基于航天器的動(dòng)力學(xué)特性試驗(yàn)的模型構(gòu)建方法與流程

本發(fā)明涉及航天器動(dòng)力學(xué)技術(shù)領(lǐng)域，具體涉及一種航天器的動(dòng)力學(xué)模型構(gòu)建方法。

背景技術(shù)：

隨著航天技術(shù)的發(fā)展及地外星球探測(cè)的需求，人類需要設(shè)計(jì)更大運(yùn)載能力的航天器來實(shí)現(xiàn)探索浩瀚宇宙的夢(mèng)想。提升運(yùn)力必然使得航天器結(jié)構(gòu)尺寸增大，以我國新一代大運(yùn)載火箭為例，其直徑已經(jīng)達(dá)到5m；而未來重型運(yùn)載火箭的研發(fā)設(shè)計(jì)可能會(huì)更大。結(jié)構(gòu)尺寸的增大，會(huì)給設(shè)計(jì)及地面試驗(yàn)的實(shí)施操作帶來一些新的問題和難度。

一些作為運(yùn)載火箭頂端載荷的在軌航天器在進(jìn)行結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)時(shí)，有效載荷衛(wèi)星及其支架組合狀態(tài)需避開火箭共振頻率，且航天器需要適應(yīng)發(fā)射的振動(dòng)環(huán)境條件。通過對(duì)試樣產(chǎn)品及各有效載荷星在上面級(jí)安裝的固支狀態(tài)下進(jìn)行地面動(dòng)力學(xué)試驗(yàn)，能夠有效的對(duì)模態(tài)參數(shù)、傳遞特性、連接剛度特性進(jìn)行分析，獲取子結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)參數(shù)，用于對(duì)全箭模型的部段綜合、模型的改進(jìn)和修正、飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計(jì)、結(jié)構(gòu)載荷環(huán)境條件評(píng)估等方面，進(jìn)而可以確保航天器的飛行穩(wěn)定性和高可靠性。

然而，由于航天飛行器的連接部段剛度未知性、結(jié)構(gòu)非線性、部段子結(jié)構(gòu)模型誤差等系列問題，會(huì)影響航天飛行器的動(dòng)力學(xué)模型構(gòu)建的準(zhǔn)確度。

技術(shù)實(shí)現(xiàn)要素：

為了提高航天飛行器的動(dòng)力學(xué)模型構(gòu)建的準(zhǔn)確度，本發(fā)明提出了一種航天器的動(dòng)力學(xué)模型構(gòu)建方法，包括：

根據(jù)目標(biāo)航天器的各部段連接面將所述目標(biāo)航天器分解成多個(gè)部段子結(jié)構(gòu)，并分別獲取所述多個(gè)部段子結(jié)構(gòu)在固支狀態(tài)下的模態(tài)參數(shù)，以根據(jù)所述模態(tài)參數(shù)分別構(gòu)建上面級(jí)各部段子結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模型；

分別對(duì)各所述部段子結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行初步修正；

根據(jù)初步修正后的各所述部段子結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模型確定所述航天器的組合體初步模型；

根據(jù)所述目標(biāo)航天器的組合體的尺寸、接口確定與其相匹配的工裝，在安裝實(shí)施固支工裝后，基于所述目標(biāo)航天器進(jìn)行所述目標(biāo)航天器整體結(jié)構(gòu)固定邊界動(dòng)態(tài)特性試驗(yàn)，以獲取結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)；

根據(jù)獲取的結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)對(duì)所述目標(biāo)航天器的組合體初步模型進(jìn)行精細(xì)化修正，以獲取最終的航天器動(dòng)力學(xué)模型。

可選地，所述部段子結(jié)構(gòu)包括各貯箱、衛(wèi)星、支架以及發(fā)動(dòng)機(jī)。

可選地，所述分別對(duì)各所述部段子結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行初步修正，包括：

設(shè)定第一目標(biāo)函數(shù)為頻率偏差小于α％，且設(shè)定第一可調(diào)整變量參數(shù)包括質(zhì)心高度和壁板厚度。

可選地，所述獲取結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)，包括：

提取辨識(shí)出主要模態(tài)參數(shù)和次要模態(tài)參數(shù)。

可選地，所述根據(jù)獲取的結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)對(duì)所述目標(biāo)航天器的組合體初步模型進(jìn)行精細(xì)化修正，包括：

設(shè)定第二目標(biāo)函數(shù)為主要頻率偏差小于β％，其中，β＜α，且設(shè)定振型mac匹配>γ％。

可選地，所述根據(jù)所述目標(biāo)航天器的組合體的尺寸、接口確定與其相匹配的工裝，包括：

根據(jù)有限元仿真方法確定所述工裝的約束數(shù)目和擰緊力矩。

可選地，所述進(jìn)行所述目標(biāo)航天器整體結(jié)構(gòu)固定邊界動(dòng)態(tài)特性試驗(yàn)之前，所述方法還包括：

采用預(yù)設(shè)的頻率驗(yàn)證方法提高邊界頻率，以滿足預(yù)設(shè)頻率范圍要求。

可選地，所述采用預(yù)設(shè)的頻率驗(yàn)證方法提高邊界頻率，包括：

采用脈沖激勵(lì)法獲取邊界頻率響應(yīng)，以驗(yàn)證所述邊界頻率是否高于試驗(yàn)頻率五倍的要求，并采用增加約束剛度、約束數(shù)量、約束方式和消除間隙的方式來提高邊界頻率。

可選地，所述采用脈沖激勵(lì)法獲取邊界頻率響應(yīng)的公式為：

其中，gff(ω)是通過激勵(lì)的自譜，gxf(ω)是激勵(lì)與響應(yīng)的互譜。

可選地，所述根據(jù)獲取的結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)對(duì)所述目標(biāo)航天器的組合體初步模型進(jìn)行精細(xì)化修正，以獲取最終的航天器動(dòng)力學(xué)模型，包括：

根據(jù)所述結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)對(duì)所述組合體初步模型的模態(tài)頻率、阻尼和振型的靈敏度進(jìn)行分析，以獲取變量靈敏度矩陣；

根據(jù)所述變量靈敏度矩陣確定待調(diào)整結(jié)構(gòu)的部位和參數(shù)。

本發(fā)明的航天器的動(dòng)力學(xué)模型構(gòu)建方法，通過根據(jù)目標(biāo)航天器的各部段連接面將所述目標(biāo)航天器分解成多個(gè)部段子結(jié)構(gòu)，并分別獲取所述多個(gè)部段子結(jié)構(gòu)在固支狀態(tài)下的模態(tài)參數(shù)，以根據(jù)所述模態(tài)參數(shù)分別構(gòu)建上面級(jí)各部段子結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模型，并確定所述航天器的組合體初步模型，進(jìn)而在安裝實(shí)施固支工裝后，基于所述目標(biāo)航天器進(jìn)行所述目標(biāo)航天器整體結(jié)構(gòu)固定邊界動(dòng)態(tài)特性試驗(yàn)，以對(duì)所述組合體初步模型進(jìn)行修正，從而獲取最終的航天器動(dòng)力學(xué)模型，基于固支工裝及邊界加強(qiáng)、實(shí)施、驗(yàn)證方法，將獲取的試驗(yàn)數(shù)據(jù)應(yīng)用于子結(jié)構(gòu)模型修正中，可以提高航天器動(dòng)力學(xué)模型構(gòu)建的準(zhǔn)確度，并可以有效減少大型結(jié)構(gòu)地面試驗(yàn)復(fù)雜度。

附圖說明

為了更清楚地說明本發(fā)明實(shí)施例或現(xiàn)有技術(shù)中的技術(shù)方案，下面將對(duì)實(shí)施例或現(xiàn)有技術(shù)描述中所需要使用的附圖作簡單地介紹，顯而易見地，下面描述中的附圖是本發(fā)明的一些實(shí)施例，對(duì)于本領(lǐng)域普通技術(shù)人員來講，在不付出創(chuàng)造性勞動(dòng)的前提下，還可以根據(jù)這些附圖獲得其他的附圖。

圖1為本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的航天器的動(dòng)力學(xué)模型構(gòu)建方法的流程示意圖；

圖2為本發(fā)明另一個(gè)實(shí)施例的航天器的動(dòng)力學(xué)模型構(gòu)建方法的流程示意圖；

圖3為本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的上面級(jí)固定邊界實(shí)現(xiàn)原理示意圖；

圖4a至圖4c為本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的上面級(jí)組合體部段及組裝后整體模型示意圖。

具體實(shí)施方式

為使本發(fā)明實(shí)施例的目的、技術(shù)方案和優(yōu)點(diǎn)更加清楚，下面將結(jié)合本發(fā)明實(shí)施例中的附圖，對(duì)本發(fā)明實(shí)施例中的技術(shù)方案進(jìn)行清楚地描述，顯然，所描述的實(shí)施例是本發(fā)明一部分實(shí)施例，而不是全部的實(shí)施例。基于本發(fā)明中的實(shí)施例，本領(lǐng)域普通技術(shù)人員在沒有做出創(chuàng)造性勞動(dòng)前提下所獲得的所有其他實(shí)施例，都屬于本發(fā)明保護(hù)的范圍。

圖1為本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的航天器的動(dòng)力學(xué)模型構(gòu)建方法的流程示意圖；如圖1所示，該方法包括：

s1：根據(jù)目標(biāo)航天器的各部段連接面將所述目標(biāo)航天器分解成多個(gè)部段子結(jié)構(gòu)，并分別獲取所述多個(gè)部段子結(jié)構(gòu)在固支狀態(tài)下的模態(tài)參數(shù)，以根據(jù)所述模態(tài)參數(shù)分別構(gòu)建上面級(jí)各部段子結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模型；

s2：分別對(duì)各所述部段子結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行初步修正；

s3：根據(jù)初步修正后的各所述部段子結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模型確定所述航天器的組合體初步模型；

s4：根據(jù)所述目標(biāo)航天器的組合體的尺寸、接口確定與其相匹配的工裝，在安裝實(shí)施固支工裝后，基于所述目標(biāo)航天器進(jìn)行所述目標(biāo)航天器整體結(jié)構(gòu)固定邊界動(dòng)態(tài)特性試驗(yàn)，以獲取結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)；

s5：根據(jù)獲取的結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)對(duì)所述目標(biāo)航天器的組合體初步模型進(jìn)行精細(xì)化修正，以獲取最終的航天器動(dòng)力學(xué)模型。

本實(shí)施例的航天器的動(dòng)力學(xué)模型構(gòu)建方法，通過根據(jù)目標(biāo)航天器的各部段連接面將所述目標(biāo)航天器分解成多個(gè)部段子結(jié)構(gòu)，并分別獲取所述多個(gè)部段子結(jié)構(gòu)在固支狀態(tài)下的模態(tài)參數(shù)，以根據(jù)所述模態(tài)參數(shù)分別構(gòu)建上面級(jí)各部段子結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模型，并確定所述航天器的組合體初步模型，進(jìn)而在安裝實(shí)施固支工裝后，基于所述目標(biāo)航天器進(jìn)行所述目標(biāo)航天器整體結(jié)構(gòu)固定邊界動(dòng)態(tài)特性試驗(yàn)，以對(duì)所述組合體初步模型進(jìn)行修正，從而獲取最終的航天器動(dòng)力學(xué)模型，基于固支工裝及邊界加強(qiáng)、實(shí)施、驗(yàn)證方法，將獲取的試驗(yàn)數(shù)據(jù)應(yīng)用于子結(jié)構(gòu)模型修正中，可以提高航天器動(dòng)力學(xué)模型構(gòu)建的準(zhǔn)確度，并可以有效減少大型結(jié)構(gòu)地面試驗(yàn)復(fù)雜度。

進(jìn)一步地，作為上述方法實(shí)施例的優(yōu)選，所述部段子結(jié)構(gòu)可以具體包括各貯箱、衛(wèi)星、支架以及發(fā)動(dòng)機(jī)等。

在此基礎(chǔ)上，步驟s2中所述分別對(duì)各所述部段子結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模型進(jìn)行初步修正，可以包括：

設(shè)定第一目標(biāo)函數(shù)為頻率偏差小于α％，且設(shè)定第一可調(diào)整變量參數(shù)為質(zhì)心高度、壁板厚度。

進(jìn)一步地，作為上述方法實(shí)施例的優(yōu)選，所述獲取結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)，可以包括：

提取辨識(shí)出主要模態(tài)參數(shù)和次要模態(tài)參數(shù)。

可選地，步驟s5中所述根據(jù)獲取的結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)對(duì)所述目標(biāo)航天器的組合體初步模型進(jìn)行精細(xì)化修正，可以包括：

設(shè)定第二目標(biāo)函數(shù)為主要頻率偏差小于β％，其中，β＜α，且設(shè)定振型mac匹配>γ％。

進(jìn)一步地，作為上述方法實(shí)施例的優(yōu)選，所述根據(jù)所述目標(biāo)航天器的組合體的尺寸、接口確定與其相匹配的工裝，包括：

根據(jù)有限元仿真方法確定所述工裝的約束數(shù)目和擰緊力矩。

在此基礎(chǔ)上，步驟s4中所述進(jìn)行所述目標(biāo)航天器整體結(jié)構(gòu)固定邊界動(dòng)態(tài)特性試驗(yàn)之前，所述方法還可以包括：

采用預(yù)設(shè)的頻率驗(yàn)證方法提高邊界頻率，以滿足預(yù)設(shè)頻率范圍要求。

進(jìn)一步地，作為上述方法實(shí)施例的優(yōu)選，所述采用預(yù)設(shè)的頻率驗(yàn)證方法提高邊界頻率，包括：

采用脈沖激勵(lì)法獲取邊界頻率響應(yīng)，以驗(yàn)證所述邊界頻率是否高于試驗(yàn)頻率五倍的要求，并采用增加約束剛度、約束數(shù)量、約束方式和消除間隙的方式來提高邊界頻率。

進(jìn)一步地，作為上述方法實(shí)施例的優(yōu)選，所述采用脈沖激勵(lì)法獲取邊界頻率響應(yīng)的公式為：

其中，gff(ω)是通過激勵(lì)的自譜，gxf(ω)是激勵(lì)與響應(yīng)的互譜。

作為本實(shí)施的優(yōu)選，步驟s5中所述根據(jù)獲取的結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)對(duì)所述目標(biāo)航天器的組合體初步模型進(jìn)行精細(xì)化修正，以獲取最終的航天器動(dòng)力學(xué)模型，可以包括：

根據(jù)所述結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)對(duì)所述組合體初步模型的模態(tài)頻率、阻尼和振型的靈敏度進(jìn)行分析，以獲取變量靈敏度矩陣；

根據(jù)所述變量靈敏度矩陣確定待調(diào)整結(jié)構(gòu)的部位和參數(shù)。

下面以一具體的實(shí)施例來說明本發(fā)明，但不限定本發(fā)明的保護(hù)范圍。

圖2為本發(fā)明另一個(gè)實(shí)施例的航天器的動(dòng)力學(xué)模型構(gòu)建方法的流程示意圖，如圖2所示，首先采用將大型航天器按照部段連接面進(jìn)行分解，開展子結(jié)構(gòu)固定邊界模態(tài)試驗(yàn)；將獲取的模態(tài)參數(shù)用于子結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型的初步修正，修正的優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)為：試驗(yàn)與模型頻率偏差小于α％，變量為：子結(jié)構(gòu)剛度、質(zhì)量、質(zhì)心等物理參數(shù)調(diào)整。

進(jìn)而將初步修正后的子結(jié)構(gòu)模型根據(jù)航天器產(chǎn)品實(shí)際設(shè)計(jì)的螺釘規(guī)格、擰緊力矩、數(shù)量等情況設(shè)置連接參數(shù)，形成初步的整體動(dòng)力學(xué)模型。同時(shí)，設(shè)定新一輪修正優(yōu)化目標(biāo)函數(shù)為：試驗(yàn)與模型頻率偏差小于β％，且振型mac匹配度大于γ％(新一輪修正目標(biāo)函數(shù)β＜α)。同時(shí)，針對(duì)目標(biāo)函數(shù)，進(jìn)行變量靈敏度分析，獲取各個(gè)變量參數(shù)影響目標(biāo)函數(shù)效果的影響因子矩陣。

建立整體模型的同時(shí)，需要開展航天器整體結(jié)構(gòu)的固定邊界模態(tài)試驗(yàn)。由于大型航天器結(jié)構(gòu)尺寸上較子結(jié)構(gòu)大許多，在固定邊界工裝及其約束方式設(shè)計(jì)時(shí)要符合航天器分析頻帶要求(可進(jìn)行仿真校核分析)。在試驗(yàn)實(shí)施固定邊界時(shí)，采用脈沖激勵(lì)法驗(yàn)證邊界效果；采用增加約束剛度、約束數(shù)量、約束方式和消除間隙等方法可加強(qiáng)邊界效果，使其滿足要求。

最后，再利用獲取的試驗(yàn)數(shù)據(jù)與組裝后動(dòng)力學(xué)模型對(duì)比判別目標(biāo)函數(shù)，對(duì)高靈敏度的變量參數(shù)進(jìn)行反復(fù)調(diào)整(通常為螺栓連接剛度、材料厚度、質(zhì)心幾何分布等)，滿足目標(biāo)函數(shù)后，則可獲取到較為準(zhǔn)確的大型航天器整體結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型。

進(jìn)一步地，以某型號(hào)上面級(jí)及有效載荷衛(wèi)星組合體為例，其固支狀態(tài)模態(tài)試驗(yàn)及模型構(gòu)建步驟包括：

a1：部段級(jí)動(dòng)特性試驗(yàn)及建模

獲取有效載荷衛(wèi)星、組合體支架等子結(jié)構(gòu)在固支狀態(tài)下模態(tài)參數(shù)；建立上面級(jí)部段子結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)模型，包括各貯箱、衛(wèi)星、支架、發(fā)動(dòng)機(jī)等；

a2：部段級(jí)結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型初步修正

分別進(jìn)行子結(jié)構(gòu)模型初步修正，設(shè)定目標(biāo)函數(shù)為：頻率偏差小于5％；可調(diào)整的變量參數(shù)主要為：質(zhì)心高度、壁板厚度等；

a3：整體結(jié)構(gòu)固支邊界動(dòng)力學(xué)特性試驗(yàn)

a31：設(shè)計(jì)與該型號(hào)上面級(jí)組合體尺寸和接口相匹配的工裝，利用有限元仿真手段，分析確定滿足試驗(yàn)要求頻率范圍的約束數(shù)目和擰緊力矩；

a32：安裝實(shí)施固支工裝，并采用脈沖激勵(lì)法驗(yàn)證邊界頻率是否高于試驗(yàn)頻率五倍的要求，并采用增加約束點(diǎn)、強(qiáng)化緊固力和消除間隙方式來提高邊界頻率，直至滿足要求；

具體地，圖3示出了本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的上面級(jí)固定邊界實(shí)現(xiàn)原理，其中的附圖標(biāo)記包括：1-衛(wèi)星、2-衛(wèi)星支架、3-上面級(jí)支架、4-固支約束、5-地軌、6-內(nèi)部約束點(diǎn)、7固支工裝、8、地軌、9-邊緣約束。

脈沖激勵(lì)法獲取頻響函數(shù)公式為下式(1)，即通過激勵(lì)的自譜gff(ω)、激勵(lì)與響應(yīng)的互譜gxf(ω)計(jì)算得出：

a33：進(jìn)行上面級(jí)組合體固支狀態(tài)模態(tài)試驗(yàn)，獲取該狀態(tài)下結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)，并提取辨識(shí)出主要模態(tài)參數(shù)和次要模態(tài)參數(shù)；

a4：整體結(jié)構(gòu)動(dòng)力學(xué)模型修正

a41：按照部段間連接點(diǎn)數(shù)目、擰緊力矩、連接件尺寸等參數(shù)，將各子結(jié)構(gòu)組裝成組合體狀態(tài)，其中，圖4a至圖4c示出了本發(fā)明一個(gè)實(shí)施例的上面級(jí)組合體部段及組裝后整體模型；

a42：確定目標(biāo)函數(shù)：主要模態(tài)頻率偏差小于2.5％，次要模態(tài)頻率偏差小于8％；主要模態(tài)振型mac值大于85％，次要模態(tài)振型mac值大于60％。其中，頻率偏差計(jì)算公式為式(2)，式中fe為試驗(yàn)獲取頻率，fm為模型分析頻率；模態(tài)振型mac值計(jì)算公式為式(3)，式中{φ}e為試驗(yàn)獲取振型向量，{φ}m為模型分析振型向量。

a43：進(jìn)行模型各物理變量對(duì)模態(tài)頻率、阻尼和振型的靈敏度分析，獲取變量靈敏度矩陣；如下表1所示為幾種變量影響參數(shù)靈敏度。

表1變量影響模態(tài)參數(shù)靈敏度表

a44：確定調(diào)整結(jié)構(gòu)的部位和參數(shù)，上面級(jí)組合體模型調(diào)整了：螺栓連接剛度、對(duì)接框錐度、支架端框厚度、儀器艙桁條厚度等。

a5：獲取精確動(dòng)力學(xué)模型

表2為某型號(hào)航天器通過應(yīng)用該發(fā)明方法獲取的試驗(yàn)結(jié)果與模型修正后結(jié)果對(duì)比，其中目標(biāo)函數(shù)頻率偏差設(shè)置為2.5，mac匹配值設(shè)置為85。

表2模型航天器修正后模型與固支邊界試驗(yàn)獲取的模態(tài)參數(shù)對(duì)比

由表2可以看出，各階主要模態(tài)和次要模態(tài)均達(dá)到目標(biāo)函數(shù)要求，動(dòng)力學(xué)模型精度獲得大幅度提升。

本發(fā)明的航天器的動(dòng)力學(xué)模型構(gòu)建方法，可以應(yīng)用在大運(yùn)載及未來重型運(yùn)載火箭的研制中，通過提出的固支工裝設(shè)計(jì)思路及邊界加強(qiáng)、實(shí)施、驗(yàn)證方法，將獲取的試驗(yàn)數(shù)據(jù)應(yīng)用于子結(jié)構(gòu)模型修正中，提高航天器動(dòng)力學(xué)模型精度，同時(shí)，通過積累子結(jié)構(gòu)模型修正經(jīng)驗(yàn)，提升部段模態(tài)綜合技術(shù)，可以減少大型結(jié)構(gòu)地面試驗(yàn)復(fù)雜性。

以上實(shí)施例僅用于說明本發(fā)明的技術(shù)方案，而非對(duì)其限制；盡管參照前述實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行了詳細(xì)的說明，本領(lǐng)域的普通技術(shù)人員應(yīng)當(dāng)理解：其依然可以對(duì)前述各實(shí)施例所記載的技術(shù)方案進(jìn)行修改，或者對(duì)其中部分技術(shù)特征進(jìn)行等同替換；而這些修改或替換，并不使相應(yīng)技術(shù)方案的本質(zhì)脫離本發(fā)明各實(shí)施例技術(shù)方案的精神和范圍。