[原创]航天动力学与控制
本帖最后由 VibInfo 于 2016-4-18 16:07 编辑航天事故与动力学环境预示和控制技术研究述评
王其政 宋文滨
摘要 环境技术中的动力学环境试验技术已得到不少研究和应用,但动力学环境预示和控制技术还没有得到很好重视和发展。本文主要略述航天事故与其动力学(冲击,振动和噪声)环境间的宏观关系，说明航天动力学环境预示和控制技术研究的重要意义,介绍目前动力学环境预示和控制技术研究及其有力工具-统计能量分析(SEA)技术研究的概况。
主题词 航天事故 动力学环境 冲击环境预示和控制 振动环境预示和控制 噪声环境预示和控制 统计能量分析(SEA)?一、航天事故与动力学环境
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本帖最后由 VibInfo 于 2016-4-18 16:08 编辑
西方发达国家在火箭、导弹和航天事业开始发展过程中的成功率是很低的，50%就算是好的。例如1958年美国第一颗卫星“探险者1号”，由于其四根鞭状天线的振动耗散很多能量而导至卫星翻滚，任务失败;1982年美国发射的“陆地卫星—4”的观测仪器旋转部分，受到太阳帆板驱动系统的干扰而产生微小的振动，但却大大降低了图象质量;1982年日本发射的技术试验卫星也由于挠性太阳帆板驱动系统和姿态控制系统间的耦合振动干扰而没能达到预期的性能。1969年美国土星5阿波罗登月成功之前数次失败，但事隔18年之后，各种失败还是很多的，例如
本帖最后由 VibInfo 于 2016-4-18 16:08 编辑
6个月内苏联三次导弹事故，一次卫星事故：1986年4月第一枚新型井下导弹发射，离井不久后爆炸;1986年8月第二枚井下导弹发射，离井不久后又爆炸;1986年9月从D级潜艇发射的SS-N-8导弹因导航系统故障，偏航2400公里，下落不明;1986年10月用SL-6主力火箭发射导弹预警卫星，因第三级火箭提前息火，卫星被留在无用的轨道上。
本帖最后由 VibInfo 于 2016-4-18 16:08 编辑
3个月内连续爆炸，美国航天活动濒临瘫痪：1986年1月28日“挑战者号”航天飞机升空73秒爆炸，七名宇航员遇难直接损失12亿美元(约100亿人民币)，分析原因多种;1986年4月8日“大力神34D”升空数秒后薄炸;1986年5月3日“德尔它”(运载气象卫星)升空91秒爆炸。
三周内美国和法国的航天活动中相继发生三起很大事故：2月22日法国阿里安4捆绑运载火箭发射后100秒(离地10公里)时发生爆炸，经济损失约五亿美元(日本的二颗通讯卫星就价值4.3亿美元);美国的亚特兰蒂斯号航天飞机在2月底施放的一颗价值10亿美元的侦察卫星在空中解体，分成四块在空中飞行，彼此相距数百公里;3月14日美国大力神3型火箭发射的“国防通讯卫星—6”，升空后末能按预定时间与第2级火箭分离，这次失败可能造成五亿美元损失。上述21天内三起重大事故，直接经济损失就高达二十多亿美元(约合近二佰亿人民币)，总的损失更为惨重和惊人。
1992年11月28日曾发现飞行试验中的美国大力神4的振动过大，为此专门拔出570万美元(约五千万人民币)来验证某此部件对飞行振动环境的承受能力，但1993年8月2日仍然发生了大力神4飞行过程爆炸事故。这是美国航天飞机挑战者号失事以来的最大航天系统事故，共损失15—20亿美元(约合一百多亿人民币)。美国1992年发射的“火星探测器”在飞行过程中于1993年8月21日突然失踪，损失7.8亿美元，这又是一次重大事故。1994年8月28日日本发射H2火箭运载器将菊花六号送入太空。到8月31日发现卫星发射器燃料压力太小，并且阀门开关失控，燃料耗尽，已无法进入静止轨道。此次损失(火箭发射、卫星及地面跟踪控制等)总费用达8百亿日元(约六十多亿人民币 )。?
1994年12月1日发射法国阿里安运载火箭第七次失败。1995年1月15日,日本M3S-2固体多级运载火箭发射德日“快车”返回式卫星,103秒第2级产生高频振动,最后因燃料耗尽仍未能控制这一振动而失败。1995年6月22日,美国飞马座XL空射型运载火箭发射空军的小型试验卫星,由于第2级点火后火箭失去稳定,偏离轨道,自毁。?
又一个3周多内,1995年8月5日,美国的德尔它2型捆绑运载火箭和LLV-1(15日)、俄罗斯的旋风号运载火箭(31日)相继发射卫星失败。
1995年10月下旬的一周内,俄罗斯的宇宙号(16日)和美国的“大蓬车”(23日)运载火箭相继发射卫星失败。
1996年6月4日2时35分左右(巴黎时间)欧州第一枚“阿丽亚娜5型”在位于法属圭亚那的库鲁基地发射,火箭升空37秒后,在4000米处起火爆炸。已耗资研制费74-90亿美元(约600-700亿人民币),10余年上万人心血。该火箭高51.4米,重700多吨,推力1300吨是4型的20倍,从设计到发射已11年,有欧州12国参加。此次箭上有4颗卫星。〖HT4H〗按设计平均70次中有一次失败,成功率98.5%,不料竟首次失败。直接经济损失5亿多美元。查明原因为导航和姿态信息完全消失-SRI(两个惯性参考系统)软件有误-再进一步查明为没有对整个飞行控制系统进行充分的分析和试验。
2周多内发生三次事故:?1996年11月4日美国飞马座XL火箭因第三级爆脱冲击损坏关键部件而失败;1996年11月16日,被俄国“质子K”运载火箭送上绕地球轨道的“火星-96”行星际站,在发射6.8吨探测器的第4级质子K推进器二次点火失败。已花费7年时间和10多亿美元,本次直接损失约3亿美元;1996年11月17日,美国发射的火星勘测者(MSG)太阳帆板打开后位置发生偏差。1997年1月17日美国德尔它运载火箭升空13秒后爆炸,这是美国最可靠的王牌火运载工具,过去成功率为98%,36年来共发射241次,只有14次失败。此次直接损失一亿美元,卫星没有保险。
1997年5月20日,俄国“天顶2号”火箭升空48秒后爆炸,电子侦察卫星随之毁坏。自1985年开始“天顶号”在28次中已有7次失败,失败率超过25%。如果从1990年算起,失败率超过26.7%。
1998.08.12日弗罗里达州卡纳维拉尔角发射“美国大力神4A火箭，起飞40秒后爆炸,10亿美元灰飞烟灭”。火箭价值3亿美元,卫星价值8-10亿美元,是美国航天史上损失最惨重的事故之一。大力神4A火箭是美国的最大推力工具。
航天飞行器系统(导弹、卫星、运载器和宇宙飞船等一下同)在运输及飞行中会遭受到多种冲击，振动及噪声的恶劣环境的作用。这些动力学环境主要是由如下原因引起的：运输、搬运、火箭运载器级间分离，整流罩及有效载荷分离的爆脱冲击(Pyroshock);由火箭发动机推进系统及其喷气噪声(起飞)，上升段最大动压头及再入大气层引起的瞬态和稳态振动、气动噪声、颤振(Flutter)、跷振(Pogo)及大型空间柔性结构展开引起的振动等等。这些动力学环境对航天飞行器系统产品的主要影响是：引起结构与仪器设备元件 的强冲击断裂、共振、机械应力疲劳及在电路中产生电噪声等影响，其中典型故障模式有：波道管 、调速管、晶体管、磁控管 、固体电路和微电子元件等以及它们的引线，管脚和导线的磨损折断;紧固件的松动、结构件及印刷板的变形、破裂及失效;光学元件的振动使光学系统失效;联结器、继电器、传感器、活门、开关的不正常的瞬时断开，电子插件的性能下降;导头特性及引信装置的电气功能下降;粘层、键合点断开，电路瞬间短路、断路;加速度表输出脉冲数超过预定要求，陀螺漂移增大、精度降低，甚至发生故障。动力学环境(冲击、振动与噪声—下同)与高低温、动力学环境与低气压的组合作用都将强化动力学环境的影响。特别是塑料和聚合物要比金属更加易受这种综合环境的影响;振声与砂尘的组合作用将增大砂尘的磨损作用;动力学环境与湿度，动力学环境与盐雾的组合作用将增大有关材料的分解速度。
有资料表明，美国在七十年代曾对飞行器电子设备全年故障进行剖析后指出：所有各种环境因素造成的系统故障率在50%以上(非环境因素引起的故障率在47.3%以下);在所有各种环境因素造成的故障中动力学环境、温度和温度三项又占环境因素引起故障的80%以上。
美国在八十年代中期曾调查了四个飞行计划中12个航天运载器和12个有效载荷系统的共88次飞行故障，分析报告认为其中3次是由飞行振动环境引起的，41起肯定是由飞行过程(爆脱)冲击引起的，其余44起有较高概率认为是由冲击引起的。
1994年12月1日发射法国阿里安运载火箭第七次失败。七次发射失败都是发动机故障引起的，二次是第一级发动机故障，五次是第三级发动机故障：其中第一次一级D台发动机和第三、四次三级发动机都是因为推进剂混合不好(硬件故障)引起的;第二次失败是三级发动机液氢和液氧泵之间的减速齿轮损坏故障引起的;第五次失败是发射后101秒发生爆炸，公开报道是破布堵塞推进剂管道引起的，真实情况不得而知;第六次失败原因不详。前已述及在发射与飞行过程中，火箭发动机本身就是强烈的冲击、振动和噪声源，也是引发多种跷振的主要部件。
本帖最后由 VibInfo 于 2016-4-18 16:09 编辑
从以上宏观分析可以看到，飞行器的故障，失败或灾难性事故，除了个别人为(或软件)原因外，大都由飞行器动力学环境中各种硬件(结构)系统的故障引起。在考虑航天飞行器及其子系统产品可靠性时，充分注意它们的动力学环境预示和控制技术研究与应用是非常重要的。
如果制定的动力学环境条件过低，就会导至欠试验;产品得不到充分的可靠性考验，有些设计和工艺上的缺陷、材料和元器件上的缺陷未能充分暴露，这就会带着隐患上天，而在实际恶劣的动力学环境条件下破坏或失效，以致造成整个飞行任务的失败。反之，若提供的动力学环境预示数据过高，使产品通不过人为制定的动力学环境试验条件，只好反复修改设计，这就会导致产品研制周期加长、重量及成本增加。
在产品的研制阶段，环境预示数据是制定环境可靠性实验条件的主要依据。若能给出符合实际的较为精确的动力学环境预示数据，既提高了系统的可靠性，又带来了巨大的政治和经济效益。
航天系统产品高可靠性的要求和重要性是众所周知的，为保证航天系统的高可靠性，就必须进行各子系统和各项动力学环境可靠性试验，为此必须事先确定相应的动力学环境(应力)条件。因为新型航天飞行器系统研制计划初期就必须提供出相应动力学环境预示数据，并依此进一步确定各系统定量的动力学环境试验条件。所以新颖航天运载器、卫星及飞船的动力学环境(预示、控制与试验等)技术研究有着重要意义。二、动力学环境预示技术研究
声振环境预示技术研究进展与应用已在中作了介绍,本节主要简介冲击环境预示技术研究的一些情况。
导弹与航天飞行器，要遭受到起飞点火冲击、级间爆脱分离冲击、有效载荷整流罩爆脱分离冲击、有效载荷或卫星与助推广器爆脱分离冲击、固体导弹整个舱段或窗口炸药索切割爆脱分离冲击等等。由于爆脱冲击环境恶劣(有几千甚至上万个g的幅值，持续时间约十毫米左右)，由此引起的飞行故障相对较多，有关爆脱冲击方面的问题也不少，但一直没有很好解决。为什么爆脱冲击环境引起的事故较多?其原因是多方面的，但主要原因确是设计者不能精确预示爆脱冲击环境，因而对爆脱冲击环境缺乏周到的总体设计考虑，对爆脱冲击环境可靠性实验缺乏严格的和一致的试验条件，所以冲击环境预示技术研究就有着特殊的重要意义。
一直到目前还没有精确预示爆脱冲击环境量级的方法。虽有冲击预示，不是太高，就是太低。很容易超出6dB的误差，如预示冲击环境量级有12000g，实际测量结果却是25000～30000g。爆脱分离冲击环境现象比较复杂，特别是整体柱壳或窗口炸药索切割冲击环境，其中涉及到炸药的性质、药量、分离机构、爆裂性质、材料特性、应力波传播特性、爆脱冲击传递及环境性质、设备损伤机理、测量爆脱冲击环境的传感器及其二次仪表性能、数据数理方法及质量载荷效应等等问题。
本帖最后由 VibInfo 于 2016-4-18 16:09 编辑
目前多用加速度计测量冲击源或冲击环境的加速度时间历程，然后再进行冲击响应谱(SRS)处理。此实际上是假定了冲击源为理想运动源(输出阻抗为∞)，然后求其单自由度质量块的加速度响应。实际上航天飞行器结构并非是理想运动源，所以用冲击响应谱预示冲击环境可能带来较大误差。
若有较多的冲击试验或爆脱冲击试验，可形成爆脱冲击数据库。利用爆脱冲击数据库和相似结构外推法也可预示新型号的爆脱冲击环境。对低频冲击源和低频动力学系统，可用有限元法计算出动力学系统的响应或动力学环境。类似声振环境预示方法讨论中的相同原因，相对高频冲击环境预示而言，统计能量分析方法较为实用。传统统计能量分析方法主要应用于稳态激励复杂动力学系统环境预示上，当为瞬态激励时，就要进行修正—对瞬态数据进行时间积分。九十年代初美国Northrop飞机公司研制出了一种TRANSTAR软件—可以预示冲击载荷作用在统计能量分析模型元件的瞬态响应的SEA程序,但其实际应用效果尚在考验中。航天部七0二所研制的AVEPS.20软件,目前也在扩展应用到冲击环境预示上。??三、 动力学环境控制技术研究
硬件(结构)系统的一般优化设计就是要解决好受到多种动力学环境约束条件的多目标函数的极值问题。根据硬件在飞行器动力学环境中的性质可有：固有频率约束条件下的优化设计动力学响应约束条件下的优化设计;隔振、吸振及阻(尼减)振优化设计;气固耦合(如颤振)、液固耦合(如POGO跷振)等不稳性振动优化设计;动力学条件下悬挂系统优化设计;结构主动控制优化设计;结构与载荷是随机性参数情况下的优化设计;多种耦合(气体、液体、固体、热力学、控制、电磁…)条件下一体化优化设计;优化技术、敏感性及稳健性(Robustness鲁棒性)分析等。?现代工程系统设计还要考虑多种因素如结构的重量、费用，还要考虑系统在有较多不确定性参数和环境载荷干扰条件下，保证系统的安全性，乘员的舒适性、观测规范限制及控制的可行性、维护方便性和耐久性等，这些都可以在动力学环境控制优化设计中统一进行研究 。
对工程系统进行动力学环境控制，即使用一些装置，保证在动力学环境作用下，使工程系统的全部性能都保持在规定的范围内。被动(无源)控制，即使用无需外能源的一些能量耗散材料或结构。主动(有源)控制则需提供大量级外能源的机电装置。半主动控制(Semi activeControl)只是相对其主动控制而言，仅需要较小量外能源的装置。
对减振的研究较早，而对可变形结构动力学环境控制的研究发展较晚，只是近十几年的事情。虽然被动控制无需外动力源，也无需在线(On—line)计算处理、机构简单可靠，费用低，但有时不能满足某些性能要求。因此自适应(主动)控制越来越受到注意和研究。目前一般车辆、战车和机动导弹等在野外不平坦的地面上行驶时，主要受到被动减振系统能力的限制，还不能同时达到快而稳的要求。自二十世纪五十、六十年代以来，虽有人提出主动控制系统，可以从理论上解决上述矛盾，但通过硬件实施及可行性研究发现，主动控制系统都需要较大的外动力源，构造复杂，重量大，造价昂贵，可靠性低，不便于在工业上广泛推广使用。因此在二十世纪六十年代末以前，由于相关技术的落后等多种原因，动力学环境控制技术研究的重点大多是整个运载器系统局部动力学环境的被动控制技术研究。主要是在有关局部位置上安置被动阻振器、吸振器、隔振器、转子的弹支与挤压膜阻尼器、蓄压器等。?进入七十年代、尤其是八十年代以后，由于航空、卫星、航天载人及潜艇噪声控制等的需求及相关技术的迅速发展、数据处理芯片的微型化、敏感元件的智能化、现代控制理论和实施方案的蓬勃发展并逐步成熟，国外对导弹与航天器动力学环境、颤振、跷振和大型空间结构振动的主动半主动控制系统的研究越来越具体可行。
我国航天工业系统动力学环境控制技术研究，经过“七五”“八五”的努力，局部减振和降噪技术得到了相应的发展和应用，已能在整体运载器(全箭)动力学分析与试验基础上，采用有效的跷振被动控制技术措施，并达到当代国际水平。但随着我国航天产业进入国际市场航天运载器及航天器的有效载荷将发生很大变化，大推力火箭发动机的研制与应用，一些系统的不确定性参数将增多。此致使已有的动力学环境、颤振、跷振等被动控制系统已满足不了新一代导弹、大型运载器及大型航天器任务的要求。以跷振控制为例，目前液体导弹和动载器主要是靠加装贮气或注气蓄压器来改变输送液体推进剂管路的共振频率，并与飞行器结构系统的共振频率分离的办法来抑制跷振的。一般来说，除非这些蓄压器装置是完全柔性的，否则，还会给推进剂管路系统引进额外的共振频率，这些额外的振形频率可能会与结构其他阶模态耦合，而产生新的不稳定性，这是使用跷振被动蓄压器的严重缺点之一;这种被动抑制振动的方法所需要依据的飞行器结构和输送推进剂系统的模态参数，都要等到整个研制计划的后期才能获得，因此被动控制(蓄压器)系统的多种参数也得待到后期才能确定。到那时再对飞行器某些部件进行修改，会增大困难，增加开支，也可能延误计划;此外，由于大型串联又捆绑的液体运载火箭多体系统的复杂性，多体运动下纵横扭耦合振动的复杂性和不确定性，自然认为采用主动抑制措施是消除大型液体火箭跷振的一种有希望的方法。大型柔性空间结构、光学系统及微重力环境等的扰动振动也需主动控制系统才能满足精度要求。大型火箭发动机转子动力学中的弹支与挤压膜阻尼器的扩展研究与应用，将会降低发动机动力学环境的危害性，而大大提高发动机的可靠性。
导弹、航天运载器、卫星、多种飞行器仪器舱及载人飞船座舱的噪声环境控制是非常必要的。舱内噪声控制(包括振动控制，因为噪声也有为振动引起的)技术也有被动与主动控制技术。常用的被动降噪技术有多种新型吸声材料和吸声结构，多种阻性和抗性消声器等。这些无源降噪装置适合于降低中高频噪声，对低频噪声降噪效果变差。为要取得与中高频降噪相同效果，就要增加隔声吸声材料或结构的厚度或质量，此使系统重量加大，有时甚至难以实现。但主动(有源)降噪技术对低频降噪是较易实现的，这主要是根据二个声波相消性干涉的原理，通过次级声源产生与初级(原)声源的声波幅值相等、相位相反的声波辐射，二者作用抵消，达到降噪效果。特别是在一维空间的管道中，可使噪声得到有效的控制。由于实际飞行器噪声是宽频带的，是三维的，若在舱内达到一定的有源降噪效果，需解决以下困难问题：需上百个传声器、几十个加速度计、几十个次级声源，主动控制系统十分庞大，重量可观;由于降噪区域的一些不确定性非可控参数(如温度、介质流速等)出现，此使声反馈系统增大困难;主动控制系统的复杂电路还将引入信号幅值相位失真，此限制了降噪量的提高;要求在消除噪声干扰的同时，尽量不影响语音讯号的传播等。为解决上述困难，自八十年代以来，自适应和智能控制动力学环境技术得到了一定的发展。??四、 动力学环境技术研究中的有力工具-统计能量分析方法研究进展?
统计能量分析(SEA)是动力学环境技术研究中的有力工具-它可以用独立的“能量”变量描述动力学系统的状态,使用能量变量可统一处理含有多种子系统(固体、流体、声场、热埸、电磁埸…)相互耦合作用的整个复杂工程系统的动力学环境预示和控制技术中的问题;统计能量分析中“统计”的含义是所研究的子系统都是从用随机参数描述的总体中抽出来的,此反应了工程系统的实际情况;“分析”的含义即在SEA中要了解分析SEA有关参数如模态密度、内损耗因子、耦合损耗因子，输入功率等参数都是动力学系统几何与材料特性的函数。
目前SEA已经应用到航天、航空、舰船、车辆、建筑及有关工业多种动力学系统的环境预示和控制设计与故障诊断之中。但还不够普及,有学者称SEA为“披着羊皮的狼”,表面看起来容易,用起来有点麻烦,实际上统计能量分析方法的主要困难在于确定对子系统的输入功率及子系统之间的耦合损耗因子等参数上。-
在传统统计能量分析中假定，在时间上是稳态的、频率含量是宽带的激励作用下，保守耦合的二个子系统间的功率流正比于二个子系统振动能量之差。其中还假定每个子系统内模态力是不相关的、所有模态力是相等的，并且每个子系统耗散的功率都大于传递的功率(弱耦合假定)。
进入九十年代以来，对统计能量分析的研究和应用已有很大扩展：二个子系统之间连接耦合性质可以是非保守耦合的;强耦合的;外激励源的性质可以是相关的、窄带的、瞬态的;耦合损耗因子可以用波动方法确定、可以用有限元法计算、可以用稳态试验方法测量、也可以用瞬态试验方法测量…。
应用统计能量分析方法预示和控制与故障诊断实际复杂工程系统的动力学环境时，需进行如下几个步骤：
1.判断并选择好子系统间的边界及其耦合连接性质;
2.恰当地把复杂系统细分为若干(如N)个子系统(子空间、子结构及其不同的相似模态群等);
3.计算或测量好各子系统i的输入功率pi(考虑激励的相关性)和内损耗因子ηi(考虑阻尼、辐射和边界)及模态密度ni;
4.计算或测量好子系统i与子系统之间的耦合损耗因子ηij(≠ηji?，对非保守耦合子系统间互易原理不成立：niηij≠njηji);
5.作好复杂系统的SEA模型系列分析，以逐步求得精确解。?
参考文献
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