运载火箭中时变结构与推进耦合系统的动力学建模与分析

A launching launch Vehicle has clear time-varying dynamics characteristics. Rocket body vibration generates thrust pulses, whose feedback excitation causes rocket vibration. At specific time points during the launching process, severe oscillation, or even destabilization would occur.This project perceives the fast consuming propellant as liquid added mass. Hence obtain the intrinsic vibration characteristics using rapid re-analyzing methods to calculate the liquid-solid coupling. On this basis, we will build the time-varying rocket structure model。This project aims to transform propulsion system's thrust pulse frequency domain transfer function to its time domain operator equivalent, which is used in conjunction with structural dynamics equitation to build a new time-varying dynamics model that describes the coupling between rocket structure and propellant pipeline.We will design and implement an experimental time-varying structure with tank and liquid. By using a exciter with oscillation filter to simulate thrust feedback with exciter, we validate our time-varying model on this structure.With model building and validation, the team will study the pogo oscillation pattern and its vibration response, thereafter study the impact of time lag effect of the propulsion system thrust pulse feedback and rocket external excitation on structure stability; then carry out transient response analysis for entire process. The results aims to provide important reference for Pogo oscillation in a launch vehicle suppression and spacecraft vibration environment design.

飞行中的运载火箭具有显著的时变动力学特征，箭体振动将引起推力脉动，推力脉动又会回馈激励导致箭体振动，在一些飞行时间段存在动力学耦合，会出现较大振动响应、甚至失稳。.本项目将快速消耗的推进剂视为液体的附加质量、用快速重分析方法计算液固耦合的固有振动特性,进而建立时变的箭体结构模型。将推进系统推力脉动的频域传递函数等价变换为时域算子，与结构动力学方程联立后建立新的描述火箭结构与推进剂管路系统耦合的时变动力学模型。设计/加工一个带液体和贮箱的变质量结构试验件，用带滤波器的激励器模拟推力反馈，开展时变模型的试验验证。建模与验模的基础上，研究结构时变情况与火箭跷振出现的规律、分析跷振时的振动响应，考虑推进系统推力脉动反馈与火箭外激励之间的时滞效应，研究时滞大小对系统稳定性的影响，开展整个时间历程上的瞬态响应分析，为火箭飞行过程中如何抑制POGO振动提供参考，为航天器的振动环境设计提供科学依据。

液体火箭的推进-结构纵向耦合振动(POGO振动)问题是一个古老而又常新的研究课题，是流固耦合大家庭中的重要一员，对于航天系统的设计具有十分重要的意义。时代的发展时刻给液体火箭纵向耦合振动提出新的挑战。液体火箭与推进剂管路系统的耦合动力学建模与分析问题，是解决液体火箭纵向耦合振动问题的重要环节。.本项目基于虚质量法建立了考虑液体三维流动特性的轴对称贮箱模型，为管路系统提供了更为科学和精准的入口端边界条件；从各元件的物理方程出发，推导了推进系统各组成元件的动力学方程，将推进系统控制方程写成类似于有限元的二阶线性微分方程形式；将上述两部分控制方程耦合，发展了液体火箭推进-结构耦合振动的有限元方法。按照机械能是否守恒，将液体火箭推进-结构耦合系统划分为对机械能守恒部分(包括箭体结构、管路、蓄压器等)和对机械能不守恒部分(包括泵和发动机燃烧室)。对机械能守恒部分计算了系统的动能和势能，基于Lagrange原理推导出动力学控制方程；对机械能不守恒部分，通过对其控制方程进行等效变换加入机械能守恒部分的方程中，得到耦合系统的控制方程。该方法既保持了有限元方法便于利用经典结构动力学方法求解和分析的优点，又大大减小了方程的非对称性。在POGO振动稳定性求解方法的研究方面，本项目针对管路系统的反馈力传递函数展开分析，开辟了一种与液路元件有限元组装法平行的POGO振动快速特征值求解方法。通过与实际火箭发射的遥测数据进行对比，证明本方法可以快速准确得出POGO振动出现时间和振动特性。在液体火箭纵向耦合振动的动力学特性分析及稳定性参数分析方面，本项目针对某液体火箭的实例，求解了其纵向耦合振动的动力学特性，表明减小蓄压器的柔度有助于抑制液体火箭的POGO振动现象，可以通过减小蓄压器的初始工作压力或初始工作容积来实现。.本项目的研究结果，为火箭飞行过程中如何抑制POGO振动提供了参考，为航天器的振动环境设计提供了科学依据。