利用柔性座驱动法进行航天飞机有效载荷的瞬态载荷分析

本文研究供分析线性瞬态载荷用的柔性座驱动法。提供有分析结果,并讨论了将此方法应用于航天飞机有效载荷瞬态载荷所需做的研究工作。利用本文推荐的这种方法以及惯用的方法分析了轨道器着陆模型的两个有效载荷构型。第一个构型只有一个有效载荷,第二个构型有三个有效载荷。结果表明,对于一些类型的有效载荷,可以用本方法取代目前采用的耦合载荷分析法。柔性座驱动法就是在轨道器不作结构耦合的情况下求有效载荷运动方程的时间积分,并同时计算界面反作用力。这种方法可使有效载荷的设计部门不受航天飞机轨道器资料多少的影响来完成设计/载荷分析周期,而且仍能适当地预计轨道器/有效载荷的动力互作用。当分析涉及有效载荷构型的确定以及有效载荷结构的频繁变化时,本方法大大优于惯用的线性瞬态载荷分析。     

侦察兵/航天飞机辅助级的环境保护要求

1.0 摘要本文研究了一种典型的轨道转移飞行弹道:用侦察兵上面级(见图1-1)从航天飞机上发射一个545公斤(1200磅)的有效载荷。侦察兵上面级和有效载荷的投放,是在航天飞机具有代表性的296公里(160海里)的圆轨道上进行的。侦察兵上面级的飞行弹道,采用了最大高度的霍曼(Hohmann)轨道转移式飞行弹道。文章判明了在此飞行任务期间所遇到的环境条件以及由于航天飞机中断飞行的情况(即再入大气层和着陆)造成的环境条件。评价了这些环境条件以及这些条件对表1-1所示设备的影响。     

麦克唐纳·道格拉斯航宇公司研制的有效载荷推进舱A和D型

本文主要介绍了两个自旋固体上面级系统,即有效载荷推进舱A和D型的当前结构。有效载荷推进舱D型(PAM-D)能从航天飞机飞行轨道上把重达2750磅的卫星送入倾角为27度的地球同步转移轨道。现已签订了合同,用它发射通讯卫星系统。它也适合用作为德尔它一次使用运载火箭的第三级,来发射轨道卫星。德尔它/PAM-D型系统已完成了它的鉴定计划,并在1980年11月作了第一次发射,预计在1982年10月从航天飞机上进行首次发射。更大的有效载荷推进舱A型(PAM-A),能把4400磅重的卫星送入相同的地球同步转移轨道。它是为执行国际通讯卫星V型的发射任务而进行设计的。预计它在1984年用航天飞机作第一次发射。作者还在本文中介绍这两个有效载荷推进舱(PAM)的发射准备,轨道上的工作、飞行性能以及获取方法。     

能源号的变型详况

苏联巨型运载火箭能源号的一些方案预计会得到发展,其中最大一种方案可把215吨的载荷送入近地轨道。第一种能源号(1987年5月15号发射)是由捆绑有四台助推器的芯级和在其一侧连接的带有单台“远地点发动机”的上面级组成,在今年5月15号发射的能源号运载火箭中,这台“远地点发动机”不能正确点火。这种能源号运载火箭全长60米,能把重达130吨的有效载荷送入近地轨道。这种能源号运载火箭改型预计用来发射苏联大型航天飞机。在明年内可能对这种大型航天飞机(可能采用一种加固型航天飞机试验模型)进行一     

有效载荷/货舱组合的振动和声环境

本文就货舱/有效载荷的组合研究了航天飞机轨道器的发射振动和声环境。在航天飞机飞行试验计划实施之前,为了使试验人员和有效载荷承包商有可能建立部件的环境标准和规范,必须估算轨道器有效载荷连接面的振动和声环境。文章讨论了据以制定货舱振动和声环境的背景材料,提供了在航天飞机飞行试验期间获得的数据,并与飞行前的估算值作了比较。给出了有效载荷连接部位的振动响应数据。噪声数据包括在货舱不同部位测得的噪声级谱和这些噪声级的空间平均值。     

惯性上面级满足航天飞机飞行任务需要

美国空军和波音公司的惯性上面级已成功地满足了航天飞机飞行任务要求,在51-C 航天飞机任务飞行期间,把国防部卫星送入地球同步轨道。惯性上面级是在发现者号航天飞机发射16小时后从轨道器有效载荷舱释放入轨。定时装置使惯性上面级中第一级发动机点火,此时轨道器至少在10     

航天飞机固体火箭发动机的模态判定和试验-分析相关

能否用有限元模型精确地描述推进剂特性是工程师们研究航天飞机固体火箭发动机动力响应所关心的问题。通过试件试验确定的推进剂特性的不精确性使人们决定对航天飞机固体火箭发动机的独立段进行模态判定和模型相关。用多路输入法激励和确定惰性段及活性推进剂段的壳体/推进剂振型。这些试验在确定高阻尼的挠曲振型时非常成功,出现数对频率间隔小于2%的这种振型。应用这种先进的相关技术使人们能够在完成实验后两个星期内修正有限元模型使之和试验结果相一致,并且对精确地验证推进剂材料特性增加了置信度。     

商用大力神双有效载荷舱模态试验及模态相关

双有效载荷舱组件由马丁·马丽埃塔宇航集团研制,它可使一枚大力神运载火箭发射两个单独的有效载荷。双有效载荷舱设计的验证包括地面模态试验,用来和有限元载荷模型进行相关比较。正如许多航天结构的模态评定一样,技术目标包括用传统的正交目标确定45Hz以下的所有主振型,并用正弦激励检验线性。这一计划的主要目标是在最短的时间内完成模态试验和模型相关,以支持载荷分析验证工作。这部分工作必须在第一次飞行前完成,因此进行试前分析、模态测定和一系列相关此较必须用先进且有效的方法。模态试验和模态相关在马丁·马丽埃塔宇航集团支持下由结构动力研究协会(SDRC)完成。详细的试前分析工作完成了所有传感器位置的确定和激励(驱动所关心的振型)位置的选择,所以全部试验在3天内就完成了。对大多数由载荷引起的主振型,试验结果与试前分析预示结果符合得很好。与模型的最终相关结果得出所有主振型的试验与分析频率相差在4％范围内;交叉正交值为0.90或更大。     

对称边界条件下轨道炮有限元／边界元仿真

基于deal．ii编写了电磁轨道炮有限元仿真程序,建立了拉格朗日运动坐标下电磁轨道炮的有限元仿真模型;通过使用有限元边界元耦合方法可以对电磁轨道炮的边界条件进行计算,而无需对轨道炮周边的空气划分网格,是一种处理电磁场边界问题的有效方法;但是,由于边界元方法,使用的是满秩矩阵,在三维情况下计算量大,利用轨道炮的对称性,使用对称边界条件,减少了参与计算的网格数目,从而减少计算量。     

利用构件振型合成法进行组合实验/分析模拟

本文评价对单梁结构按组合实验/分析模型计算得的模态频率和由此模型取得的振型形式的精确度。该结构分成两个分系统,一个分系统经过试验取得了自由-自由振型。利用构件振型合成法把一个分系统的实验模态数据库直接与另一个分系统的有限元模型耦合在一起,以组成整个结构的实验/分析模型。测量了实验分系统界面上的振型形式和残余挠度的平移元和旋转元,且在耦合时作了应用。把由组合实验/分析模型取得的模态频率和振型形式与整个结构的基准有限元模型的模态频率和振型形式作了比较。同时还检查了构件振型合成法模型预示值对确定一个分系统所需的模态参数和残余挠度误差的敏感性。     

美航天飞机着陆重量增加

航天飞机着陆重量从95708千克增加到104327千克,这样,到1993年就能把累积重量大于45000千克的额外有效载荷送入轨道。通过结构分析和对着陆前机动飞行期间航天飞机受力进行研究表明,这个额外有效载荷重量增加是可以达到的。这一行动是很意外的,它使Rogers委员会非常担心的着陆安全问题。对航天飞机的轮胎、制动器和前轮操纵系统都已进行了改进。但预计航天飞     

俄罗斯在研制有翼火箭

俄罗斯正在研制一种大型不载人运载火箭,以便投放国际市场。这种火箭将采用有翼可返回助推器,助推器的动力系统为原苏联未获成功的N-1月球火箭计划的发动机。这种RS-9“标准”火箭的起飞重量为2376.8t,可把约76t重的载荷送入200km离的轨道。该火箭的重量与美国航天飞机的大体相当,但其运载能力比航天飞机高一倍以上。与航天飞机所不同的是,该“标准”火箭在第一级有几台发动机出现故障的情况下仍能把有效载荷送入轨道。     

日本计划1992年首次发射H-2火箭

日本计划在1992年首次发射H-2运载火箭,并且正在研制九十年代中后期用的H-2改进型号。这些改进型号将能增加H-2运载火箭与美国航天飞机和欧洲阿里安5的竞争能力。 H-2基本型号能把重2吨的单个或多个载荷送入地球同步轨道。它将有效载荷送往地球同步转移轨道的运载能力为3.8吨,而H-2改进型号的运载能力为基本型号的两倍。     

基于过载超压耦合法的后级引信结构强度计算

针对串联攻坚弹前级战斗部爆炸时,后级引信会承受过载和冲击波超压场双重环境的作用和影响,提出基于过载超压耦合法的后级引信结构强度计算方法.该方法通过建立后级引信的过载超压耦合有限元模型,并施加过载超压耦合载荷计算后级引信结构件的应力、应变,分析和校核引信的结构强度.试验结果表明:基于过载超压耦合法的仿真分析结果与靶场试验结果相近,该方法可用于后级引信结构强度的设计和校核.     

含低速冲击损伤复合材料层合板剩余压缩强度预测

为了预测含低速冲击损伤复合材料层合板结构的剩余强度,建立了复合材料层合板结构从冲击到冲击后压缩的全过程分析模型.基于该模型,通过ABAQUS有限元仿真软件,结合Hashin失效准则和Cohesive界面单元,建立了复合材料层合板结构有限元分析模型,完成了低速冲击载荷下的有限元仿真模拟和冲击后剩余强度的有限元预测.通过与试验值对比,仿真结果与试验结果有良好的一致性,所建立模型能够有效进行含低速冲击损伤复合材料层合板结构的剩余强度预测.     

航天飞机有效载荷声环境的试验研究

为了减少与航天飞机有效载荷舱声环境有关的不确定因素,进行了两系列试验。利用1/5缩比模型所做的试验表明,在放入典型有效载荷时,频率低于125赫的声级发生较大的变化。这些变化与特殊的声模态特性有关,且对声激励类型敏感。另一系列试验对第一个轨道飞行器(OV-101)的噪声降低做了评价。结果表明,掠入射激励时的噪声降低始终比扩散激励时的大。利用质量定律关系和加速度测量方法将结果外推至 OV-102。     

低成本一次性使用的商用运载火箭——自由神

计划生产低成本商用运载火箭。被称为“自由神Ⅱ”的运载火箭将使用挤压式供给的第一级和泵压式供给的第二级。可将25000磅的有效载荷送入低地球轨道,7000～8000磅有效载荷送入同步轨道。估计发射少量有效载荷时每次的飞行费用为2500万美元,而向低地球轨道大量发射有效载荷时(>10/年),每磅耗资400～600美元。     

用刚体界面加速度估算有效载荷的载荷

在有效载荷结构系统的设计/分析过程中,往往使用刚体有效载荷进行系统分析,并利用得到的有效载荷/运载器。界面处的加速度作为弹性有效载荷的输入力函数来确定有效载荷结构的设计载荷。这种分析充其量是一种近似,因为忽略了弹性耦合效应。本文研究了一种计及有效载荷弹性修改的运载器/刚体有效载荷界面加速度的方法。当用一组截断的广义坐标可以描述一个物理系统时,方法是精确的,方法的优点是完整的设计/分析过程可以由负责有效载荷设计的机构来完成。本方法需要计及由于有效载荷的改变而不断修改的主振型,但不需要用组合系统模型得到的全部瞬态解。本方法已用于一个实际的复杂结构——海盗飞船系统。本文将本方法用于海盗飞船得到的结果与用一个系统模型得到的精确解做了比较。     

ARIES-阿里安5具有轨道转移能力的扩大级

欧洲自主的轨道永久性基地将利用阿里安5进行发射,利用使神号航天飞机进行轨道服务,并向轨道站运送宇航员且使之返回地面。然而,要将大型有效载荷从阿里安5的入射轨道转移到已在轨道上的宇宙飞行器,就需要有一种支援运载器在这期间为有效载荷提供所需要的物资。为尽量减少发射费用和尽可能多地使用现有的部件,由阿里安5运载器设备舱(VEB)和 L5上面级衍生出这种支援运载器是很有意义的。这就是 ARIES 方案的基础。为了评述 ARIES 可能要执行的任务,将 ARlES 的任务分成三类,这些任务根据 ARIES 涉及会合操作的程度而有所区别。然后描述了 ARIES 的整体结构,并讨论了为满足各种任务要求而对标准 L5和 VEB 进行的改进。除此以外,会合对接(RVD)功能取决于任务要求,因而采用寻的和近区操作组件的结构形式。当任务需要时,这些组件可作为 ARIES 基本结构的通用配件。这样,就可以在对 VEB/L5基本结构影响较小的情况下,决定把通用配件装在 VEB 上还是有效载荷连接器上,来满足各种任务要求。     

大型结构系统的动态模型验证

如航天飞机或其主要部件这样大型的结构系统的有限元模型包含着具有几万个自由度的几千个有限元素。通过一系列的静态减缩把质量和刚度矩阵转换成依然包括几百个自由度的坐标减缩集之后,便可完成预示结构频率和振型形状的动态分析。本方法论的目的有二个:(1)处理取自模态测试试验或慢速正弦扫描试验的试验数据,提取其一组与动态模型相应的试验数据匹配良好的正交振型,以及(2)通过修正动态模型的质量和刚度矩阵的子矩阵来调整模型,使其与试验数据有最佳的配合。本方法是利用供在CDC计算机上计算用的线性统计序列估计量实施的。解决了有关航天飞机1/4缩比振动试验数据和动态模型的验证问题。本文还将讨论获得这些数据的一般方法论和经验。