带刚性防波板罐体内液体晃动的响应分析

部分充液罐体内的液体在外部激励的作用下容易出现晃动现象,由液体晃动产生的附加力和力矩会对载液罐车产生不利影响。为了避免液罐车制动时其罐内液体产生较大幅度的晃动,提出了几种类型的防波板,并研究了防波板及其几何参数对液罐车内液体晃动的影响。首先,建立了基于有限体积法的液体晃动的数值模型。其次,对液体晃动现象进行了一系列的实验,通过将实验获得的液面波形与同等条件下数值模拟获得的结果进行对比,验证数值模型的有效性。最后,将验证后的数值模型用于分析防波板的几何参数对液体晃动响应的影响。研究结果表明,开孔防波板不仅可以有效降低罐内晃动响应参数的峰值,还可以明显缩短罐内晃动液体达到稳定的时间;防波板的开孔位置和孔的数量在车辆制动过程中对罐体内液体晃动引起的纵向力的峰值影响差别不大,但是对液体晃动引起的俯仰力矩的峰值的影响比较明显;晃动响应参数峰值的下降率会随着充液高度的增加呈先下降后上升的趋势,液体晃动引起的俯仰力矩的峰值取得最大值时,防波板对罐体内的液体晃动的抑制效果最差。

大容量推进剂贮箱液体晃动性能试验

对某种内带推进剂管理装置(PMD)的大容量推进剂贮箱内液体晃动性能进行试验.开展不同充液比工况下空壳贮箱液体晃动试验,分析比较晃动试验结果与采用等效动力学模型的液体晃动理论计算结果,两者结果一致吻合,试验系统可靠性和理论模型的正确性得到良好验证.然后开展了不同充液比工况下内带PMD贮箱液体晃动试验,试验结果表明贮箱内液体晃动性能受内部PMD结构影响明显.该试验研究结果为运载火箭和卫星的姿态和轨道控制系统的设计优化提供重要参考和数据支撑.

椭球形贮箱内液体晃动特性试验研究

本文研究用于运载火箭的椭球形贮箱内液体晃动动力特性。利用常重力条件下缩比相似模型试验得到液体晃动的等效力学模型。应用参数识别技术确定第一阶等效模型的参数,并与近似计算方法得到的结果进行了比较。叙述了晃动试验中观测到的非线性效应。

多储液腔航天器刚液耦合动力学与复合控制

采用复合控制方法对充液航天器的姿态和轨道机动进行高精度控制.通过傅里叶-贝塞尔级数展开法,将低重力环境下液体的弯曲自由表面的动态边界条件转化为简单的微分方程,其中耦合液体晃动方程的状态向量由相对势函数的模态坐标和波高的模态坐标组成.通过广义准坐标下的拉格朗日方程得到航天器刚体部分运动和液体燃料晃动的耦合动力学方程,提出了自适应快速终端滑模策略和输入整形技术相结合的复合控制器,并分别用于控制携带有一个燃料腔和四个燃料腔航天器的轨道机动和姿态机动.通过数值模拟来验证控制器的效率和精度.结果表明,对于多储液腔航天器,如果在设计航天器的姿态和轨道控制器时没有充分考虑燃料晃动效应,那么在受控航天器系统中将会出现刚-液-控耦合问题并导致航天器姿态不稳定.而本研究中的复合自适应终端滑模控制器可以实现航天器机动的高精度控制并有效抑制液体燃料晃动.

俯仰运动矩形贮箱中液体的非线性晃动

首先针对俯仰运动贮箱中液体的晃动提出了变分原理和新一类Lagrange函数，以此为基础可以解析方式来研究俯仰运动贮箱中液体有限幅值晃动。以无挡板开口二维、刚性短形贮箱为例，研究了其中液体的有限幅值晃动。单就液体波动幅值而言，在一定激励频率范围内，理论计算值与实验结果具有很好的一致性。

分隔贮箱内液体晃动参数的识别方法

分隔贮箱内液体晃动问题可以用一个两自由度非线性阻尼系统予以描述。本文采用等效线性化方法处理非线性阻尼参数，给出了一种利用稳态正弦基础激励晃动试验技术确定分隔贮箱内液体晃动等效力学模型的参数识别方法。方法通过引入晃动模态的频响函数剩余影响的拟合项实现两阶晃动模态的分离识别。数值仿真计算表明。

液体晃动的谐波响应分析

研究了箱体内液体大幅角晃动的谐波响应问题,提出了谐波产生的条件。通过建立谐波响应动力学模型,给出了大幅角晃动时液体晃动的总响应。研究结果表明,除应考虑经典的晃动共振基波响应外,还有必要考虑 3次谐波响应。

液体晃动试验的数据处理方法

液体推进剂贮箱的防晃结构设计导致液体晃动阻尼的非线性特性。本文在液体晃动等效力学模型的频响函数拟合方法的基础上,导出一种处理非线性液体晃动阻尼问题的模型参数近似拟合方法。应用此方法处理装有防晃阻尼装置的贮箱内液体晃动模型的参数估计问题可获得工程上满意的精度。

半圆形挡板的液体晃动阻尼效应实验研究

在文献2的基础上,用自由衰减实验法,对单块半圆形挡板和两块半圆形挡板在非对称布置情况下的液体晃动阻尼效应作了进一步的实验研究,且与同面积的圆环形挡板作了试验比较,对半圆形挡板布局提出初步意见。

液体推进剂贮箱的防晃设计

进行液体推进剂贮箱的防晃设计是解决充液航天飞行器由于液体晃动而产生的动力不稳定问题的主要技术途径。文中讨论了贮箱防晃设计的两类主要方法──液体晃动的结构控制和阻尼控制的防晃机理、防晃特性描述方法、结构实现途径及适用性，并提出了一些在防晃设计中应进一步研究的问题。

贮箱内液体重定位运动的动力效应研究

本文研究低重力环境下贮箱内液体重定位运动的动力效应及其影响,概述了模拟低重力环境下液体重定位运动的落塔试验方法,利用小模型落塔试验测定了球型贮箱内液体重定位运动的作用力和作用力矩,分析了液体重定位运动的试验相似准则,讨论了液体重定位运动产生的动力效应对航天器的影响以及减小干扰的措施。

旋转球锥贮箱内液体晃动的控制

利用落塔试验研究液体晃动对卫星自旋稳定的影响。试验结果表明，球锥贮箱液体晃动可能与卫星章动共振，而使章动发散时间常数剧烈下降。贮箱内设置适当挡板可以解决这一问题。

上凸共底局部十字分隔贮箱中液体晃动的固有频率实验研究

对上凸共底局部十字分隔贮箱中液体晃动固有频率的实验研究作了介绍,并与分析计算结果进行了比较,所给出的半经验公式可为类似结构的设计计算提供试验依据。

飞行器用液氢贮箱低温推进剂晃动热力学响应分析

研究飞行器低温推进剂贮箱内流体晃动的热力耦合特性,采用计算流体力学(CFD)技术仿真不同工况对液氢贮箱内低温推进剂晃动热力学的影响。考虑外部环境漏热和气液界面相变对贮箱气枕压力的影响,并通过用户自定义函数(UDF)将外部晃动激励施加于罐壁作为动量边界,利用VOF法捕捉气液相界面波动。结果表明:晃动激励越大,气枕空间压降越大,晃动激励为0 m/s、0.11 m/s、0.22 m/s、0.44 m/s时的气枕最大压降分别是2 Pa、120.3 Pa、6084.5 Pa、9158.3 Pa;气枕压降随初始液体温度的降低而增大,初始液体温度为20.0 K、21.0 K、21.5 K时的气枕压降时为6079 Pa、5248 Pa、3902 Pa;初始充满率越高,气枕压降越大,充满率为30%、40%、50%、60%、70%时气枕压降分别是1905 Pa、3758 Pa、6085 Pa、6476 Pa、8339 Pa。流体晃动扰动了液氢贮箱内气液界面处的热力学平衡,导致气枕压力大幅降低,为保证飞行器的稳定运行需采取合理的增压或防晃措施来维持贮箱气枕压力。

独立C型液化天然气液舱挡板的制荡性能研究

为了分析制荡板结构、布置、通透率及液位高度对独立C型液化天然气液舱制性能的影响,本文在已有环型挡板研究的基础上,提出了X型、Y型、Slat型3类挡板设计。通过二维矩形舱和三维独立C型舱的晃荡模拟,验证了数值模型的准确性,根据3种液位下不同挡板制荡性能的数值预报,选出4种代表性挡板,并对挡板通透率进行了敏感性分析。研究表明:制荡板的安装可以显著降低C型舱所受冲击载荷和纵摇力矩,随着液位的增加,制荡效率先升高后降低,波幅抑制系数逐渐降低。相比于挡板型式,制荡效率和波幅抑制系数受液位高度和通透率的影响更加明显,4种代表性挡板的制荡性能由高到低依次为SlatB1型、YB1型、XB1型和RB型。

六自由度液体旋转晃动实验平台设计

为有效模拟火箭在发射回收过程中推进剂的复杂晃动模态,该文设计了一种基于六自由度振动平台的液体旋转晃动实验装置。该装置能模拟液体大幅摇摆晃动、低速旋转晃动、快速旋转晃动和高频凸起晃动等多种模态,通过三组不同充液高度液体在不同激励频率下的旋转晃动实验,发现液面晃动峰值随激励频率的增加而线性减小,且存在液面峰值突变的频率相变点。实验结果表明,该装置空间灵活性好,实现了六自由度的姿态运动,能有效地进行贮箱内液体多种晃动模态的地面模拟研究。

基于MPS方法数值模拟三维LNG液舱的晃荡问题

该文基于自主开发的无网格粒子方法求解器MLParticle-SJTU,将MPS方法(moving particle semi-implicit)应用到三维LNG液舱的晃荡问题中,分别研究了LNG液舱在单自由度纵摇和横摇激励下,装载高度和激励频率对液舱晃荡作用的影响。首先,对装载高度为70%H的LNG液舱在单自由度纵摇和横摇激励下的晃荡问题分别进行了数值模拟,并将计算结果与实验结果进行比较,验证了MPS方法的可靠性。其次,对比不同装载高度,不同激励频率下液舱晃荡的拍击压力和流场分布情况,分析了装载高度和激励频率对晃荡作用的影响,并分析了一阶固有频率和共振频率随装载高度的变化规律。数值结果表明:激励频率对晃荡幅度影响较大;当激励频率在一阶固有频率附近时,会发生剧烈的晃荡现象;52.5%H为危险装载高度,在共振频率下,产生的拍击压力最大。