發(fā)動機諧振與箭體模態(tài)耦合穩(wěn)定性及機理研究

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1、航空學報ActaAeronauticaetAstronauticaSinicaMay252011V01．32No．5822-832lSSN1000-6893CN11—1929／Vhttp：#hkxb．buaa．edu．cnhkxb@buaa．edu．on文章編號：1000-6893(2011)05—0822—11發(fā)動機諧振與箭體模態(tài)耦合穩(wěn)定性及機理研究李家文，李道奎*，周建平國防科學技術(shù)大學航天與材料工程學院，湖南長沙410073摘要：針對發(fā)動機諧振可能與箭體彈性振動之間發(fā)生耦合共振，從而引起姿態(tài)控制系統(tǒng)不穩(wěn)定的問題，首先將發(fā)動

2、機諧振特性簡化為一個二階環(huán)節(jié)，建立了包含發(fā)動機諧振方程的火箭姿態(tài)動力學模型；然后分析了發(fā)動機諧振對箭體模態(tài)極點頻率和阻尼比的影響，并從理論上分析了出現(xiàn)負阻尼比時發(fā)動機和箭體模態(tài)間的耦合共振機理，在此基礎(chǔ)上計算了導致姿態(tài)控制系統(tǒng)不穩(wěn)定的發(fā)動機諧振頻率邊界；最后通過時域仿真驗證了分析結(jié)果的正確性。結(jié)果表明，當發(fā)動機諧振頻率較低時可能與箭體低階彈性模態(tài)之間產(chǎn)生耦合共振，導致姿態(tài)角和姿態(tài)角速度出現(xiàn)振蕩甚至發(fā)散現(xiàn)象，發(fā)動機諧振頻率必須高于諧振頻率邊界最大值才能保證系統(tǒng)穩(wěn)定。相關(guān)工作對姿態(tài)控制系統(tǒng)的設計具有一定價值。關(guān)鍵詞：運載火箭；發(fā)動機

3、諧振；耦合共振；箭體模態(tài)；共振頻率邊界中圖分類號：V448．1文獻標識碼：A結(jié)構(gòu)彈性振動對大型運載器姿態(tài)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性有重要影響。在中國目前的大型運載火箭姿態(tài)控制系統(tǒng)設計中，主要考慮箭體彈性振動通過影響慣性平臺等傳感器測量信號的方式與控制系統(tǒng)間的耦合[1]，但對于采用擺動發(fā)動機推力矢量控制伺服系統(tǒng)的運載火箭來說，還沒有考慮傳動裝置一擺動發(fā)動機系統(tǒng)的局部諧振對姿態(tài)控制系統(tǒng)的影響。在推力矢量控制伺服系統(tǒng)中，作動筒作為傳動裝置，在控制指令的作用下推動發(fā)動機噴管繞擺動點擺動。由于噴管和作動筒都不是絕對剛性的，在噴管剛度、作動筒剛度以及

4、作動筒與噴管和發(fā)動機后端蓋的連接剛度不足的情況下，噴管在擺動的同時還會產(chǎn)生諧振[z-3]。與此同時，噴管由于隨箭體一起飛行還受到慣性負載力矩的作用，慣性負載力矩中不僅包含火箭剛體運動信號，還包含箭體彈性振動信號，這使得發(fā)動機噴管的諧振與箭體彈性振動之間產(chǎn)生耦合，威脅到姿態(tài)控制系統(tǒng)的穩(wěn)定性。傳統(tǒng)火箭發(fā)動機尺寸小、結(jié)構(gòu)緊湊、剛度大，發(fā)動機噴管的諧振頻率高，一般遠離箭體的彈性振動頻率，因此在姿態(tài)控制系統(tǒng)大回路中通常沒有考慮發(fā)動機噴管諧振和箭體彈性振動間因慣性負載力矩引起的耦合，而僅在伺服控制小回路中考慮了噴管的諧振特性。隨著新型大推力

5、發(fā)動機的研制，發(fā)動機尺寸越來越大，結(jié)構(gòu)越來越復雜，不可避免地導致傳動裝置一擺動發(fā)動機系統(tǒng)出現(xiàn)低頻諧振和多個諧振點等問題【3]，此時這種低頻諧振與箭體彈性振動間的耦合成為一個不容忽視的問題，因為它極有可能導致姿態(tài)控制系統(tǒng)不穩(wěn)定。這種問題在Arlane5[4]、Atlas5[5]、DeltaIVE61和AresVE73等國外新型運載火箭中普遍存在，在中國研制的新型大推力火箭發(fā)動機中也首次遇到這一問題[3]。蘇聯(lián)Ⅲ、美國‘91和印度Do-113等國家都曾對這個問收稿日期：2010-05-25；退修日期：2010．08—23；錄用日期：

6、2010·12-14；網(wǎng)絡出版時問：2011．03-1017：09網(wǎng)絡出版地址：www．cnkinet／kcms／detail／11．1929．V．20110310．1709．000．htmlDOI：CNK!：11-1929／V．20110310．1709．000*通訊作者．Tel．：0731·84574178E-mail：lidaokui@nudt．edu．∞硐糟纂武I事家史．李遭奎．周建平．發(fā)動機諧振與繁體模態(tài)耦合穩(wěn)定性及機理研究C∞．航空學報．201l。32(5)：B22-832．LiJia-¨御．LiDaokui．Zho

7、uJianping．StudyOftcouplingstabilityandmechanismbetweenengineharmonicoscillationandlaunchvehi-cle’Smocks

8、J

9、．ActaAeronauticaetAstronauticaSinica，20t

10、．32(5)}822-832．李家文等：發(fā)動機諧振與箭體模態(tài)耦合穩(wěn)定性及機理研究題開展過研究和分析。如美國在分析半人馬座上面級時就考慮了發(fā)動機擺動點摩擦和諧振對姿態(tài)控制系統(tǒng)的影響[1幻；印度在分析衛(wèi)星運載火箭的遙測數(shù)據(jù)時發(fā)現(xiàn)速率陀螺測量數(shù)據(jù)

11、存在高頻抖動現(xiàn)象，經(jīng)研究發(fā)現(xiàn)這種現(xiàn)象就是由發(fā)動機諧振引起的[10。。但這些文獻都十分簡略，沒有給出詳細的理論推導和耦合機理分析，也沒有給出發(fā)動機諧振頻率的不穩(wěn)定邊界，而這些對于了解火箭運動特性和系統(tǒng)設計都是十分關(guān)鍵的。實際的傳動裝置一擺動發(fā)動機系統(tǒng)可能含有多個諧