結構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量、類型、位置相關。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)發生畸形接頭的存在，改變了剛度分布，必然使振型形狀、節點位置發生變化。在控制系統的設計中節點位置是個重要參數，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據，用相似類比方法，推測所設計的接頭的柔度。2.經驗公式法Alley和Leadbetfer根據大量實驗的統計，歸納出以下經驗公式式中－－第i個接頭的彎曲柔度；－－接頭處彈身直徑（英寸）－－柔度系數，根據接頭的不同類型已制成表格供查（表8-3）第六頁，共17頁。火箭“兩總”組織研制(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。液體晃動的動態特征(tèzhēng)引入全系統的方式有以下兩種。(2)將晃動液體的質量特性、剛度特性直接并入全系統模型對應位置上，如圖8-12所示。關于晃動液體對全系統動態固有特性的影響，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構固有特性頻帶變寬，增加了發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、頻率相當的條件下，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，則在總系統中增加一個分支系統反映。當已具有實體結構時，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，則在總系統中增加一個分支系統反映。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，是導致系統動態失穩的渠道之一；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構時，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、振型斜率的數量與精度要求日益提高，接頭產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——柔度。將所得柔度參量代入系統模型，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：容器形狀；推進器性質；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生變化，從而對系統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。因為經研究指出，對于圓柱殼體，二階晃動質量僅為一階晃動質量的3％，而且在高階情況下液體內部將產生紊亂的擾動，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、頻率相當的條件下，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，可根據它們的液體參量、飛行狀態參量、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。一般采用的液體側向晃動當量機械模型有兩種。1.彈簧質量模型根據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量m0、晃動質量m1。晃動質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構系統的其它部件的處理方式完全相同。考慮到將它們并入全系統模型的方便性，在飛行器動態分析中更習慣與采用彈簧質量模型。由兩種模型均取一個運動質量點m1可知，模型中值考慮晃動的一階模態。第十一頁，共17頁。并入(bìnɡrù)全系統動態分析的兩種方式二、貯箱內液體(yètǐ)晃動對固有特性的影響液體晃動的動態特征(tèzhēng)引入全系統的方式有以下兩種。

(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中去構成總運動方程，聯立求解。這樣求解的優點是，可以形象地看到晃動的液體在整個系統動態特性中的地位與作用。

(2)將晃動液體的質量特性、剛度特性直接并入全系統模型對應位置上，如圖8-12所示。對于流體晃動的影響，則在總系統中增加一個分支系統反映。這種考慮方式簡單，但較為粗糙。有飛行器在動態分析時，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。“土星V”發射器就經歷了這一過程。第十二頁，共17頁。并入(bìnɡrù)全系統動態分析的兩種方式二、貯箱內液體晃動(huàngdòng)對固有特性的影響關于晃動液體對全系統動態固有特性的影響，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構固有特性頻帶變寬，增加了發生耦合振動的可能性；另外，它提供了一個激勵源，是導致系統動態失穩的渠道之一；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)，工程上往往采用結構措施（如設計阻尼擋板，采用集束式貯箱）或系統化措施（燃料按程序轉移，燃燒次序化等），盡量降低液體晃動所產生的動力影響。第十三頁，共17頁。對彈體固有(gùyǒu)特性的影響(2)將晃動液體的質量特性、剛度特性直接并入全系統模型對應位置上，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，根據接頭的不同類型已制成表格供查（表8-3）使全彈的振動(zhèndòng)發生畸形二、貯箱內液體晃動(huàngdòng)對固有特性的影響另外，它提供了一個激勵源，是導致系統動態失穩的渠道之一；中國航天員漫步太空的畫面傳遍世界的每一個角落。處理這類模型的關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合的方法。經過進一步分析，研制(yánzhì)人員發現“8Hz振動”現象是助推器動力輸送系統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”系統組織設計了二級增壓管路鋁改鋼的技術方案，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，立即分析數據查找原因。數據分析顯示，火箭在上升期間曾出現過短暫的共振現象。為此研制人員(rényuán)對發射“神舟六號”飛船的長二F火箭進行了改進。“神六”上的航天員沒有產生特別的不適感，但技術人員(rényuán)通過對遙測數據的分析，發現火箭從起飛126秒開始還是出現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生像楊利偉那樣的感覺。因此，火箭系統“兩總”系統決心在發射“神七”的火箭上解決這一問題。

第十四頁，共17頁。經過進一步分析，研制(yánzhì)人員發現“8Hz振動”現象是助推器動力輸送系統導致的比較典型的縱向耦合振動。火箭“兩總”組織研制(yánzhì)人員對“8Hz”問題進行了深入的理論研究。為抑制這一現象，開展了穩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第六發火箭成功發射后，型號隊伍在后續遙測結果分析時發現火箭飛行至415秒附近時出現異常現象，二級尾艙熱環境參數出現較大幅度跳變或趨勢轉折，姿控系統、箭體軸向加速度以及動力系統等部分參數也在這一時段內出現了一定的變化。為了解決這個問題，在兩年半的時間內，研制者組織國防科大、中科院等單位開展了理論研究。經過研究，發現了在415s過載(guòzài)和加速度的跳動現象，得到了正常飛行不會產生這種異常現象的結論。但是，為了確保萬無一失，火箭“兩總”系統還是決定進行改進。經過真空噴流試驗，確認415秒現象是由增壓管路故障造成的。為此，火箭“兩總”系統組織設計了二級增壓