国产日韩欧美一区二区三区三州_亚洲少妇熟女av_久久久久亚洲av国产精品_波多野结衣网站一区二区_亚洲欧美色片在线91_国产亚洲精品精品国产优播av_日本一区二区三区波多野结衣 _久久国产av不卡

?

多用途飛船返回艙虛擬振動試驗研究

2015-12-23 06:49朱云飛楊艷靜岳志勇姜利祥黃建國焦子龍
航天器環(huán)境工程 2015年4期
關(guān)鍵詞:振動臺多用途返回艙

朱云飛,楊艷靜,岳志勇,姜利祥,黃建國,焦子龍

(1.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所 可靠性與環(huán)境工程技術(shù)重點實驗室,北京 100094; 2.北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所,北京 100094)

0 引言

航天器的物理振動試驗在驗證航天器設(shè)計方案、確保航天器質(zhì)量與可靠性方面發(fā)揮著重要的作用,但它存在以下局限[1]:1)航天器的精密性、昂貴性及振動試驗的風險性將導致一些高量級的振動試驗難以進行,而且每增加一次振動試驗,對于航天器正樣產(chǎn)品都是不利的;2)振動試驗的周期長,耗費大。而虛擬振動試驗可以很好地彌補物理振動試驗的缺陷,其與物理振動試驗結(jié)合進行,不僅可以提高航天器的環(huán)境可靠性,也可以縮短航天器的研制周期。

國外對虛擬振動試驗技術(shù)的研究已取得一些成果并將其應用于工程實際[2-3]。NASA 的結(jié)構(gòu)環(huán)境強度實驗室提出了航空航天產(chǎn)品測試的KBT(knowledge-based testing)方法并建立了VETO(virtual engineering for test optimization)軟件系統(tǒng)。ESA 和ESTEC 通過虛擬振動試驗來檢驗航天器大型結(jié)構(gòu)的抗振能力。Airbus 公司開發(fā)了飛機虛擬振動臺系統(tǒng)并應用于工程中,包括A380 飛機的襟翼系統(tǒng)、A400M 飛機的垂直尾翼虛擬試驗和整機虛擬GVT 試驗等。

我國也開展了虛擬振動試驗技術(shù)的研究。2010年宋瓊等[4]建立了含動圈-夾具-試件以及功放、控制器的模型并形成了初步的閉環(huán)虛擬振動模型系統(tǒng),但還達不到工程應用的程度。2013年上海衛(wèi)星裝備研究所與哈爾濱工業(yè)大學航天學院[5]聯(lián)合開展了飛行器虛擬振動試驗平臺的構(gòu)建,研究了基于電動振動臺的機電聯(lián)合仿真試驗技術(shù),分別建立了振動臺機械系統(tǒng)、振動控制系統(tǒng)、電磁作動系統(tǒng)和試件柔性體的仿真模型,搭建了飛行器虛擬振動試驗平臺,其中采用LMS 的Virtual Lab Motion 建立了振動臺系統(tǒng)的多體動力學模型和基于Imagine.Lab AMESim 的機械與電磁元件庫的振動臺系統(tǒng)機電耦合模型。中國航天科工集團防御技術(shù)研究院的范伯鈞等[6]用有限元軟件Nastran 建立了隨機振動模塊并自編程序完成了基于最大值控制方式的導彈虛擬振動環(huán)境試驗的仿真,同時與實際試驗結(jié)果進行了對比,驗證了此方法的可行性,為今后導彈的振動試驗設(shè)計和方案優(yōu)化打下了基礎(chǔ)。

北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所建立了整星虛擬振動試驗系統(tǒng)[7-8],該系統(tǒng)包含振動臺的機械子系統(tǒng)、控制子系統(tǒng)、功放子系統(tǒng)、濾波及放大電路子系統(tǒng);并通過虛擬振動試驗工程化與應用技術(shù)研究,將已經(jīng)取得的虛擬振動試驗技術(shù)成果轉(zhuǎn)化,建立了一套航天器虛擬振動試驗工程應用軟件系統(tǒng),包含多系統(tǒng)聯(lián)合仿真分析模塊[9]、分析模型修正模塊、夾具分析仿真模塊和試驗條件分析模塊。由于正在研制中的多用途飛船返回艙只要求進行虛擬振動環(huán)境試驗,所以利用此工程應用軟件系統(tǒng)對返回艙進行驗收級、鑒定級振動環(huán)境條件的虛擬試驗,并作出預示和評價。

1 有限元模型

1.1 多用途飛船返回艙模型

返回艙為圓錐側(cè)壁加球冠大底的結(jié)構(gòu)構(gòu)型,其結(jié)構(gòu)主體分為頂部、側(cè)壁、大底三部分,如圖1所示。

圖1 多用途飛船返回艙 Fig.1 The re-entry capsule of multi-purpose airship

頂部是返回艙的主要承力部件,需在返回段開傘過程中抵抗嚴苛的沖擊載荷。頂部有傘艙、彈射器、GNSS 天線、黑障天線等設(shè)備。側(cè)壁包括防熱層、蜂窩板和壁板,其中防熱層有4 塊,并與蜂窩板粘貼在一起,再用螺接的方式與壁板上的筋相連接。側(cè)壁上主要安裝有姿態(tài)控制、氣動測量功能的設(shè)備。大底是緩沖著陸沖擊載荷的關(guān)鍵部位,由內(nèi)外兩層蒙皮以及夾筋桁條組成。大底由金屬大底和防熱大底兩部分組成,其中金屬大底上主要安裝有信息管理、能源管理、回收、氣動測量等功能的設(shè)備;防熱大底上布設(shè)了氣動測量功能設(shè)備。

多用途飛船返回艙有限元模型共有66 693 個節(jié)點、71 956 個單元,如圖2所示。

圖2 多用途飛船返回艙有限元模型 Fig.2 Finite element model of the re-entry capsule

1.2 振動臺和夾具

40 t 雙振動臺的垂直狀態(tài)有限元模型(圖3(a))包含6300 個節(jié)點、5388 個單元;水平狀態(tài)有限元模型(圖3(b))包含6596 個節(jié)點、5217 個單元。

圖3 40 t 振動臺有限元模型Fig.3 Finite element model of the 40 t shaker

多用途飛船返回艙夾具模型如圖4所示,包含1537 個節(jié)點、904 個單元。夾具基本參數(shù)見表1。夾具第1 階固有頻率大于100 Hz,滿足航天器振動試驗對夾具剛度基本要求。

圖4 夾具有限元模型 Fig.4 Finite element model for the fixture

表1 夾具模型基本參數(shù) Table1 Parameters of the fixture

1.3 組合模型

將多用途飛船返回艙與夾具和振動臺的有限元模型組合到一起形成虛擬振動試驗的分析模型(見圖5)。虛擬振動試驗時,夾具和振動臺臺面、返回艙與夾具的兩個端面均采用RBE2 單元固接。

圖5 返回艙與夾具和振動臺組合的有限元模型 Fig.5 The assembled finite element model of the virtual and horizontal shaker,the fixture and the re-entry capsule

2 阻尼系數(shù)的確定

阻尼是描述結(jié)構(gòu)能量耗散的數(shù)學模型。能量耗散由多種機制引起,如材料的黏性、外/內(nèi)摩擦、結(jié)構(gòu)/材料的非線性(塑性、間隙)等。結(jié)構(gòu)體系的真實阻尼特性很復雜和難于確定,因此阻尼的計算經(jīng)?;趧恿υ囼灥慕Y(jié)果。但由于多用途飛船返回艙不開展物理振動試驗,所以其阻尼的估計只能從已有的與其結(jié)構(gòu)相近的“神舟一號”返回艙試驗結(jié)果中提取。

式中:Q為放大系數(shù);ζ為阻尼比。結(jié)構(gòu)的阻尼比ζ一般通過模態(tài)試驗測試獲取(固有頻率、主振型、阻尼比等),其中最方便的方法是通過幅頻特性曲線,采用半功率帶寬法獲得。在幅頻特性曲線的共振峰兩側(cè)可以找到幅值為峰值的0.707 倍的2 個點,稱為半功率點。在這兩點處,系統(tǒng)的振動能量近似為共振時能量的一半。采用半功率帶寬法來確定兩個半功率點對應的頻率f1和f2。在阻尼較小時,f1和f2分別為

其中fn為共振頻率。由式(2)和式(3)可推出阻尼比

2.1 垂直方向阻尼系數(shù)

根據(jù)“神舟一號”返回艙垂直向振動試驗時主結(jié)構(gòu)上8 個測點(從上到下依次分布)的響應曲線,按半功率帶寬法估計其垂直方向的阻尼,取8 個測點平均值為0.13。其中測點A13~A16 位于III 象限桁條上,測點A9~A12 位于I、IV 象限間的桁條上。用“神舟一號”返回艙垂直方向的阻尼來近似多用途飛船返回艙垂直方向的阻尼。

2.2 水平方向阻尼系數(shù)

確定水平方向阻尼系數(shù)的方法與垂直方向相同,參照“神舟一號”水平方向試驗數(shù)據(jù),取均值為0.142。用“神舟一號”返回艙水平方向的阻尼來近似多用途飛船返回艙水平方向的阻尼。

3 多用途飛船返回艙及帶夾具底部固支模態(tài)

多用途飛船返回艙設(shè)計完成后,開展了虛擬振動仿真分析。因大底在一階共振區(qū)響應遠超組件級試驗準許的范圍,必須修正原來的設(shè)計方案。經(jīng)過多次迭代修改后的模型稱之為模型二,虛擬振動試驗前的設(shè)計方案稱為模型一。多用途飛船的這兩種構(gòu)型在如下兩種工況下的模態(tài)分析結(jié)果見表2和表3:首先計算了多用途飛船返回艙底部固支的模 態(tài),之后計算了返回艙和夾具連接之后的夾具底部固支的模態(tài)。其中y向彎曲、z向彎曲和垂直向一階在振動過程中起決定作用。對比分析后可知,夾具對返回艙固有頻率的影響很小,夾具的一階共振頻率為435 Hz,夾具設(shè)計合理。

表2 修正前多用途飛船返回艙及帶夾具主要模態(tài)(模型一) Table2 The natural modes of the reentry capsule uninstalled/ installed on the fixture before modification(model 1)

表3 修正后多用途飛船返回艙及帶夾具主要模態(tài)(模型二) Table3 The natural modes of the reentry capsule uninstalled/ installed on the fixture after modification (model 2)

4 虛擬正弦掃描振動試驗分析

4.1 系統(tǒng)級試驗條件

多用途飛船正弦掃描振動試驗條件如表4所示。

表4 低頻正弦掃描振動試驗條件 Table4 Conditions for low frequency sine scanning vibration test

虛擬振動試驗開展了特征級0.2g、驗收級、鑒定級試驗。特征級振動試驗的目的是為了調(diào)整和優(yōu)化控制參數(shù),同時為預示高量級振動試驗條件做準備。

虛擬振動試驗控制點取在夾具與返回艙連接界面4 個象限點處。垂直向和水平向的控制壓縮比均設(shè)置為0.8。由于垂直向振動試驗都是從5 Hz 開始,并且返回艙的一階基頻遠遠高于2 Hz,所以垂直向虛擬振動試驗頻率取5~100 Hz,水平向頻率取2~100 Hz;均采用對數(shù)掃描,880 個掃頻點。驗收級與鑒定級的控制點、控制參數(shù)和掃頻參數(shù)相同。

4.2 限幅條件

限幅控制點暫定在軌道艙前端框。I、II 象限線各布置1 個三向加速度傳感器作為限幅控制點,驗收級響應限幅控制條件暫定為x向6g,y、z向4.2g。

4.3 組件級試驗條件

大底、頂部和側(cè)壁的組件級試驗條件分別見表5和表6。

表5 大底區(qū)組件試驗條件 Table5 Test conditions for the bottom zone of the capsule

表6 頂部和側(cè)壁組件試驗條件 Table6 Test conditions for the top zone and lateral zone of the capsule

4.4 加速度測量點

加速度測點的布置為:返回艙34 個,其中傘艙1 個,過渡框上4 個,側(cè)壁壁板上12 個,大底上17 個。虛擬振動試驗時對所有測點進行加速度輸出。這里僅考慮返回艙主結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位的4 個測點,測點位置和有限元模型上對應位置的節(jié)點編號如表7所示。

表7 響應點結(jié)果提取位置 Table7 Node numbers for output

4.5 試驗結(jié)果

虛擬振動試驗垂直向(x向)驗收級控制參考譜如圖6所示。通過對比可知,輸入?yún)⒖伎刂谱V與虛擬試驗控制譜吻合很好,只是在共振處稍微有點偏離,偏差在±5%以內(nèi)。

圖6 虛擬振動試驗控制曲線 Fig.6 Virtual vibration control curves

第一次虛擬振動試驗完成之后,結(jié)果顯示返回艙大底區(qū)的多個測點在垂直向響應均超過了組件級試驗條件。這是由于在10~20 Hz 區(qū)間為返回艙垂直向一階共振區(qū)(一階共振頻率為18.99 Hz),所以大底區(qū)測點的響應很大。為此,我們改進了設(shè)計方案。在大底區(qū)預留了2 個較大的出口,同時加固了大底與返回艙之間的連接,使得修正后的垂直向一階頻率增大為33.78 Hz,從而使得組件級試驗條件得到滿足。圖7~圖9分別為應急數(shù)據(jù)記錄器b 的安裝支架處在x,y,z三個方向上的響應結(jié)果。

圖7 應急數(shù)據(jù)記錄器b 安裝支架處的垂直x 向響應 結(jié)果對比 Fig.7 Comparison of the responses at the installation point of the data recorder b in a contingency in x direction

圖8 應急數(shù)據(jù)記錄器b 安裝支架處的水平y(tǒng) 向響應 結(jié)果對比 Fig.8 Comparison of the response at the installation point of the data recorder b in a contingency in y direction,(a)the damping effect,and (b)the result comparison between model 1 and model 2

圖9 應急數(shù)據(jù)記錄器b 安裝支架處的水平z 向響應 結(jié)果對比 Fig.9 Comparison of the response at the installation point of the data recorder b in a contingency in z direction,(a)the damping effect,and (b)the result comparison between model 1 and model 2

其中,從圖7(a)~圖9(a)可以明顯看出不同阻尼對于振動響應幅值的影響;圖7(b)~圖9(b)為模型修正前后的響應結(jié)果對比,可看出模型修正后不僅使得垂直向的振動滿足組件級條件,同時也降低了水平向振動響應幅值。

虛擬正弦振動試驗結(jié)果分析如下:

1)垂直向驗收級振動試驗時,各個測點響應均滿足了組件級試驗條件和響應限幅條件,無須下凹,其中測點19924 在33.99 Hz 的響應最大,為6.64g。

2)垂直向鑒定級振動試驗時,各個測點響應均滿足組件級試驗條件和響應限幅條件,無須下凹,其中測點19924 在33.99 Hz 的響應最大,為9.96g。

3)水平向驗收級振動試驗時,各個測點響應均滿足響應限幅和組件級試驗條件,無須下凹。以水平z向振動試驗為例,測點64684 在13.41 Hz(z向一階彎曲共振頻率)的響應最大,為3.45g。

4)水平向鑒定級振動試驗時,各個測點響應均滿足響應限幅和組件級試驗條件,無須下凹。以水平z向振動試驗為例,測點64684 在13.41 Hz(z向一階彎曲共振頻率)的響應最大,為5.17g。

5)垂直向驗收級振動試驗時,過渡段上端框火工鎖附近、側(cè)壁下端框火工鎖附近的應力比較大,其中側(cè)壁下端框火工鎖附近I、IV 象限間單元54682 的應力最大,為30.3 MPa。

6)水平y(tǒng)向驗收級振動試驗時,過渡段上端框火工鎖附近、側(cè)壁下端框火工鎖附近的應力比較大,其中過渡段上端框火工鎖附近III、IV 象限間單元21416 的應力最大,為41.17 MPa。

7)水平z向驗收級振動試驗時,過渡段上端框火工鎖附近、側(cè)壁下端框火工鎖附近的應力比較大,其中過渡段上端框火工鎖附近I、II 象限間單元21560 的應力最大,為53.03 MPa。

8)鑒定級振動試驗時,最大應力分布與驗收級的規(guī)律基本一致。x、y、z方向的應力最大值分別為45.46 MPa、61.75 MPa、79.5 MPa。

5 虛擬隨機振動試驗分析

在返回艙結(jié)構(gòu)設(shè)計過程中進行隨機振動仿真分析,可以有效預示結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位在力學環(huán)境條件下的響應。飛船上各關(guān)鍵部位響應的方均根值可以用來衡量隨機振動的劇烈程度。我們將通過有限元計算,開展垂直向和水平向隨機激勵下飛船的振動分析,考核飛船經(jīng)受此動力學環(huán)境的能力。

航天器隨機振動試驗中結(jié)構(gòu)的振動通常假定為線性、平穩(wěn)、各態(tài)歷經(jīng)隨機物理過程。因而,隨機振動的響應可以通過頻響函數(shù)計算。

式中:uj代表響應變量;Hja(ω)為傳遞函數(shù);Oa(ω)表示隨機激勵。

其式中:Sj(ω)為響應uj的功率譜密度;Sa(ω)為 輸入功率譜密度。若多個激勵互不相關(guān),則系統(tǒng)的總響應功率譜密度為各個激勵引起的系統(tǒng)響應功率譜密度之和,即為

若多個激勵通過互功率譜密度Sab相關(guān),則總的響應功率譜密度為

其中,H*jb(ω)為傳遞函數(shù)的共軛。

返回艙隨機振動環(huán)境以基礎(chǔ)隨機激勵的加速度功率譜密度形式給出,在垂直向和水平向上分別作用于星箭安裝界面。我們采用了NASA 的GEVS標準給出的最嚴格的隨機振動剖面,如圖10所示,垂直向(x向)和水平向(y,z向)的頻率計算范圍分別為5~100 Hz 和2~100 Hz。

圖10 隨機激勵加速度功率譜密度曲線 Fig.10 Random acceleration spectral density curve

隨機振動過程中,任意時刻多種頻率成分的激勵同時作用在返回艙結(jié)構(gòu)上。一般用方均根或者累計方均根等統(tǒng)計量來表征返回艙結(jié)構(gòu)的隨機振動。

返回艙主結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位的響應見圖11~圖13。其中如表7所示的4 個節(jié)點(16297、90233、94446以及35562)上的隨機振動響應需重點關(guān)注。隨機響應的功率譜密度表示隨機振動在各頻率成分的能量分布,見式(9)。隨機響應的方均根表征隨機振動的統(tǒng)計特性,見式(10)。隨機響應的累計方均根值則表示隨機振動的頻率成分,見式(11)。

圖11 返回艙主結(jié)構(gòu)4 個關(guān)鍵部位x 向隨機振動響應 Fig.11 Random vibration responses in x direction at four key points of the capsule

圖12 返回艙主結(jié)構(gòu)4 個關(guān)鍵部位y 向隨機振動響應 Fig.12 Random vibration responses in y direction at four key points on the capsule

圖13 返回艙主結(jié)構(gòu)4 個關(guān)鍵部位z 向隨機振動響應 Fig.13 Random vibration responses in z direction at four key points on main structure of the capsule

由圖11可知返回艙結(jié)構(gòu)的垂直向隨機振動響應以50 Hz 以下的頻率成分為主,而水平向以30 Hz以下為主(見圖12和圖13)。傘艙下端面中心點(節(jié)點94446)的響應在一階主頻與100 Hz 之間的響應比其他點要大。

表8列出了垂直向和水平向隨機激勵作用下返回艙主結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位的隨機響應,其中“x,x”表示x向激勵、x向響應,以此類推。可以看出,垂直向隨機激勵引起的響應較大,放大倍數(shù)可達3.7;而水平向較小,放大倍數(shù)均在1.0 左右。

表8 返回艙主結(jié)構(gòu)4 個關(guān)鍵部位加速度響應 Table8 The acceleration responses at four key points on main structure of the capsule

返回艙結(jié)構(gòu)的垂直向隨機響應以50 Hz 以下的頻率成分為主,而水平向以30 Hz 以下的響應為主。

6 結(jié)束語

在北京衛(wèi)星環(huán)境工程研究所研發(fā)的虛擬振動試驗系統(tǒng)的基礎(chǔ)上,開展了多用途飛船返回艙的虛擬正弦掃頻試驗和隨機振動試驗,試驗的控制誤差在±5%以內(nèi),符合多用途飛船返回艙虛擬振動試驗技術(shù)要求。在虛擬試驗中,采用半功率帶寬法并結(jié)合歷史數(shù)據(jù)確定了振動阻尼參數(shù),完成了垂直向(x向)和水平向(y,z向)激勵下返回艙結(jié)構(gòu)的振動響應分析,考核了返回艙經(jīng)受動力學環(huán)境的能力。

由于多用途飛船返回艙研制任務的需要,將不開展物理振動試驗,虛擬振動試驗是唯一的結(jié)構(gòu)振動考核方案。本研究為多用途飛船返回艙的設(shè)計和優(yōu)化提供了依據(jù)。

致謝

特別感謝向樹紅研究員、馮咬齊研究員、劉闖研究員、劉明輝高級工程師對本人的指導和幫助。

(References)

[1] 柯受全,金恂叔.衛(wèi)星環(huán)境工程和模擬試驗[M].北京: 宇航出版社,1996: 23-27

[2] Ricci S,Peeters B,Debille J.Virtual shaker testing: a novel approach for improving vibration test performance[C]∥Proceedings of ISMA2008.Leuven: Katholieke University Leuven,2008: 1767-1782

[3] Betts E J,Vansant K,Paulson C.Smart testing using virtual vibration testing[C]∥Proceedings of the 24thAerospace Testing Seminar.Manhattan Beach,2008: 103-111

[4] 宋瓊,范宣華,胡勇.基于MATLAB 和有限元的虛擬振動試驗系統(tǒng)[J].裝備環(huán)境工程,2010,7(6): 9-12 Song Qiong,Fan Xuanhua,Hu Yong.Virtual vibration test system based on MATLAB and FEA[J].Equipment Environmental Engineering,2010,7(6): 9-12

[5] 劉源,董立珉,孔憲仁,等.飛行器虛擬振動試驗平臺構(gòu)建[J].光學精密工程,2013,21(5): 1258-1263 Liu Yuan,Dong Limin,Kong Xianren,et al.Construction of virtual vibration testing platform for spacecraft[J].Optics and Precision Engineering,2013,21(5): 1258-1263

[6] 范伯鈞,劉煒.虛擬振動環(huán)境試驗在導彈研制中的應用[J].現(xiàn)代防御技術(shù),2007,35(6): 51-54 Fan Bojun,Liu Wei.Application of virtual vibration environment test on the development of missile[J].Modern Defence Technology,2007,35(6): 51-54

[7] 劉闖,向樹紅,馮咬齊.衛(wèi)星虛擬振動試驗系統(tǒng)研究[J].航天器環(huán)境工程,2009,26(3): 248-253 Liu Chuang,Xiang Shuhong,Feng Yaoqi.Virtual vibration test system for satellite[J].Spacecraft Environment Engineering,2009,26(3): 248-253

[8] 張正平,邱吉寶,王建民,等.航天器結(jié)構(gòu)虛擬動態(tài)試驗技術(shù)新進展[J].振動工程學報,2008,21(3): 209-221 Zhang Zhengping,Qiu Jibao,Wang Jianmin,et al.Progress on virtual dynamic test techniques for space vehicles[J].Journal of Vibration Engineering,2008,21(3): 209-221

[9] MSC Software Corporation.Nastran user’s manual[G],2004

猜你喜歡
振動臺多用途返回艙
“ 神舟十三號”返回艙安全著陸
基于振動臺試驗的通信機柜地震易損性分析
機械式振動臺結(jié)構(gòu)設(shè)計及其波形復現(xiàn)性能測試研究
5萬噸長貨艙多用途船舶開發(fā)設(shè)計
實踐十號返回艙回家
多用途飛船縮比返回艙成功著陸
世界最大推力電動振動臺完成測試
M-290“雷多哥”多用途教練機
中產(chǎn)直九型多用途直升機結(jié)構(gòu)圖