[發(fā)明專利]基于航天器的動力學(xué)特性試驗的模型構(gòu)建方法

在審

• 申請?zhí)枺?/td>: 201710172568.5
• 申請日: 2017-03-21
• 公開（公告）號: CN107066701A
• 公開（公告）日: 2017-08-18
• 發(fā)明（設(shè)計）人: 左祥昌;彭慧蓮;馮穎川;常洪振;韋冰峰;肖健;王喆;陶軍
• 申請（專利權(quán)）人: 北京強度環(huán)境研究所;中國運載火箭技術(shù)研究院
• 主分類號: G06F17/50
• 分類號: G06F17/50
• 代理公司: 暫無信息
• 代理人: 暫無信息

技術(shù)領(lǐng)域

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

背景技術(shù)

隨著航天技術(shù)的發(fā)展及地外星球探測的需求，人類需要設(shè)計更大運載能力的航天器來實現(xiàn)探索浩瀚宇宙的夢想。提升運力必然使得航天器結(jié)構(gòu)尺寸增大，以我國新一代大運載火箭為例，其直徑已經(jīng)達到5m；而未來重型運載火箭的研發(fā)設(shè)計可能會更大。結(jié)構(gòu)尺寸的增大，會給設(shè)計及地面試驗的實施操作帶來一些新的問題和難度。

一些作為運載火箭頂端載荷的在軌航天器在進行結(jié)構(gòu)設(shè)計時，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)射的振動環(huán)境條件。通過對試樣產(chǎn)品及各有效載荷星在上面級安裝的固支狀態(tài)下進行地面動力學(xué)試驗，能夠有效的對模態(tài)參數(shù)、傳遞特性、連接剛度特性進行分析，獲取子結(jié)構(gòu)動力學(xué)參數(shù)，用于對全箭模型的部段綜合、模型的改進和修正、飛行姿態(tài)控制系統(tǒng)設(shè)計、結(jié)構(gòu)載荷環(huán)境條件評估等方面，進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，會影響航天飛行器的動力學(xué)模型構(gòu)建的準(zhǔn)確度。

發(fā)明內(nèi)容

為了提高航天飛行器的動力學(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)航天器分解成多個部段子結(jié)構(gòu)，并分別獲取所述多個部段子結(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)建上面級各部段子結(jié)構(gòu)的動力學(xué)模型；

分別對各所述部段子結(jié)構(gòu)的動力學(xué)模型進行初步修正；

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，在安裝實施固支工裝后，基于所述目標(biāo)航天器進行所述目標(biāo)航天器整體結(jié)構(gòu)固定邊界動態(tài)特性試驗，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)對所述目標(biāo)航天器的組合體初步模型進行精細(xì)化修正，以獲取最終的航天器動力學(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)動機。

可選地，所述分別對各所述部段子結(jié)構(gòu)的動力學(xué)模型進行初步修正，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)對所述目標(biāo)航天器的組合體初步模型進行精細(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，所述進行所述目標(biāo)航天器整體結(jié)構(gòu)固定邊界動態(tài)特性試驗之前，所述方法還包括：

采用預(yù)設(shè)的頻率驗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)的頻率驗證方法提高邊界頻率，包括：

采用脈沖激勵法獲取邊界頻率響應(yīng)，以驗證所述邊界頻率是否高于試驗頻率五倍的要求，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，所述采用脈沖激勵法獲取邊界頻率響應(yīng)的公式為：

其中，G_ff(ω)是通過激勵的自譜，G_xf(ω)是激勵與響應(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)對所述目標(biāo)航天器的組合體初步模型進行精細(xì)化修正，以獲取最終的航天器動力學(xué)模型，包括：

根據(jù)所述結(jié)構(gòu)模態(tài)參數(shù)對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)。