基于航天器的动力学特性试验的模型构建方法与流程

本发明涉及航天器动力学技术领域，具体涉及一种航天器的动力学模型构建方法。

背景技术：

随着航天技术的发展及地外星球探测的需求，人类需要设计更大运载能力的航天器来实现探索浩瀚宇宙的梦想。提升运力必然使得航天器结构尺寸增大，以我国新一代大运载火箭为例，其直径已经达到5m；而未来重型运载火箭的研发设计可能会更大。结构尺寸的增大，会给设计及地面试验的实施操作带来一些新的问题和难度。

一些作为运载火箭顶端载荷的在轨航天器在进行结构设计时，有效载荷卫星及其支架组合状态需避开火箭共振频率，且航天器需要适应发射的振动环境条件。通过对试样产品及各有效载荷星在上面级安装的固支状态下进行地面动力学试验，能够有效的对模态参数、传递特性、连接刚度特性进行分析，获取子结构动力学参数，用于对全箭模型的部段综合、模型的改进和修正、飞行姿态控制系统设计、结构载荷环境条件评估等方面，进而可以确保航天器的飞行稳定性和高可靠性。

然而，由于航天飞行器的连接部段刚度未知性、结构非线性、部段子结构模型误差等系列问题，会影响航天飞行器的动力学模型构建的准确度。

技术实现要素：

为了提高航天飞行器的动力学模型构建的准确度，本发明提出了一种航天器的动力学模型构建方法，包括：

根据目标航天器的各部段连接面将所述目标航天器分解成多个部段子结构，并分别获取所述多个部段子结构在固支状态下的模态参数，以根据所述模态参数分别构建上面级各部段子结构的动力学模型；

分别对各所述部段子结构的动力学模型进行初步修正；

根据初步修正后的各所述部段子结构的动力学模型确定所述航天器的组合体初步模型；

根据所述目标航天器的组合体的尺寸、接口确定与其相匹配的工装，在安装实施固支工装后，基于所述目标航天器进行所述目标航天器整体结构固定边界动态特性试验，以获取结构模态参数；

根据获取的结构模态参数对所述目标航天器的组合体初步模型进行精细化修正，以获取最终的航天器动力学模型。

可选地，所述部段子结构包括各贮箱、卫星、支架以及发动机。

可选地，所述分别对各所述部段子结构的动力学模型进行初步修正，包括：

设定第一目标函数为频率偏差小于α％，且设定第一可调整变量参数包括质心高度和壁板厚度。

可选地，所述获取结构模态参数，包括：

提取辨识出主要模态参数和次要模态参数。

可选地，所述根据获取的结构模态参数对所述目标航天器的组合体初步模型进行精细化修正，包括：

设定第二目标函数为主要频率偏差小于β％，其中，β＜α，且设定振型mac匹配>γ％。

可选地，所述根据所述目标航天器的组合体的尺寸、接口确定与其相匹配的工装，包括：

根据有限元仿真方法确定所述工装的约束数目和拧紧力矩。

可选地，所述进行所述目标航天器整体结构固定边界动态特性试验之前，所述方法还包括：

采用预设的频率验证方法提高边界频率，以满足预设频率范围要求。

可选地，所述采用预设的频率验证方法提高边界频率，包括：

采用脉冲激励法获取边界频率响应，以验证所述边界频率是否高于试验频率五倍的要求，并采用增加约束刚度、约束数量、约束方式和消除间隙的方式来提高边界频率。

可选地，所述采用脉冲激励法获取边界频率响应的公式为：

其中，gff(ω)是通过激励的自谱，gxf(ω)是激励与响应的互谱。

可选地，所述根据获取的结构模态参数对所述目标航天器的组合体初步模型进行精细化修正，以获取最终的航天器动力学模型，包括：

根据所述结构模态参数对所述组合体初步模型的模态频率、阻尼和振型的灵敏度进行分析，以获取变量灵敏度矩阵；

根据所述变量灵敏度矩阵确定待调整结构的部位和参数。

本发明的航天器的动力学模型构建方法，通过根据目标航天器的各部段连接面将所述目标航天器分解成多个部段子结构，并分别获取所述多个部段子结构在固支状态下的模态参数，以根据所述模态参数分别构建上面级各部段子结构的动力学模型，并确定所述航天器的组合体初步模型，进而在安装实施固支工装后，基于所述目标航天器进行所述目标航天器整体结构固定边界动态特性试验，以对所述组合体初步模型进行修正，从而获取最终的航天器动力学模型，基于固支工装及边界加强、实施、验证方法，将获取的试验数据应用于子结构模型修正中，可以提高航天器动力学模型构建的准确度，并可以有效减少大型结构地面试验复杂度。

附图说明

为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。

图1为本发明一个实施例的航天器的动力学模型构建方法的流程示意图；

图2为本发明另一个实施例的航天器的动力学模型构建方法的流程示意图；

图3为本发明一个实施例的上面级固定边界实现原理示意图；

图4a至图4c为本发明一个实施例的上面级组合体部段及组装后整体模型示意图。

具体实施方式

为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。

图1为本发明一个实施例的航天器的动力学模型构建方法的流程示意图；如图1所示，该方法包括：

s1：根据目标航天器的各部段连接面将所述目标航天器分解成多个部段子结构，并分别获取所述多个部段子结构在固支状态下的模态参数，以根据所述模态参数分别构建上面级各部段子结构的动力学模型；

s2：分别对各所述部段子结构的动力学模型进行初步修正；

s3：根据初步修正后的各所述部段子结构的动力学模型确定所述航天器的组合体初步模型；

s4：根据所述目标航天器的组合体的尺寸、接口确定与其相匹配的工装，在安装实施固支工装后，基于所述目标航天器进行所述目标航天器整体结构固定边界动态特性试验，以获取结构模态参数；

s5：根据获取的结构模态参数对所述目标航天器的组合体初步模型进行精细化修正，以获取最终的航天器动力学模型。

本实施例的航天器的动力学模型构建方法，通过根据目标航天器的各部段连接面将所述目标航天器分解成多个部段子结构，并分别获取所述多个部段子结构在固支状态下的模态参数，以根据所述模态参数分别构建上面级各部段子结构的动力学模型，并确定所述航天器的组合体初步模型，进而在安装实施固支工装后，基于所述目标航天器进行所述目标航天器整体结构固定边界动态特性试验，以对所述组合体初步模型进行修正，从而获取最终的航天器动力学模型，基于固支工装及边界加强、实施、验证方法，将获取的试验数据应用于子结构模型修正中，可以提高航天器动力学模型构建的准确度，并可以有效减少大型结构地面试验复杂度。

进一步地，作为上述方法实施例的优选，所述部段子结构可以具体包括各贮箱、卫星、支架以及发动机等。

在此基础上，步骤s2中所述分别对各所述部段子结构的动力学模型进行初步修正，可以包括：

设定第一目标函数为频率偏差小于α％，且设定第一可调整变量参数为质心高度、壁板厚度。

进一步地，作为上述方法实施例的优选，所述获取结构模态参数，可以包括：

提取辨识出主要模态参数和次要模态参数。

可选地，步骤s5中所述根据获取的结构模态参数对所述目标航天器的组合体初步模型进行精细化修正，可以包括：

设定第二目标函数为主要频率偏差小于β％，其中，β＜α，且设定振型mac匹配>γ％。

进一步地，作为上述方法实施例的优选，所述根据所述目标航天器的组合体的尺寸、接口确定与其相匹配的工装，包括：

根据有限元仿真方法确定所述工装的约束数目和拧紧力矩。

在此基础上，步骤s4中所述进行所述目标航天器整体结构固定边界动态特性试验之前，所述方法还可以包括：

采用预设的频率验证方法提高边界频率，以满足预设频率范围要求。

进一步地，作为上述方法实施例的优选，所述采用预设的频率验证方法提高边界频率，包括：

采用脉冲激励法获取边界频率响应，以验证所述边界频率是否高于试验频率五倍的要求，并采用增加约束刚度、约束数量、约束方式和消除间隙的方式来提高边界频率。

进一步地，作为上述方法实施例的优选，所述采用脉冲激励法获取边界频率响应的公式为：

其中，gff(ω)是通过激励的自谱，gxf(ω)是激励与响应的互谱。

作为本实施的优选，步骤s5中所述根据获取的结构模态参数对所述目标航天器的组合体初步模型进行精细化修正，以获取最终的航天器动力学模型，可以包括：

根据所述结构模态参数对所述组合体初步模型的模态频率、阻尼和振型的灵敏度进行分析，以获取变量灵敏度矩阵；

根据所述变量灵敏度矩阵确定待调整结构的部位和参数。

下面以一具体的实施例来说明本发明，但不限定本发明的保护范围。

图2为本发明另一个实施例的航天器的动力学模型构建方法的流程示意图，如图2所示，首先采用将大型航天器按照部段连接面进行分解，开展子结构固定边界模态试验；将获取的模态参数用于子结构动力学模型的初步修正，修正的优化目标函数为：试验与模型频率偏差小于α％，变量为：子结构刚度、质量、质心等物理参数调整。

进而将初步修正后的子结构模型根据航天器产品实际设计的螺钉规格、拧紧力矩、数量等情况设置连接参数，形成初步的整体动力学模型。同时，设定新一轮修正优化目标函数为：试验与模型频率偏差小于β％，且振型mac匹配度大于γ％(新一轮修正目标函数β＜α)。同时，针对目标函数，进行变量灵敏度分析，获取各个变量参数影响目标函数效果的影响因子矩阵。

建立整体模型的同时，需要开展航天器整体结构的固定边界模态试验。由于大型航天器结构尺寸上较子结构大许多，在固定边界工装及其约束方式设计时要符合航天器分析频带要求(可进行仿真校核分析)。在试验实施固定边界时，采用脉冲激励法验证边界效果；采用增加约束刚度、约束数量、约束方式和消除间隙等方法可加强边界效果，使其满足要求。

最后，再利用获取的试验数据与组装后动力学模型对比判别目标函数，对高灵敏度的变量参数进行反复调整(通常为螺栓连接刚度、材料厚度、质心几何分布等)，满足目标函数后，则可获取到较为准确的大型航天器整体结构动力学模型。

进一步地，以某型号上面级及有效载荷卫星组合体为例，其固支状态模态试验及模型构建步骤包括：

a1：部段级动特性试验及建模

获取有效载荷卫星、组合体支架等子结构在固支状态下模态参数；建立上面级部段子结构的动力学模型，包括各贮箱、卫星、支架、发动机等；

a2：部段级结构动力学模型初步修正

分别进行子结构模型初步修正，设定目标函数为：频率偏差小于5％；可调整的变量参数主要为：质心高度、壁板厚度等；

a3：整体结构固支边界动力学特性试验

a31：设计与该型号上面级组合体尺寸和接口相匹配的工装，利用有限元仿真手段，分析确定满足试验要求频率范围的约束数目和拧紧力矩；

a32：安装实施固支工装，并采用脉冲激励法验证边界频率是否高于试验频率五倍的要求，并采用增加约束点、强化紧固力和消除间隙方式来提高边界频率，直至满足要求；

具体地，图3示出了本发明一个实施例的上面级固定边界实现原理，其中的附图标记包括：1-卫星、2-卫星支架、3-上面级支架、4-固支约束、5-地轨、6-内部约束点、7固支工装、8、地轨、9-边缘约束。

脉冲激励法获取频响函数公式为下式(1)，即通过激励的自谱gff(ω)、激励与响应的互谱gxf(ω)计算得出：

a33：进行上面级组合体固支状态模态试验，获取该状态下结构模态参数，并提取辨识出主要模态参数和次要模态参数；

a4：整体结构动力学模型修正

a41：按照部段间连接点数目、拧紧力矩、连接件尺寸等参数，将各子结构组装成组合体状态，其中，图4a至图4c示出了本发明一个实施例的上面级组合体部段及组装后整体模型；

a42：确定目标函数：主要模态频率偏差小于2.5％，次要模态频率偏差小于8％；主要模态振型mac值大于85％，次要模态振型mac值大于60％。其中，频率偏差计算公式为式(2)，式中fe为试验获取频率，fm为模型分析频率；模态振型mac值计算公式为式(3)，式中{φ}e为试验获取振型向量，{φ}m为模型分析振型向量。

a43：进行模型各物理变量对模态频率、阻尼和振型的灵敏度分析，获取变量灵敏度矩阵；如下表1所示为几种变量影响参数灵敏度。

表1变量影响模态参数灵敏度表

a44：确定调整结构的部位和参数，上面级组合体模型调整了：螺栓连接刚度、对接框锥度、支架端框厚度、仪器舱桁条厚度等。

a5：获取精确动力学模型

表2为某型号航天器通过应用该发明方法获取的试验结果与模型修正后结果对比，其中目标函数频率偏差设置为2.5，mac匹配值设置为85。

表2模型航天器修正后模型与固支边界试验获取的模态参数对比

由表2可以看出，各阶主要模态和次要模态均达到目标函数要求，动力学模型精度获得大幅度提升。

本发明的航天器的动力学模型构建方法，可以应用在大运载及未来重型运载火箭的研制中，通过提出的固支工装设计思路及边界加强、实施、验证方法，将获取的试验数据应用于子结构模型修正中，提高航天器动力学模型精度，同时，通过积累子结构模型修正经验，提升部段模态综合技术，可以减少大型结构地面试验复杂性。

以上实施例仅用于说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。