負(fù)載模擬系統(tǒng)是火箭舵機(jī)的重要地面測(cè)試設(shè)備之一,其在實(shí)驗(yàn)室條件下復(fù)現(xiàn)火箭舵機(jī)所受的各種載荷,完成舵機(jī)的動(dòng)靜態(tài)特性的測(cè)試工作。為適應(yīng)新一代具有雙諧振點(diǎn)矢量發(fā)動(dòng)機(jī)的測(cè)試工作,需要建立更加準(zhǔn)確的具有雙諧振點(diǎn)負(fù)載特性的多自由度負(fù)載模擬系統(tǒng),并分別對(duì)非線性摩擦負(fù)載和系統(tǒng)諧振峰的抑制進(jìn)行深入的研究。本文首先根據(jù)擺動(dòng)式推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)的質(zhì)量分布和柔性結(jié)構(gòu)兩個(gè)方面建立了完整的多自由度負(fù)載模擬系統(tǒng)的數(shù)學(xué)模型,并從頻域角度深入分析了慣性負(fù)載質(zhì)量對(duì)多自由度負(fù)載模擬系統(tǒng)雙諧振峰的影響,為不同諧振特性的舵機(jī)測(cè)試提供了諧振峰頻率點(diǎn)可調(diào)的手段。并采用描述函數(shù)的方法對(duì)系統(tǒng)的非線性摩擦負(fù)載諧波線性化,從理論上分析了摩擦負(fù)載對(duì)系統(tǒng)穩(wěn)定性的影響,得到了含有非線性摩擦負(fù)載的多自由度負(fù)載模擬系統(tǒng)仍具有很好的穩(wěn)定性的結(jié)論,并給出了存在非線性摩擦負(fù)載情況下系統(tǒng)的幅頻特性方程、相頻特性方程,進(jìn)一步揭示了非線性摩擦負(fù)載對(duì)系統(tǒng)動(dòng)力學(xué)特性影響的機(jī)理和規(guī)律,發(fā)現(xiàn)了非線性摩擦負(fù)載不會(huì)影響系統(tǒng)的諧振點(diǎn)頻率,對(duì)諧振點(diǎn)處的諧振峰幅值影響比較顯著。然后,本文分析了多自由度負(fù)載模擬系統(tǒng)雙諧振頻率特性產(chǎn)生原因,結(jié)合陷波補(bǔ)償控制器的相關(guān)理論,給出了基于中心頻率、帶寬和衰減深度三個(gè)參數(shù)的陷波補(bǔ)償控制器,針對(duì)具有雙諧振點(diǎn)的系統(tǒng)設(shè)計(jì)了抑制諧振峰的單諧振峰補(bǔ)償控制器和雙諧振峰補(bǔ)償控制器,并通過(guò)仿真驗(yàn)證了單陷波補(bǔ)償控制器的具有更好的諧振峰抑制效果。最后,通過(guò)多自由度負(fù)載模擬系統(tǒng)工作原理,建立了系統(tǒng)的AMESim仿真模型,并結(jié)合負(fù)載模擬臺(tái)的實(shí)際參數(shù)進(jìn)行設(shè)置與校核。通過(guò)AMESim仿真和試驗(yàn)研究相結(jié)合的方式對(duì)非線性摩擦負(fù)載以及諧振峰抑制理論加以驗(yàn)證,驗(yàn)證性仿真和試驗(yàn)結(jié)果不僅驗(yàn)證了慣性負(fù)載對(duì)舵機(jī)諧振點(diǎn)頻率調(diào)節(jié)的可行性,單陷波補(bǔ)償對(duì)系統(tǒng)諧振峰抑制的有效性,而且驗(yàn)證了在非線性摩擦加載下系統(tǒng)的穩(wěn)定性以及摩擦負(fù)載對(duì)系統(tǒng)的幅頻響應(yīng)的影響。
【學(xué)位單位】：北京交通大學(xué)
【學(xué)位級(jí)別】：碩士
【學(xué)位年份】：2019
【中圖分類】：V416.8
【部分圖文】：

Ｆｉｇ．?１－１?Ｓｔｒｕｃｔｕｒａｌ?ｄｉｓｔｒｉｂｕｔｉｏｎ?ｄｉａｇｒａｍ?ｏｆ?ｔｈｒｕｓｔ?ｖｅｃｔｏｒ?ｍｅｃｈａｎｉｓｍ??運(yùn)載火箭推力矢量控制（Ｔｈｒｕｓｔ?Ｖｅｃｔｏｒ?Ｃｏｎｔｒｏｌ，?ＴＶＣ）系統(tǒng)是火箭控制系統(tǒng)??除發(fā)動(dòng)機(jī)外功率最大的設(shè)備，其動(dòng)態(tài)特性復(fù)雜、質(zhì)量大、工作環(huán)境惡劣，并且對(duì)??其穩(wěn)態(tài)、動(dòng)態(tài)控制性能的要求較高。圖１－１是推力矢量機(jī)構(gòu)在運(yùn)載火箭上的結(jié)構(gòu)??分布圖，運(yùn)載火箭推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)由四個(gè)帶有推力矢量裝置的噴管組成，每一個(gè)??噴管都有一套單獨(dú)的伺服舵機(jī)系統(tǒng)來(lái)控制其擺動(dòng)，每一個(gè)推力矢量裝置都在單一??的方向上擺動(dòng)一個(gè)矢量發(fā)動(dòng)機(jī)噴管，依靠四個(gè)獨(dú)立的推力矢量伺服裝置同時(shí)對(duì)四??個(gè)噴管的擺動(dòng)方向和角度進(jìn)行組合控制，可以同時(shí)實(shí)現(xiàn)火箭的俯仰、偏航和滾動(dòng)??三種姿態(tài)的綜合控制［３］。當(dāng)Ａ和Ｃ兩套推力矢量裝置同時(shí)朝向一個(gè)方向擺動(dòng)同一??個(gè)角度時(shí)，可以實(shí)現(xiàn)火箭箭體的俯仰控制。當(dāng)Ｂ和Ｄ兩套推力矢量裝置同時(shí)朝一??個(gè)方向擺動(dòng)同一個(gè)角度時(shí)，可以對(duì)火箭箭體進(jìn)行偏航控制，當(dāng)四套推力矢量伺服??裝置同時(shí)順時(shí)針或者逆時(shí)針?lè)较驍[動(dòng)時(shí)，可以實(shí)現(xiàn)箭體的滾動(dòng)控制。另外，當(dāng)Ａ??和Ｃ?（Ｂ和Ｄ）推力矢量伺服系統(tǒng)擺動(dòng)噴管不同的角度時(shí)，不僅會(huì)使火箭箭體發(fā)??生俯仰（偏航），而且會(huì)使箭體產(chǎn)生滾動(dòng)。因此，對(duì)推力矢量裝置進(jìn)行深入研宄??具有很重要的意義，對(duì)于提高火箭發(fā)射成功率以及精準(zhǔn)的火箭姿態(tài)控制具有重要??

?＾???是提高我國(guó)的航天競(jìng)爭(zhēng)力和載人航天水平的基礎(chǔ)。??到二＾一世紀(jì)的今天，國(guó)外新一代大推力矢量發(fā)動(dòng)機(jī)逐漸開(kāi)始投入使用，如??美國(guó)洛克希德馬丁公司的宇宙神５型運(yùn)載火箭，一子級(jí)采用俄羅斯和美國(guó)聯(lián)合研??制的ＲＤ－１８０火箭發(fā)動(dòng)機(jī)，最大推力高達(dá)４２３噸，降低了?１／４發(fā)射成本［Ｍ。大推??力火箭發(fā)動(dòng)機(jī)的使用不僅極大的提高了運(yùn)載火箭的整體性能而且降低了發(fā)射成本。??這種形勢(shì)下，研制新一代大推力液體火箭發(fā)動(dòng)機(jī)和相關(guān)測(cè)試設(shè)備顯得格外迫切。??

—?＿??氣?ｐｕｅｊ?ｈｉ????＾??ｉ?＼?ｊ?＼?ｐｕｍｐ?／?＼?＼??Ｉ?＼?＼?Ｉ?＼＼??圖１－２ＲＤ－１８０火箭發(fā)動(dòng)機(jī)??Ｆｉｇ．?１－２?ＲＤ－１８０?ｒｏｃｋｅｔ?ｅｎｇｉｎｅ??隨著我國(guó)科技的不斷發(fā)展和進(jìn)步，我國(guó)正在研制以“ＣＺ－５”型火箭代表的新一代的大推力運(yùn)載火箭系列，與現(xiàn)役型號(hào)相比，新一代運(yùn)載ＴＶＣ系統(tǒng)的發(fā)動(dòng)機(jī)推力、重量明顯增加，ＴＶＣ系統(tǒng)輸出功率成倍增加，一伺服回路”負(fù)載頻率低，并且具有雙諧振峰等特點(diǎn)［８＿１１］。為適應(yīng)新一力火箭發(fā)動(dòng)機(jī)所面臨的嚴(yán)峻考驗(yàn)，需要建立更加準(zhǔn)確的火箭推力矢量機(jī)模型，保證大推力火箭發(fā)動(dòng)機(jī)穩(wěn)定的按照既定的軌跡平穩(wěn)運(yùn)行。??
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本文編號(hào)：2872416