一種適用于新型空間飛行器的結(jié)構(gòu)/阻尼一體化設(shè)計方法
【專利摘要】本發(fā)明提出了一種適用于新型空間飛行器的結(jié)構(gòu)/阻尼一體化設(shè)計方法，包括如下步驟：(1)建立仿真模型；(2)確定該空間飛行器結(jié)構(gòu)需減振的響應(yīng)峰值；(3)確定需減振的響應(yīng)峰值對應(yīng)的主振動；(4)確定空間飛行器阻尼的最優(yōu)敷設(shè)位置；(5)確定阻尼材料、阻尼厚度以及約束層結(jié)構(gòu)參數(shù)，完成結(jié)構(gòu)/阻尼的一體化設(shè)計。本發(fā)明提出的空間飛行器結(jié)構(gòu)/阻尼一體化設(shè)計方法簡單易行，避免了反復(fù)設(shè)計和反復(fù)試驗的研發(fā)成本，同時能夠有效發(fā)揮飛行器阻尼減振作用。
【專利說明】
-種適用于新型空間飛行器的結(jié)構(gòu)/阻尼一體化設(shè)計方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明設(shè)及一種適用于新型空間飛行器的結(jié)構(gòu)/阻尼一體化設(shè)計方法，可用于新 型空間飛行器在結(jié)構(gòu)設(shè)計初期，同時進行減振設(shè)計，屬于空間飛行器結(jié)構(gòu)設(shè)計與阻尼減振
技術(shù)領(lǐng)域。
【背景技術(shù)】
[0002] 工程結(jié)構(gòu)在使用過程中不僅受到靜載荷的作用，而且許多結(jié)構(gòu)經(jīng)常會受到強烈的 動載荷作用。例如各種空間飛行器經(jīng)常處于惡劣的環(huán)境中，受到強烈的振動與沖擊，導致結(jié) 構(gòu)壽命降低、儀表失靈，從而誘發(fā)一系列嚴重事故，給國家和人民生命財產(chǎn)造成巨大損失。 據(jù)有關(guān)統(tǒng)計表明，在飛行器所發(fā)生的重大事故中，40%與振動有關(guān)。如何避免結(jié)構(gòu)發(fā)生劇烈 的振動，盡可能地減少結(jié)構(gòu)的響應(yīng)幅度提高結(jié)構(gòu)抑制振動的能力是個重要的課題。阻尼減 振，即提高結(jié)構(gòu)的阻尼，增加結(jié)構(gòu)在振動中的動能損耗，提高結(jié)構(gòu)動態(tài)環(huán)境下的抗振性能和 動態(tài)穩(wěn)定性，降低結(jié)構(gòu)傳遞振動的能力，被研究者廣泛關(guān)注。
[0003] 按照傳統(tǒng)的設(shè)計方法，在新型飛行器的研制初期，通常W結(jié)構(gòu)強度或剛度為設(shè)計 原則開展結(jié)構(gòu)總體設(shè)計，對飛行器結(jié)構(gòu)的動力學響應(yīng)問題未給予重點關(guān)注；而在后期研制 過程中，依據(jù)地面試驗中暴露出的飛行器結(jié)構(gòu)薄弱環(huán)節(jié)，進行阻尼減振的優(yōu)化設(shè)計。傳統(tǒng)方 法的主要弊端如下：
[0004] (1)在地面試驗后，依據(jù)減振需求對飛行器初始結(jié)構(gòu)方案進行優(yōu)化或更改，造成結(jié) 構(gòu)方案的反復(fù)設(shè)計、甚至反復(fù)試驗，嚴重影響研制進度，增加研制成本；
[0005] (2)對于飛行器的阻尼減振設(shè)計，目前尚未形成統(tǒng)一的規(guī)范，沒有建立可獲取阻尼 減振最優(yōu)敷設(shè)位置的方法，傳統(tǒng)方法經(jīng)常大面積應(yīng)用阻尼，導致阻尼材料不必要的浪費。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 針對現(xiàn)有技術(shù)中存在的弊端，本發(fā)明提出了一種適用于空間飛行器的結(jié)構(gòu)/阻尼 一體化設(shè)計方法，在新型空間飛行器的設(shè)計初期，將結(jié)構(gòu)與阻尼減振進行同步設(shè)計，確定最 佳阻尼敷設(shè)位置，既避免了反復(fù)試驗的研制成本和研制進度，又減少了阻尼材料不必要的 浪費。
[0007] 本發(fā)明基于結(jié)構(gòu)模態(tài)特性和動力學響應(yīng)的理論關(guān)系，建立了結(jié)構(gòu)/阻尼一體化設(shè) 計方法。此方法的主要思想是，基于新型空間飛行器的初步結(jié)構(gòu)方案，通過結(jié)構(gòu)動力學響應(yīng) 仿真分析，找到結(jié)構(gòu)需減振的響應(yīng)峰值；然后通過模態(tài)分析，確定響應(yīng)峰值對應(yīng)的主振動， 在主振動振型中的最大相對變形位置周圍附加阻尼層，實現(xiàn)對結(jié)構(gòu)關(guān)鍵部位的有效減振。
[0008] 本發(fā)明提供的一種適用于新型空間飛行器的結(jié)構(gòu)/阻尼一體化設(shè)計方法，包括如 下步驟：
[0009] (1)根據(jù)空間飛行器的初始結(jié)構(gòu)方案，通過有限元方法建立仿真模型；
[0010] (2)在有限元仿真模型中施加振動激勵，W模擬實際振動激勵，通過結(jié)構(gòu)動力學響 應(yīng)仿真分析，若響應(yīng)峰值高于空間飛行器耐受振動環(huán)境的闊值，則W此確定該空間飛行器 結(jié)構(gòu)需減振的響應(yīng)峰值；
[0011] (3)通過結(jié)構(gòu)模態(tài)分析，由動力學響應(yīng)仿真分析與結(jié)構(gòu)模態(tài)結(jié)果對比，確定需減振 的響應(yīng)峰值對應(yīng)的主振動；
[0012] (4)分析主振動振型，在結(jié)構(gòu)主振動中的最大相對變形位置附加阻尼層，確定空間 飛行器阻尼的最優(yōu)敷設(shè)位置；
[0013] (5)依據(jù)阻尼材料損耗因子要求，確定阻尼材料、阻尼厚度W及約束層結(jié)構(gòu)參數(shù)， 完成結(jié)構(gòu)/阻尼的一體化設(shè)計。
[0014] 所述步驟（3)中，依據(jù)步驟（2)確定的需減振的響應(yīng)峰值，由各響應(yīng)峰值對應(yīng)的頻 率值，找到結(jié)構(gòu)模態(tài)分析中頻率相近的各階模態(tài)，進而確定響應(yīng)峰值與主振動之間的對應(yīng) 關(guān)系。
[0015] 所述步驟（3)中采用有限元軟件進行模態(tài)分析，同時選取應(yīng)變輸出要求，計算得 到結(jié)構(gòu)模態(tài)結(jié)果及對應(yīng)各階主振動中應(yīng)變分布結(jié)果，步驟（4)依據(jù)步驟（3)的結(jié)果，確定最 大應(yīng)變位置即為結(jié)構(gòu)最大相對變形位置。
[0016] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比具有W下有益效果：
[0017] (1)基于結(jié)構(gòu)動力學分析理論，本發(fā)明建立了結(jié)構(gòu)/阻尼一體化設(shè)計方法，保證新 型空間飛行器在結(jié)構(gòu)設(shè)計的同時達到改善振動環(huán)境的效果，避免了在空間飛行器結(jié)構(gòu)定型 后或地面試驗后進行反復(fù)設(shè)計、反復(fù)試驗，優(yōu)化了設(shè)計流程，加快了研制進度。
[0018] (2)基于阻尼減振機理，結(jié)合有限元分析手段，本發(fā)明解決了阻尼最優(yōu)分布問題， 改進了傳統(tǒng)方法中大面積、無固定規(guī)則應(yīng)用阻尼材料的弊端。通過此方法確定阻尼層的最 佳敷設(shè)位置，可高效發(fā)揮阻尼的減振作用，最大減振效率提高至70 % W上。
【附圖說明】
[0019] 圖1是本發(fā)明結(jié)構(gòu)/阻尼一體化設(shè)計方法流程圖；
[0020] 圖2是某空間飛行器控制系統(tǒng)設(shè)備動力學響應(yīng)仿真分析結(jié)果；
[0021] 圖3是某空間飛行器上安裝板局部模態(tài)振型形態(tài)圖；
[0022] 圖4是上安裝板附加約束阻尼前后，某空間飛行器控制系統(tǒng)設(shè)備1及控制系統(tǒng)設(shè) 備2處試驗測點的FRF曲線對比圖；
【具體實施方式】
[0023] 多自由度系統(tǒng)受到外部激勵后將產(chǎn)生受迫振動，利用達朗伯原理等方法可W建立 具有比例阻尼的系統(tǒng)的振動微分方程為
[0024] 1)
[00 巧]
[0026] 荀
[0027]
[0028] 3；
[0029]
[0030] 4)
[0031] 求解上述方程組，并采用模態(tài)疊加方法，得到物理坐標下系統(tǒng)響應(yīng)為
[0032] S)
[0033] 坐標位移響應(yīng)的振幅放大因數(shù)為
[0034]
[003引 由式W可見，系統(tǒng)具有n個共振頻率點，在外力激勵下，系統(tǒng)振動由n階主振動疊 加而成，系統(tǒng)的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)是由n個不同形態(tài)的穩(wěn)態(tài)響應(yīng)疊加而成。當外力的激勵頻率接近 系統(tǒng)的某一階固有頻率時，鳴g 1，主坐標位移響應(yīng)X迅速增大，出現(xiàn)共振現(xiàn)象。此時，式 6)變?yōu)轼B則通過提高結(jié)構(gòu)阻尼，可有效降低振動響應(yīng)。
[0036] 綜上，依據(jù)結(jié)構(gòu)系統(tǒng)振動響應(yīng)，確定響應(yīng)峰值對應(yīng)的某階主振動；針對該階主振動 的振型特性，確定材料相對變形最大的位置，即在材料應(yīng)變最大的位置周圍布置阻尼層，可 W較大限度地達到能量耗散的目的。
[0037] 下面W某空間飛行器為例，結(jié)合附圖和【具體實施方式】對本發(fā)明的技術(shù)方案做進一 步詳細說明。顯然，所描述的實施例僅僅是本發(fā)明的一部分實施例，而不是全部的實施例。 基于本發(fā)明的實施例，本領(lǐng)域技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動前提下所獲得的所有其他實 施例，都屬于本發(fā)明要求保護的范圍。
[0038] 基于空間飛行器結(jié)構(gòu)方案，建立有限元模型，在模型底端面施加隨機振動激勵， 仿真分析結(jié)構(gòu)的隨機振動響應(yīng)。由于飛行器中兩個控制系統(tǒng)設(shè)備對隨機振動環(huán)境較為敏 感，本實施例對上述各兩關(guān)鍵設(shè)備的響應(yīng)結(jié)果進行詳細分析，如圖2所示，本實施例采用 Partran/Nastran 仿真軟件。
[0039] 通常，此控制系統(tǒng)設(shè)備的耐受振動環(huán)境的功率譜密度值為0. 4g2/Hz，仿真結(jié)果表 明，在55. 2化、196. 6化及251. 0化處，控制系統(tǒng)設(shè)備動力學響應(yīng)的功率譜密度峰值均大于 0. 4g2/Hz。故該控制系統(tǒng)設(shè)備歷經(jīng)的動力學環(huán)境超出設(shè)備的耐受能力，應(yīng)針對運S個共振 峰進行減振設(shè)計。
[0040] 對飛行器結(jié)構(gòu)進行模態(tài)分析，仿真結(jié)果如表1所示。
[0041] 表1模態(tài)頻率及振型結(jié)果
[0042]
[0043] 由上述動力學響應(yīng)分析結(jié)果與結(jié)構(gòu)模態(tài)仿真結(jié)果對比可知，該控制系統(tǒng)設(shè)備的= 處動力學響應(yīng)峰值分別對應(yīng)結(jié)構(gòu)的第3、8、11階主振動。此=階模態(tài)振型均為上安裝板局 部模態(tài)，振型形態(tài)如圖3所示。每階主振動中，上安裝板上最大相對變形的位置均不相同， 由于安裝板尺寸較小，為簡化生產(chǎn)工藝、提高可靠性，因此，依據(jù)阻尼材料在減振頻率有較 高的耗損因子、材料膽能剪切模量應(yīng)和減振頻率相適應(yīng)，W及約束層與基體層設(shè)計剛度近 似一致的原則，確定阻尼材料、阻尼厚度W及約束層結(jié)構(gòu)等設(shè)計參數(shù)，在上安裝板外表面附 加了約束阻尼層，W同時降低=處響應(yīng)峰值。
[0044] 為了驗證上述阻尼減振設(shè)計的有效性，在附加阻尼層后同樣進行了動力學響應(yīng)仿 真分析。通過對比該控制系統(tǒng)設(shè)備處測點在減振前后的加速度傳遞率曲線，評價阻尼減振 方案對振動的抑制效果。圖4是上安裝板附加約束阻尼前后，設(shè)備1及設(shè)備2處試驗測點 的FRF曲線對比圖。圖中虛線是阻尼減振前設(shè)備測點的FRF曲線，實線為阻尼減振后設(shè)備 測點的FRF曲線。表2給出了各共振頻率、響應(yīng)放大倍數(shù)W及減振前后放大倍數(shù)的降幅。
[0045] 表2阻尼減振前后共振頻率及放大倍數(shù) [00461
[0047]
[0048] 可見，附加約束阻尼層后，結(jié)構(gòu)阻尼系數(shù)增大，設(shè)備測點在上述=處共振峰附近的 放大倍數(shù)均有不同程度的降低。其中，在第一個共振峰處，放大倍數(shù)降低有限，降低百分比 小于10% ;在第二個共振峰處，減振前放大倍數(shù)為2. 904,在附加阻尼層后，此共振峰消失， 由212. 5化處減振前后結(jié)果比較，則減振率均超過70% ;在第S個共振峰處，放大倍數(shù)的降 幅分別為19. 5%和32. 3%。綜上可見，該控制系統(tǒng)設(shè)備在上述共振峰處的振動得到了明顯 的抑制，結(jié)構(gòu)/阻尼一體化設(shè)計方法取得了良好的應(yīng)用效果。
[0049] 對所公開的實施例的上述說明，使本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員能夠?qū)崿F(xiàn)或使用本發(fā)明。 對運些實施例的多種修改對本領(lǐng)域的技術(shù)人員來說是顯而易見的，本文中所定義的一般原 理可W在不脫離本發(fā)明范圍的情況下，在其他實施例中實現(xiàn)。因此，本發(fā)明將不會被限制于 本文所示的運些實施例，而是要符合與本文所公開的原理和新穎特點相一致的最寬范圍。
【主權(quán)項】
1. 一種適用于新型空間飛行器的結(jié)構(gòu)/阻尼一體化設(shè)計方法，其特征在于，包括如下 步驟： (1) 根據(jù)空間飛行器的初始結(jié)構(gòu)方案，通過有限元方法建立仿真模型； (2) 在有限元仿真模型中施加振動激勵，以模擬實際振動激勵，通過結(jié)構(gòu)動力學響應(yīng)仿 真分析，若響應(yīng)峰值高于空間飛行器耐受振動環(huán)境的閾值，則以此確定該空間飛行器結(jié)構(gòu) 需減振的響應(yīng)峰值； (3) 通過結(jié)構(gòu)模態(tài)分析，由動力學響應(yīng)仿真分析與結(jié)構(gòu)模態(tài)結(jié)果對比，確定需減振的響 應(yīng)峰值對應(yīng)的主振動； (4) 分析主振動振型，在結(jié)構(gòu)主振動中的最大相對變形位置附加阻尼層，確定空間飛行 器阻尼的最優(yōu)敷設(shè)位置； (5) 依據(jù)阻尼材料損耗因子要求，確定阻尼材料、阻尼厚度以及約束層結(jié)構(gòu)參數(shù)，完成 結(jié)構(gòu)/阻尼的一體化設(shè)計。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種適用于新型空間飛行器的結(jié)構(gòu)/阻尼一體化設(shè)計方法， 其特征在于，所述步驟（3)中，依據(jù)步驟（2)確定的需減振的響應(yīng)峰值，由各響應(yīng)峰值對應(yīng) 的頻率值，找到結(jié)構(gòu)模態(tài)分析中頻率相近的各階模態(tài)，進而確定響應(yīng)峰值與主振動之間的 對應(yīng)關(guān)系。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種適用于新型空間飛行器的結(jié)構(gòu)/阻尼一體化設(shè)計方法， 其特征在于，所述步驟（3)中采用有限元軟件進行模態(tài)分析，同時選取應(yīng)變輸出要求，計算 得到結(jié)構(gòu)模態(tài)結(jié)果及對應(yīng)各階主振動中應(yīng)變分布結(jié)果，步驟（4)依據(jù)步驟（3)的結(jié)果，確定 最大應(yīng)變位置即為結(jié)構(gòu)最大相對變形位置。
【文檔編號】G06F17/50GK106021630SQ201510527271
【公開日】2016年10月12日
【申請日】2015年8月25日
【發(fā)明人】李海巖, 郭劍, 謝澤兵, 張耀磊, 路鷹, 王彬, 呂靜, 張妍
【申請人】中國運載火箭技術(shù)研究院