卫星飞轮被动隔振系统设计方法
【专利摘要】本发明提供了一种卫星飞轮被动隔振系统设计方法，包括：分析飞轮的构型及组成，以多体动力学理论、有限元理论为指导，建立飞轮的多体动力学模型并修正；根据地面试验数据和修正后飞轮模型的振动特性仿真分析结果提出飞轮被动隔振方案设计，包括隔振器刚度设计、阻尼设计、布局设计；根据方案设计结合飞轮动力学模型，仿真分析该方案的性能，若满足指标要求则进行地面试验验证，若不满足则重新进行方案设计；为进一步验证方案的可行性，进行飞轮地面被动隔振试验，若满足则设计完成，若不满足则重新进行被动隔振方案设计。本发明能够有效降低飞轮对卫星平台的微振动干扰，为高精度、高分辨率、高稳定超静平台的发展提供技术支撑。
【专利说明】卫星飞轮被动隔振系统设计方法
【技术领域】
[0001]本发明涉及卫星飞轮被动隔振设计领域，具体地，涉及一种卫星飞轮被动隔振系统设计方法。
【背景技术】
[0002]随着航天技术的发展，卫星有效载荷的精度越来越高，与此同时对卫星平台的微振动环境提出了苛刻的要求。为了满足卫星姿态调节的要求，卫星都备有飞轮或力矩陀螺等转动部件，这必然引入了振动干扰源，根据研究发现飞轮对卫星平台的振动影响最大，针对飞轮进行被动隔振设计是解决这一问题的有效途径。被动隔振系统设计包括隔振器的刚度设计、阻尼设计、布局设计等等，这些参数的设计必须以飞轮振动特性参数为指导，而飞轮参数的获取必须以仿真分析和地面试验数据为指导。然而，飞轮振动特性仿真分析存在模型准确建模难、转动部件特性准确描述难等特点，使得仿真结果难以与试验统一，进而难以指导、支持和论证被动隔振系统的设计与验证。因此，在飞轮被动隔振系统设计研制的工程实际过程中，如何准确、高效地进行卫星飞轮被动隔振系统的设计显得至关重要。
【发明内容】
[0003]针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种卫星飞轮被动隔振系统设计方法。
[0004]根据本发明的一个方面，提供一种卫星飞轮被动隔振系统设计方法，包括以下步骤:
[0005]步骤1:根据飞轮设计方案分析飞轮构型，将飞轮支架结构与飞轮转动部件分开进行单独建模分析；
[0006]步骤2:综合飞轮地面振动特性试验数据和飞轮运动控制策略，利用有限元理论和多体动力学理论进行飞轮动力学建模并修正；
[0007]步骤3:根据步骤2建立飞轮动力学模型进行飞轮振动特性仿真分析，并根据分析仿真结果和试验结果进行被动隔振系统设计；
[0008]步骤4:设计后的隔振系统与飞轮动力学模型进行仿真分析验证隔振性能，若满足指标要求则进行地面试验，若不满足指标要求则重新进行隔振系统方案设计；
[0009]步骤5:通过仿真分析验证隔振系统的性能后进行地面试验验证隔振系统的隔振性能，若地面试验结果表明被动隔振系统满足指标要求，则整个设计流程结束，若不满足指标要求则重新进行隔振系统方案设计，直至满足指标要求。
[0010]优选地，步骤2包括:
[0011]步骤21:综合飞轮支架地面振动特性试验数据利用有限元理论进行飞轮支架结构有限元模型建模并修正；
[0012]步骤22:综合飞轮转动部件地面振动特性试验数据和控制系统设计方案，利用有限元理论和多体动力学理论建立转动部件的含控制模型的飞轮多体动力学模型。[0013]优选地，步骤21中通过Patran/Nastran软件进行飞轮支架结构有限元模型建模；步骤22中通过Matlab/Simulink软件进行转动部件控制系统的控制模型建模，并通过Adams软件进行飞轮动力学模型建模。
[0014]优选地，飞轮支架结构有限元模型包括:飞轮支架与飞轮安装面、飞轮支架主体和飞轮支架与星体安装面，飞轮支架与飞轮安装面、飞轮支架主体和飞轮支架与星体安装面依次连接。飞轮支架与飞轮安装面保证飞轮支架和飞轮的安装；飞轮支架主体保证飞轮的安装刚强度，传递力矩；飞轮支架与星体安装面，保证飞轮支架和星体的安装。
[0015]优选地，控制模型采用经典PID控制策略，通过调节Kp、K1、Kd三个参数使系统获得最优控制效果。
[0016]优选地，飞轮动力学模型包括:控制系统Matlab/Simulink、飞轮支架结构有限元模型和飞轮多体动力学模型，控制系统Matlab/Simulink分别与飞轮支架结构有限元模型和飞轮多体动力学模型连接，且控制系统Matlab/Simulink与飞轮多体动力学模型连接形成闭环控制回路。
[0017]优选地，地面振动特性试验包括模态试验和振动试验，地面振动特性试验数据包括质量特性数据、模态特性数据和振动传递特性数据。
[0018]优选地，被动隔振系统设计包括隔振器的刚度设计、阻尼设计和布局设计。
[0019]本发明从工程实际角度出发，采用了全面丰富的工程测试数据和参数优化措施，提出了一种可以准确、高效地进行卫星飞轮被动隔振系统设计的方法，能够有效降低飞轮对卫星平台的微振动干扰。与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果:本发明将飞轮支架结构与飞轮转动部件分开考虑建模，前者利用模态试验、振动试验进行模型修正；后者利用转动部件地面试验数据进行建模和修正，实现准确、高效地进行卫星飞轮被动隔振系统的设计，能够有效降低飞轮对卫星平台的微振动干扰，为高精度、高分辨率、高稳定超静平台的发展提供技术支撑。
【专利附图】
【附图说明】
[0020]通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显:
[0021]图1为本发明卫星飞轮被动隔振系统设计方法的执行流程图；
[0022]图2为飞轮支架结构有限元模型的结构示意图；
[0023]图3为飞轮动力学模型的结构原理图。
[0024]图中，I为飞轮支架与飞轮安装面；2为飞轮支架主体；3为飞轮支架与星体安装面。
【具体实施方式】
[0025]下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变形和改进。这些都属于本发明的保护范围。
[0026]请参阅图1，一种卫星飞轮被动隔振系统设计方法，包括以下步骤:[0027]步骤1:根据飞轮设计方案分析飞轮构型，将飞轮支架结构与飞轮转动部件分开进行单独建模分析。
[0028]步骤2:综合飞轮地面振动特性试验数据和飞轮运动控制策略，利用有限元理论和多体动力学理论进行飞轮多体动力学建模并修正。具体包括:
[0029]步骤21:综合飞轮支架地面振动特性试验数据利用有限元理论进行飞轮支架结构有限元模型建模并修正。
[0030]具体地，飞轮支架结构有限元模型包括:飞轮支架与飞轮安装面1、飞轮支架主体2和飞轮支架与星体安装面3，飞轮支架与飞轮安装面1、飞轮支架主体2和飞轮支架与星体安装面3依次连接。飞轮支架与飞轮安装面I用于保证飞轮支架和飞轮的安装；飞轮支架主体2用于保证飞轮的安装刚强度，传递力矩；飞轮支架与星体安装面3用于保证飞轮支架和星体的安装。
[0031]进一步地，本发明具体采用“模态价值降阶法”对飞轮支架结构有限元模型进行优化。
[0032]步骤22:综合飞轮转动部件地面振动特性试验数据和控制系统设计方案，利用有限元理论和多体动力学理论建立转动部件的含控制模型的飞轮多体动力学模型。
[0033]具体地，控制模型采用经典PID控制策略，通过调节HKd三个参数使系统获得最优控制效果。
[0034]具体地,飞轮动力学模型包括:控制系统Matlab/Simulink、飞轮支架结构有限元模型和飞轮多体动力学模型，控制系统Matlab/Simulink分别与飞轮支架结构有限元模型和飞轮多体动力学模型连接，且控制系统Matlab/Simulink与飞轮多体动力学模型连接形成闭环控制回路。
[0035]进一步地,步骤21中通过Patran/Nastran软件进行飞轮支架结构有限元模型建模；步骤22中通过Matlab/Simulink软件进行转动部件控制系统的控制模型建模，并通过Adams软件进行飞轮动力学模型建模。
[0036]进一步地，地面振动特性试验包括模态试验和振动试验，地面振动特性试验数据包括质量特性数据、模态特性数据和振动传递特性数据。
[0037]步骤3:根据步骤2建立飞轮多体动力学模型进行飞轮振动特性仿真分析，并根据分析仿真结果和试验结果进行被动隔振系统设计。
[0038]具体地，被动隔振系统设计具体包括隔振器的刚度设计、阻尼设计和布局设计。
[0039]步骤4:设计后的隔振系统与飞轮多体动力学模型进行仿真分析验证隔振性能，若满足指标要求则进行地面试验，若不满足指标要求则重新进行隔振系统方案设计。
[0040]步骤5:通过仿真分析验证隔振系统的性能后进行地面试验验证隔振系统的隔振性能，若地面试验结果表明被动隔振系统满足指标要求，则整个设计流程结束，若不满足指标要求则重新进行隔振系统方案设计，直至满足指标要求。
[0041]以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变形或修改，这并不影响本发明的实质内容。
【权利要求】
1.一种卫星飞轮被动隔振系统设计方法，其特征在于，包括以下步骤: 步骤1:根据飞轮设计方案分析飞轮构型，将飞轮支架结构与飞轮转动部件分开进行单独建模分析； 步骤2:综合飞轮地面振动特性试验数据和飞轮运动控制策略，利用有限元理论和多体动力学理论进行飞轮动力学建模并修正； 步骤3:根据步骤2建立飞轮动力学模型进行飞轮振动特性仿真分析，并根据分析仿真结果和试验结果进行被动隔振系统设计； 步骤4:设计后的隔振系统与飞轮动力学模型进行仿真分析验证隔振性能，若满足指标要求则进行地面试验，若不满足指标要求则重新进行隔振系统方案设计； 步骤5:通过仿真分析验证隔振系统的性能后进行地面试验验证隔振系统的隔振性能，若地面试验结果表明被动隔振系统满足指标要求，则整个设计流程结束，若不满足指标要求则重新进行隔振系统方案设计，直至满足指标要求。
2.根据权利要求1所述的卫星飞轮被动隔振系统设计方法，其特征在于，步骤2包括: 步骤21:综合飞轮支架地面振动特性试验数据利用有限元理论进行飞轮支架结构有限元模型建模并修正； 步骤22:综合飞轮转动部件地面振动特性试验数据和控制系统设计方案，利用有限元理论和多体动力学理论建立转动部件的含控制模型的飞轮动力学模型。
3.根据权利要求2所述的卫星飞轮被动隔振系统设计方法，其特征在于，步骤21中通过Patran/Nastran软件进行飞轮支架结构有限元模型建模；步骤22中通过Matlab/Simulink软件进行转动部件控制系统的控制模型建模，并通过Adams软件进行飞轮动力学模型建模。
4.根据权利要求2所述的卫星飞轮被动隔振系统设计方法，其特征在于，所述飞轮支架结构有限元模型包括:飞轮支架与飞轮安装面、飞轮支架主体和飞轮支架与星体安装面，所述飞轮支架与飞轮安装面、飞轮支架主体和飞轮支架与星体安装面依次连接。
5.根据权利要求2所述的卫星飞轮被动隔振系统设计方法，其特征在于，所述控制模型采用经典PID控制策略，通过调节Kp、1、Kd三个参数使系统获得最优控制效果。
6.根据权利要求2所述的卫星飞轮被动隔振系统设计方法，其特征在于，所述飞轮动力学模型包括:控制系统Matlab/Simulink、飞轮支架结构有限元模型和飞轮多体动力学模型，所述控制系统Matlab/Simulink分别与所述飞轮支架结构有限元模型和飞轮多体动力学模型连接，且所述控制系统Matlab/Simulink与飞轮多体动力学模型连接形成闭环控制回路。
7.根据权利要求1所述的卫星飞轮被动隔振系统设计方法，其特征在于，所述地面振动特性试验包括模态试验和振动试验,所述地面振动特性试验数据包括质量特性数据、模态特性数据和振动传递特性数据。
8.根据权利要求1所述的卫星飞轮被动隔振系统设计方法，其特征在于，所述被动隔振系统设计包括隔振器的刚度设计、阻尼设计和布局设计。
【文档编号】G06F17/50GK103605834SQ201310533027
【公开日】2014年2月26日 申请日期:2013年10月31日 优先权日:2013年10月31日
【发明者】沈海军, 申军烽, 蒋国伟, 陆国平, 钟鸣, 虞自飞, 黄俊杰 申请人:上海卫星工程研究所