航天器推進劑晃動的動力學建模與抑制方法研究.pdf

1、液體推進劑的晃動問題在現(xiàn)代航天器的總體設計中愈發(fā)受到重視。這是由于隨著對航天器執(zhí)行任務能力要求的提高，推進劑在航天器的總重構成中占有的比例亦相應增加。而大量液體推進劑的晃動行為有可能影響航天器整體的動力學性能，對結構的安全性或系統(tǒng)的穩(wěn)定性構成威脅。本文針對此問題，基于液體晃動模態(tài)理論，利用等效力學方法建立了晃動耦合動力學模型，分析研究了推進劑晃動對航天器造成的動力學影響，并從防晃結構設計和前饋控制兩種角度探討了抑制推進劑晃動的實用方法。

2、具體研究內容與主要成果如下：
　　結合航天應用背景，對以往有關液體晃動的國內外研究從基本理論、研究方法和成果應用三方面進行了綜述，確定了研究內容與實現(xiàn)步驟：以模態(tài)理論為基礎，以等效力學方法為手段，分析推進劑晃動與航天器控制系統(tǒng)的動力學耦合關系，開展關于推進劑晃動抑制策略的研究。
　　基于流體力學基本理論和變分原理，建立以液體流動速度勢為待求函數(shù)的晃動問題數(shù)學描述。通過分離該函數(shù)中的時間變量，將描述方程由原來的偏微分方程組化為

3、關于模態(tài)函數(shù)的常微分方程組，為之后基于模態(tài)理論分析研究晃動的動力學問題奠定了基礎。
　　基于模態(tài)響應理論和力學等效原則，推導了以簡單機械系統(tǒng)代替液體系統(tǒng)的等效力學模型建模方法。通過在建模過程中，利用固體有限元通用分析手段獲取晃動模態(tài)特征值和特征向量，提高了建模效率和方法的適用性。方法的有效性和準確性則通過在若干算例中與相關研究數(shù)據(jù)的對比得到了驗證。利用等效模型的動力學開環(huán)分析結果，總結了非線性晃動模態(tài)被激發(fā)的必要條件，為研究推進劑

4、晃動與航天器控制系統(tǒng)動力學耦合效應建立了基礎。
　　從多體動力學的角度出發(fā)，以等效力學模型的研究結論為基礎，建立了航天器大系統(tǒng)內液-固-控耦合效應的分析模型。建立了可用于晃動動力學閉環(huán)分析的實時仿真模塊。數(shù)值仿真結果表明：以航天器剛體模型設計的控制率，由于推進劑晃動的擾動影響的實際存在，而有可能無法有效地實現(xiàn)控制目的。尤其是當推進劑晃動質量的質心比航天器質心更靠近軸向前端時，系統(tǒng)穩(wěn)定的必要條件是晃動質量必須滿足由航天器轉動慣量和推

5、進劑貯箱相對位置確定的限制條件。
　　以流體力學繞流理論為基礎，解析分析了晃動抑制結構的作用機理。建立了結構防晃效能的定量分析模型。通過與實驗文獻的對比，驗證了解析分析的合理性。通過解析方法與計算流體力學模擬技術的結合，實現(xiàn)了對防晃結構設計過程的改進，其方法和結果對航天器貯箱的設計具有參考價值。
　　將輸入成型技術應用到液體推進劑晃動抑制的研究中。依據(jù)液體晃動基頻，通過對晃動幅度、航天器推力水平、時間或能耗優(yōu)化等因素的綜合考