异性层合圆板在外载荷作用下弯曲问题的微分方程。考虑一个复合材料整星隔振适配器与卫星所组成系统的横向运动等效模型，计算出特殊正交各向异性层合圆环板在集中弯矩作用下的解析解，并与有限元计算结果进行对比，证明了解的正确性。
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利用层合板的宏观应力应变关系，从三维板壳理论入手，建立了对称铺设正交各向异性层合圆板在外载荷作用下弯曲问题的微分方程。考虑一个复合材料整星隔振适配器与卫星所组成系统的横向运动等效模型，计算出特殊正交各向异性层合圆环板在集中弯矩作用下的解析解，并与有限元计算结果进行对比，证明了解的正确性。
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Stewart platform is widely used for vibration isolation and precise pointing. As it is a statically determinate structure, if any strut has fault, a disaster could be unavoidable. In the present paper, an octo-strut passive vibration isolation platform with redundancy is introduced and applied to whole-spacecraft vibration isolation. This platform is modeled with the Newton uler method. To avoid such possibility that the spacecraft may interact with the fairing, an approach of stiffness design is proposed to reinforce the rotation stiffness of the platform. With the mathematical model, design parameters of the isolator that will affect the nature frequencies of the isolator-spacecraft system are studied. The transmissibility of the isolator topped with rigid and flexible spacecraft is also studied. Results of analytical and numerical studies show that the octo-strut platform is a reliable and effective approach to improving the dynamic environment of a spacecraft.
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整星振动隔离是降低作用于卫星的振动载荷的有效方法.本文了采用多杆隔振平台来实现整星隔振,利用牛顿欧拉法建立了考虑基础运动和支杆转动惯量的隔振平台的动力学模型,分析了平台放置刚性卫星和柔性卫星的振动传递率,分析结果表明隔振平台可以有效的隔离来自于基础的振动.
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整星振动隔离是降低作用于卫星的振动载荷的有效方法.本文了采用多杆隔振平台来实现整星隔振,利用牛顿欧拉法建立了考虑基础运动和支杆转动惯量的隔振平台的动力学模型,分析了平台放置刚性卫星和柔性卫星的振动传递率,分析结果表明隔振平台可以有效的隔离来自于基础的振动.
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Whole-spacecraft vibration isolation is a direct and effective technique toward improving the dynamic environment that a spacecraft experiences during its journey to the orbit. Liquid viscosity dampers are the major component of an octo-strut vibration isolation platform for isolating the vibration of the whole spacecraft. To study the model and influence factors of the damper on the performance of the platform, a three-parameter dynamic model of the single strut is built, in which the effective elasticity of the liquid volume as a part of the strut is represented by a spring in series with the damper. By modeling the vibration isolation platform with Newton uler method, the design parameters of a single strut are defined by achieving optimal isolation performance along the longitudinal direction. From numerical analysis results with a rigid spacecraft and a flexible spacecraft on the top of the platform, it is found that the elasticity of the liquid volume is a key factor in defining the transmissibility. With a proper choice of the effective elasticity of the liquid volume, a better isolation performance than the commonly used two-parameter strut can be obtained.
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http://arc.aiaa.org/doi/abs/10.2514/1.10958
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整星隔振是降低作用于卫星的振动载荷的有效方法。在被动隔振的基础上施加主动控制可以提高隔振系统性能，实现全频带隔振。首先介绍了整星隔振技术的发展现状，并根据运载火箭的特殊环境要求确定了整星主动隔振平台方案。然后本文对隔振平台的各种控制方法进行了对比，对平台的冗余和重构问题进行了分析。实验结果表明，与被动隔振相比主动隔振平台有更好的低频隔振性能。
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整星隔振是降低作用于卫星的振动载荷的有效方法。在被动隔振的基础上施加主动控制可以提高隔振系统性能，实现全频带隔振。首先介绍了整星隔振技术的发展现状，并根据运载火箭的特殊环境要求确定了整星主动隔振平台方案。然后本文对隔振平台的各种控制方法进行了对比，对平台的冗余和重构问题进行了分析。实验结果表明，与被动隔振相比主动隔振平台有更好的低频隔振性能。
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动态响应时间是磁流变阻尼器的一个非常重要的性能参数,它直接决定着磁流变阻尼器的控制频率、应用范围和使用效果.本文定义由初始阻尼力变化到稳态阻尼力与初始阻尼力之差的63.2%时所需要的时间为动态响应时间,对测得的阻尼力上升过程和下降过程曲线进行了数据处理和统计分析,得到了不同测试条件下的响应时间常数,分析了电磁线圈连接方式、阶跃电流幅值、活塞速度值、工作温度等因素对汽车磁流变阻尼器动态响应时间的影响,并作了合理解释.
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动态响应时间是磁流变阻尼器的一个非常重要的性能参数,它直接决定着磁流变阻尼器的控制频率、应用范围和使用效果.本文定义由初始阻尼力变化到稳态阻尼力与初始阻尼力之差的63.2%时所需要的时间为动态响应时间,对测得的阻尼力上升过程和下降过程曲线进行了数据处理和统计分析,得到了不同测试条件下的响应时间常数,分析了电磁线圈连接方式、阶跃电流幅值、活塞速度值、工作温度等因素对汽车磁流变阻尼器动态响应时间的影响,并作了合理解释.
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为了减小汽车俯仰角、提高汽车平顺性,以磁流变减振器为控制对象,提出了自适应双模糊控制的半主动悬架系统。在实验室实际测试基础上,建立了磁流变减振器阻尼力的非线性Bingham模型和基于该磁流变减振器的半车四自由度汽车半主动悬架数学模型。分别以车身质心速度、俯仰角速度及其偏差变化率作为模糊控制器输入,设计了自适应双模糊控制器,实现了车辆半主动悬架的自适应模糊控制。利用MATLAB软件的SIMULINK工具箱对其进行仿真,获得车身加速度、悬架动行程及车轮动载荷的时域响应特性,并对仿真结果进行了对比分析。结果表明,自适应模糊控制下半主动悬架系统的隔振效果要远好于最优被动系统,而且对路面破坏小,并对运行工况有一定的适应性。
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为了减小汽车俯仰角、提高汽车平顺性,以磁流变减振器为控制对象,提出了自适应双模糊控制的半主动悬架系统。在实验室实际测试基础上,建立了磁流变减振器阻尼力的非线性Bingham模型和基于该磁流变减振器的半车四自由度汽车半主动悬架数学模型。分别以车身质心速度、俯仰角速度及其偏差变化率作为模糊控制器输入,设计了自适应双模糊控制器,实现了车辆半主动悬架的自适应模糊控制。利用MATLAB软件的SIMULINK工具箱对其进行仿真,获得车身加速度、悬架动行程及车轮动载荷的时域响应特性,并对仿真结果进行了对比分析。结果表明,自适应模糊控制下半主动悬架系统的隔振效果要远好于最优被动系统,而且对路面破坏小,并对运行工况有一定的适应性。
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为改善星箭界面低频振动环境,采用磁流变阻尼器作为半主动控制元件,设计六杆Stewart隔振平台,替代原有锥壳过渡支架。采用牛顿-欧拉法建立整星隔振平台动力学模型。针对星箭界面低频振动环境在特定频段振动量级较大的特点,采用H_∞控制进行控制器综合,通过选择合适的加权函数,对特定频段振动进行重点衰减。磁流变阻尼器采用双sigmoid模型,并设计新型半主动控制策略,跟踪期望阻尼力。仿真结果表明,相对传统控制方法,H_∞半主动控制在特定频段减振效果较好,且在其他频段控制效果没有恶化,验证了算法的有效性。
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为改善星箭界面低频振动环境,采用磁流变阻尼器作为半主动控制元件,设计六杆Stewart隔振平台,替代原有锥壳过渡支架。采用牛顿-欧拉法建立整星隔振平台动力学模型。针对星箭界面低频振动环境在特定频段振动量级较大的特点,采用H_∞控制进行控制器综合,通过选择合适的加权函数,对特定频段振动进行重点衰减。磁流变阻尼器采用双sigmoid模型,并设计新型半主动控制策略,跟踪期望阻尼力。仿真结果表明,相对传统控制方法,H_∞半主动控制在特定频段减振效果较好,且在其他频段控制效果没有恶化,验证了算法的有效性。
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By analyzing the correlation between modal calculations and modal experiments of a typical supporter, an effective finite element analysis( FEA)model of the actual aerospace supporter is created. According to the analysis of constrained viscoelastic damping, the strategies of PVC have been worked out, and the correlation between modal calculations and modal experiments of the supporter has also been computed, and then, an experiment has been designed based on the calculation results. The results of experiments verify that the PVC strategy can effectively suppress vibration.
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主要研究在蜂窝锥壳卫星适配器上附加约束阻尼来抑制锥壳传递振动.尽管约束阻尼方面的研究很多,但是大多数都是针对简单的梁或者板结构,而对复杂蜂窝锥壳结构的振动抑制问题研究还很少;为此,通过对蜂窝壳的等效化处理和约束阻尼结构的有限元建模理论分析,建立起卫星-适配器结构在有无附加约束阻尼情况下的有限元模型,进一步通过模态分析和频响分析,得到不同约束阻尼层设计参数对结构振动抑制影响规律.分析结果对于经济有效的设计约束阻尼层和结构减振减重具有较好的参考价值.
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主要研究在蜂窝锥壳卫星适配器上附加约束阻尼来抑制锥壳传递振动.尽管约束阻尼方面的研究很多,但是大多数都是针对简单的梁或者板结构,而对复杂蜂窝锥壳结构的振动抑制问题研究还很少;为此,通过对蜂窝壳的等效化处理和约束阻尼结构的有限元建模理论分析,建立起卫星-适配器结构在有无附加约束阻尼情况下的有限元模型,进一步通过模态分析和频响分析,得到不同约束阻尼层设计参数对结构振动抑制影响规律.分析结果对于经济有效的设计约束阻尼层和结构减振减重具有较好的参考价值.
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约束阻尼结构的高可靠性和良好的阻尼性能使得它在航天振动控制工程中得到了越来越广泛的应用.但是为实现约束阻尼结构的减重增效,需要寻找其优选的方案.本文通过典型的一种耦合结构约束阻尼振动抑制方案研究,得到了其优选的振动抑制方案.仿真结果表明,约束层和粘弹层相等面积铺设的方案比较保守;可以通过合理布置粘弹层而不改变约束层面积的方案来代替,实现约束阻尼结构的减重增效.该方案可为约束阻尼振动抑制设计提供参考.
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约束阻尼结构的高可靠性和良好的阻尼性能使得它在航天振动控制工程中得到了越来越广泛的应用.但是为实现约束阻尼结构的减重增效,需要寻找其优选的方案.本文通过典型的一种耦合结构约束阻尼振动抑制方案研究,得到了其优选的振动抑制方案.仿真结果表明,约束层和粘弹层相等面积铺设的方案比较保守;可以通过合理布置粘弹层而不改变约束层面积的方案来代替,实现约束阻尼结构的减重增效.该方案可为约束阻尼振动抑制设计提供参考.
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基于MSC.Patran/Nastran软件,对带有约束阻尼层的结构动力学特性分析方法进行研究。根据这一分析方法,并结合试验数据,对某卫星支架,提出几种附加约束阻尼层的设计方案,并进行减振效果分析,对试验结果预示,确定最终方案。试验数据表明,预示结果和振动试验结果基本一致,达到减振近20%的效果。文中提出的约束阻尼层设计方案已成功应用于运载火箭的飞行试验。
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基于MSC.Patran/Nastran软件,对带有约束阻尼层的结构动力学特性分析方法进行研究。根据这一分析方法,并结合试验数据,对某卫星支架,提出几种附加约束阻尼层的设计方案,并进行减振效果分析,对试验结果预示,确定最终方案。试验数据表明,预示结果和振动试验结果基本一致,达到减振近20%的效果。文中提出的约束阻尼层设计方案已成功应用于运载火箭的飞行试验。
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在星箭连接支架外表面附加约束 阻尼层可抑制星箭对接界面的振动,从而降低卫星在发射过程中所承受的振动和噪声载荷。本文将有限元技术与矩阵特征值摄动分析方法相结合,就卫星支架局部修 改(附加约束阻尼层)对星箭系统动态特性的影响进行了分析。以已有星箭系统结构的模态信息为基础,给出了支架部位附加约束阻尼层后星箭系统动态特性变化的 定量计算方法,并证明了该减振技术能够不明显的改变原星箭系统的固有特性。
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在星箭连接支架外表面附加约束 阻尼层可抑制星箭对接界面的振动,从而降低卫星在发射过程中所承受的振动和噪声载荷。本文将有限元技术与矩阵特征值摄动分析方法相结合,就卫星支架局部修 改(附加约束阻尼层)对星箭系统动态特性的影响进行了分析。以已有星箭系统结构的模态信息为基础,给出了支架部位附加约束阻尼层后星箭系统动态特性变化的 定量计算方法,并证明了该减振技术能够不明显的改变原星箭系统的固有特性。
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结构系统的振动控制是改善航天器动态特性的重要途径。本文分析了利用约束阻尼结构进行振动抑制的基本方法，讨论了约束阻尼结构的动力学特性和有限元模型。作为应用实例，本文将约束阻尼结构应用于某大型航天结构，对比附加约束阻尼前后结构的试验模态结果，作为一种被动振动控制方法，对航天结构振动抑制是有效和可行的。
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结构系统的振动控制是改善航天器动态特性的重要途径。本文分析了利用约束阻尼结构进行振动抑制的基本方法，讨论了约束阻尼结构的动力学特性和有限元模型。作为应用实例，本文将约束阻尼结构应用于某大型航天结构，对比附加约束阻尼前后结构的试验模态结果，作为一种被动振动控制方法，对航天结构振动抑制是有效和可行的。
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针对某航天器仪器安装板在噪声载荷作用下振动响应过大的情况，提出采取附加约束阻尼层的振动抑制措施。文章首先介绍约束阻尼层的应用情况，简要说明了约束阻尼层减振的原理；随后以航天器典型仪器安装板为研究对象，通过对比同等噪声载荷下约束阻尼层附加前、后仪器安装板上的振动响应，分析了振动抑制情况。结果显示，仪器安装板附加约束阻尼层后，仪器设备安装处随机振动均方根加速度平均降低1.56 dB（16.4%）。
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针对某航天器仪器安装板在噪声载荷作用下振动响应过大的情况，提出采取附加约束阻尼层的振动抑制措施。文章首先介绍约束阻尼层的应用情况，简要说明了约束阻尼层减振的原理；随后以航天器典型仪器安装板为研究对象，通过对比同等噪声载荷下约束阻尼层附加前、后仪器安装板上的振动响应，分析了振动抑制情况。结果显示，仪器安装板附加约束阻尼层后，仪器设备安装处随机振动均方根加速度平均降低1.56 dB（16.4%）。
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