技术领域本发明属于航天器动力学冲击响应预示技术领域，具体涉及一种航天器火工冲击源函数近场试验峰值修正方法。
背景技术：
航天器火工冲击环境是指航天器上火工品起爆产生的冲击载荷作用于主承力结构上的响应，这一响应构成了星载设备的冲击力学环境。航天器火工冲击力学环境是航天器发射和在轨工作过程中经历的最为苛刻的力学环境之一，火工品爆炸引起的材料应力波和结构共振响应能够对含有冲击敏感元器件的仪器设备造成致命损伤，从而导致航天任务的失败。火工冲击源的定量描述是应用分析模型方法和数值方法进行火工冲击环境预示的前提，是冲击响应预示分析模型的计算输入。航天器火工冲击过程包含复杂的物理现象，其高频、瞬时、高峰值的特点，使得爆炸冲击载荷难以测量；火工品爆炸产生的高温高压载荷与火工品结构及复杂连接结构之间的耦合作用使得爆炸冲击载荷难于计算。因此，火工冲击载荷的确定一直是航天器火工冲击力学环境预示中的一个难题。目前对于火工冲击源的描述方式主要有三种。第一是从能量的观点出发，设法找到冲击源所释放的能量。该方法根据爆炸分离冲击源的能量相似准则，在所有频率上的冲击响应谱按两个不同火工装置所释放的总能量之比换算。第二是以测量的近场冲击响应加速度作为冲击载荷加载。加速度加载一般在结构上尽可能临近火工品的位置安装加速度计，测量近场结构的加速度响应，以此作为载荷源。但是将加速度响应作为载荷施加，从理论上讲并不合理。目前的研究表明，采用近场加速度加载进行环境预示的计算效果并不理想。第三是力函数加载。爆炸冲击在周围结构中产生的冲击力载荷是最直接的载荷源。爆炸冲击产生的力载荷无法直接测量，一种方法是反推法，使用这种方法需要反复进行不同参数、不同波形的试算，多次试算仍难以得到真实的载荷力函数。
技术实现要素：
有鉴于此，本发明的目的是提供一种航天器火工冲击源函数近场试验峰值修正方法,对用Hydrocodes直接建模求解得到的振源力函数进行修正，用以进一步解决航天器火工冲击力学环境预示中冲击载荷无法确定的问题。一种航天器火工冲击源函数近场试验峰值修正方法，所述航天器的结构包括振源系统结构及航天器主结构，振源系统结构包括火工品结构和连接结构，所述火工品结构通过连接结构安装在所述航天器主结构上，火工品结构爆炸时的研究对象为振源系统结构及航天器主结构中的近场结构；其特征在于，所述方法包括如下步骤：步骤一、确定航天器的分离面：所述连接结构的级数用n表示，火工品结构爆炸后，其中前x级随同火工品结构爆炸从航天器主结构中分离，余下的n-x级保留在航天器主结构中，则第x级与第x+1级之间的界面即为分离面；其中x的取值范围为1到n；步骤二、对所述振源系统结构和近场结构进行有限元建模，具体为：S1、建立振源系统结构和近场结构的有限元网格模型；S2、根据载荷加载后各个结构体所表现出来的材料性质和变形程度，对振源系统结构和近场结构中的各个结构体定义材料本构模型；S3、根据振源系统结构和近场结构中的各个结构体的材料属性，对结构体定义单元算法；S4、对振源系统结构和近场结构有限元模型定义符合实际的外载荷及边界约束；S5、对振源系统结构和近场结构中的各个结构体的接触面定义接触算法；步骤三、采用Hydrocodes程序求解步骤二建立的振源系统结构和近场结构有限元模型，在所述分离面处提取力函数；.步骤四、进行火工品爆炸试验，结合计算，对力函数进行修正，具体包括如下步骤：S01、在近场结构上任意选取一点，作为试验测点，在火工品爆炸的载荷加载过程中，测量所述试验测点上的加速度响应，获得冲击响应谱SRS峰值，记为SPT；将步骤三获得的力函数作为初始计算输入，记为F(0)，加载到步骤二建立的近场结构有限元模型中对应于所述试验测点的位置上，通过计算，得到该位置处节点的加速度响应冲击响应谱SRS峰值，记为SPC0；S02、采用公式(1)得到第i＝1轮修正系数η(1)：η(i)=SPTSPC0,i=1SPTSPC(i-1),i=2......·n---(1);]]>S03、基于该第i＝1轮修正系数η(1)，根据公式(2)，获得下一轮修正的计算输入F(1)：F(i)＝η(i)·F(i-1),i＝1......n；(2)S04、将F(1)作为第i＝2轮修正的计算输入，加载到步骤二建立的近场结构有限元模型中对应于试验测点的位置，计算得到该位置处节点的冲击响应谱SRS峰值，记为SPC1；S05、根据公式(3)，获得误差项ε(i)；ϵ(i)=20·lgSPC(i)SPT,i=1......n---(3)]]>S06、判断是否满足ε(i)≤N，其中，N为设定的误差限；如果满足，则将第i＝2轮修正的力函数F(1)输出，完成修正；如果不满足，根据公式(2)，获得下一轮修正的计算输入F(2)；S07、将F(2)作为第i＝3轮修正的计算输入，加载到步骤二建立的有限元模型中对应于试验测点的位置，计算得到该位置的冲击响应谱SRS峰值SPC(i-1)后，继而再根据公式(3)得到误差项ε(i)，并判断是否满足ε(i)≤N；如果满足，则将本轮修正的力函数输出，完成修正；如果不满足，根据公式(2)，获得下一轮修正的计算输入，继续进行下一轮修正；以此类推，按照S04至S06的方法，直到满足误差项ε(i)≤N，表示力函数的修正结果满足要求，输出本轮修正的计算输入，修正过程终止。本发明具有如下有益效果：本发明能够模拟火工品中炸药爆炸、火工品断裂以及爆炸应力波传播的细节，能够很好地处理火工品爆炸在结构上引起的耦合作用，从而分析振源特性，对振源力函数进行有效提取，从理论上讲是得到火工冲击振源函数的合理途径；并且，对用Hydrocodes求解得到的火工冲击分离面处的振源力函数进行修正，修正后的振源力函数可以解耦加载在包括近场模型在内的整星有限元模型或用其它方法建立的分析模型上，为从工程上解决航天器火工冲击的响应预示问题奠定了基础。附图说明图1为振源力函数近场试验数据反馈修正流程；图2(a)为试验测点加速度响应冲击响应谱；图2(b)为计算节点加速度响应冲击响应谱；图3为星箭对接近场试验状态及测点布置；图4为近场结构有限元模型；图5为星箭界面力载荷加载区域；图6为2020626节点位置。其中，1-吊车，2-吊环螺钉，3-配重，4-卫星接头，5-运载卫星支架，6-爆炸螺栓。具体实施方式下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。火工冲击振源分析的复杂性包括火工品爆炸模拟的复杂性和与连接结构的耦合性两个方面。火工品爆炸过程包含炸药爆炸及金属材料对冲击载荷的响应两个环节，在火工品爆炸瞬时，炸药在有限的空间(金属螺栓壳内)和极短的时间内释放出大量能量，产生的高温、高压反应产物迅速挤压周围介质(金属材料)，金属材料被迅速膨胀的气体和爆轰产物拉伸，材料特性发生改变，从弹性区迅速拉伸至塑性区，甚至会进入近流体的状态，因此火工品爆炸过程的模拟是一个复杂的非线性流固耦合问题。对于火工冲击振源的描述，单纯对一个火工品进行分析是不够的，火工品爆炸在近场结构中产生应力波，应力波在材料中传播，在材料界面发生反射、透射，这些力学行为都依赖于结构的材料、形状和连接方式。即：火工冲击的力学行为与连接结构和近场结构是耦合的。火工品的不同设计、连接结构的材料、形状和连接方式都将直接影响结构响应以及结构间的相互作用。本发明的方法，首先，在对航天器的分离过程进行分析的基础上合理选取系统分离面，以“火工品—连接结构”为整体构建“振源系统”模型，连同“近场结构”共同建立一体化计算有限元模型(见图1)，应用Hydrocodes程序进行包括火工品爆炸和近场应力波传播在内的一体化数值分析，并在振源系统与近场结构连接面处提取力函数。并结合试验数据，对力函数进行修正，进一步解决航天器火工冲击力学环境预示中冲击载荷无法确定的问题。其中，应用该方法的关键问题是振源系统与近场结构的划分及分离面的选取。该过程需要对航天器的分离过程进行分析，选取真实的能量分离面，即：在尽可能保证待求航天器结构完整的同时，在真实的结构分离面中选取振源能量最后与航天器分离的界面。假定卫星主结构是待求航天器，从爆炸螺栓到卫星主结构之间存在n级连接结构(如图2)，“连接结构1”，“连接结构2”，……“连接结构n”，在t时刻，螺栓与“连接结构1”分离，t+1时刻，“连接结构1”与“连接结构2分离”，……，t+n时刻，“连接结构n”与卫星主结构分离。如果选取“连接结构n”与卫星主结构之前的任意一级分离面作为系统分离面都将忽略后面的结构传递到卫星主结构的能量。如选取t+i时刻，“连接结构i”与“连接结构i+1”作为系统分离面，则在t+i时刻以后，“连接结构i+1”……“连接结构n”还会有能量继续输入到卫星主结构当中，那么选择这样的分离面作为系统分离面所提取的力函数都将是不准确的。因此必须选取t+n时刻，“连接结构n”与卫星主结构的分离面为系统分离面。判断“连接结构n”是否包含在卫星主结构当中，取决于在爆炸分离过程中“连接结构n”与卫星主结构之间是否发生分离，如果不发生分离，则“连接结构n”属于卫星主结构。前述表达中“近场结构”是卫星主结构中距离振源最近的第一级子结构或子装配。总结一下，本发明的方法应遵循以下原则：(1)系统分离面必须是真实的结构分离面；(2)系统分离面必须是分离最后时刻振源能量与航天器分离的界面，一般来讲是最后一级连接结构与卫星主结构的分离面；(3)对该过程的求解必须用Hydrocodes程序进行准确的显式有限元求解。一般来讲，这样建模能够保证在计算时间内所提取的振源力函数包含完整的冲击波形，并且具有明确的物理意义。本发明提出的一种航天器火工冲击源函数近场试验峰值修正方法，具体步骤如下：步骤0、确定完整的待求航天器结构。确定完整的待求航天器结构即确定问题的研究对象，完整的待求航天器结构包括航天器的结构包括振源系统结构及航天器主结构，振源系统结构包括火工品结构和连接结构，所述火工品结构通过连接结构安装在所述航天器主结构上，火工品结构爆炸时的研究对象简化为航天器主结构中的近场结构；航天器主结构一般要求在爆炸分离过程中各个装配子结构之间不发生分离，是一个整体。步骤1、划分系统，界定“振源系统”及近场结构的范围，即确定系统分离面。系统分离面必须是真实的结构分离面；系统分离面必须是分离最后时刻振源能量与航天器分离的界面。连接结构的级数用n表示，火工品结构爆炸后，其中前x级随同火工品结构爆炸从航天器主结构中分离，余下的n-x级保留在航天器主结构中，则前x级与第x+1级之间的界面即为分离面；其中x的取值范围为1到n，其具体取值根据航天器实际情况确定，x+1级及以上的任何一级与主结构都不发生分离；x级及以下的任何一级两相邻级连接结构之间都有可能发生分离。一般来讲是最后一级连接结构与卫星主结构的分离面。近场结构是航天器主结构中距离振源最近的第一级结构。步骤2、进行航天器包括振源系统和近场结构的有限元建模。有限元建模是对物理空间的离散化过程，该过程有几个具体步骤：1)、将包括爆炸螺栓内部结构在内的振源系统结构、近场结构进行有限元网格划分，由于高频有限元分析对细节的敏感性，该有限元模型要求包含结构细节，比如凸台、凹槽、挖孔等，连接关系要尽量与实际相符；2)、根据载荷加载后各个结构体的变形大小，对振源系统结构和近场结构中的各个结构体定义材料本构模型；对于在加载过程中表现为固体特性的材料，应力幅值超过材料屈服极限的需定义弹塑性本构，应力幅值不超过材料屈服极限的定义弹性本构；对于在加载过程中表现为流体特性的材料，需定义流体状态方程，如空气、炸药，以及一些在高压下表现为流体特性的固体材料。3)、根据振源系统结构和近场结构中的各个结构体的材料属性，对结构单元定义合适的单元算法，对于空气和火工品的炸药定义适合流体的欧拉算法，对其余固体结构定义拉格朗日算法，固体材料和流体材料之间用流固耦合算法描述相互之间的作用；4)、对振源系统结构和近场结构有限元模型定义符合实际的外载荷及边界约束，用以描述螺栓预紧力、结构边界等的作用；5)、对振源系统结构和近场结构中的各个结构体的接触面定义接触算法，对相互间有碰撞、有相对滑动的结构之间定义滑动摩擦接触，对具有螺栓连接的结构之间定义固连接触。步骤3、最后，采用Hydrocodes程序求解步骤二建立的有限元模型，在所述分离面处提取力函数，实现对火工冲击源载荷的预示。该过程可以用自己编写的Hydrocodes程序，也可以用LS-Dyna等商用Hydrocodes软件求解。该类程序能够提取结构接触面的接触力函数。在计算结果中提取之前定义好的系统分离面的接触力函数即为火工冲击源的载荷力函数。步骤4、火工冲击过程尤其在振源附近的近场内是强非线性的过程，且对于冲击响应的有效频谱分析方法(冲击响应谱法)是不可逆的，因此无法将振源函数与响应按频段对应修正，而只能在某一频点处取响应的大小与试验值比较，给振源函数加一个系数，用这样的方法可以在一定程度上修正振源函数，如果计算模型是可信的，可以认为这种方法是可靠的。本发明采用峰值反馈修正法，该方法采用近场结构上特定节点计算加速度冲击响应谱(SRS)在全频段上的峰值(见图2B)与试验数据中与该节点位置对应的测点数据的加速度SRS全频段峰值(见图2A)进行比对、反馈和逐轮修正，具体包括如下步骤：S01、在实际的航天器系统的近场结构上任意选取一点，作为试验测点，在火工品爆炸时载荷加载过程中，测量所述试验测点上的加速度响应，获得加速度的冲击响应谱SRS峰值，记为SPT；将步骤3获得的力函数作为初始计算输入，记为F(0)，加载到步骤2建立的近场结构有限元模型中对应于所述试验测点的位置上，通过计算，得到该位置处节点的加速度响应冲击响应谱SRS峰值，记为SPC0；S02、采用公式(1)得到第i＝1轮修正系数η(1)：η(i)=SPTSPC0,i=1SPTSPC(i-1),i=2......·n---(1);]]>S03、基于该第i＝1轮修正系数η(1)，根据公式(2)，获得下一轮修正的计算输入F(1)：F(i)＝η(i)·F(i-1),i＝1......n；(2)S04、将F(1)作为第i＝2轮修正的计算输入，加载到步骤二建立的近场结构有限元模型中对应于试验测点的位置，计算得到该位置处节点的加速度冲击响应谱SRS峰值，记为SPC1；S05、根据公式(3)，获得误差项ε(i)；ϵ(i)=20·lgSPC(i)SPT,i=1......n---(3)]]>S06、判断误差项是否满足ε(i)≤N，其中，N为设定的误差限；如果满足，则将第i＝2轮修正的力函数F(1)输出，完成修正；如果不满足，根据公式(2)，获得下一轮修正的计算输入F(2)；S07、将F(2)作为第i＝3轮修正的计算输入，加载到步骤二建立的有限元模型中对应于试验测点的位置，计算得到该位置的加速度冲击响应谱SRS峰值SPC(i-1)后，继而再根据公式(3)得到误差项ε(i)，并判断是否满足ε(i)≤N；如果满足，则将本轮修正的力函数输出，完成修正；如果不满足，根据公式(2)，获得下一轮修正的计算输入，继续进行下一轮修正；以此类推，按照S04至S06的方法，直到误差项满足ε(i)≤N的条件，表示力函数的修正结果满足要求，输出本轮修正的计算输入，修正过程终止。实施例一：以典型点式星箭分离结构为例，对航天器火工冲击源函数近场试验单频点修正方法的实施进行说明。(一)星箭对接近场试验本次试验采用一组星箭接头(含一个卫星接头4和一个运载支架接头5)，并附加1/4卫星质量的配重3的缩比模型开展试验。星箭接头的安装采用与实际星箭接头一致的安装状态。卫星接头4一侧与1/4卫星质量的配重3连接，再由吊环和绳索悬挂于吊车1上(如图3)。同时在卫星接头4一侧布置测点如图3所示。试验结果中A2测点数据被用来与计算结果比对，对直接计算得到的振源力函数进行修正。(二)卫星火工冲击近场结构有限元建模待求航天器近场结构一般为航天器主结构距离振源最近的第一级结构，在该例卫星结构中为星箭分离面上直接与爆炸螺栓1连接的接头结构，以下简称“卫星接头4”。应用Trugrid软件建立卫星接头的全六面体网格模型，如图4所示。采用线弹性材料模型，材料参数按与试验相同的接头材料给定。模型中在图4中黄色圆圈标注的位置施加法线方向约束，用于模拟实际的接头安装状态。由于界面力载荷是由螺栓孔附近区域逐渐向四周传递扩散的，因此将力载荷集中施加在螺栓孔附近的节点上，符合实际传力的情况，计算加载区域见图5。在计算结果中取与试验A2测点位置对应的2020626节点(见图6)响应作为参考点进行力函数修正。(三)力函数的加载求解及反馈修正过程A2测点的加速度响应SRS峰值、2020626节点初始计算加速度响应SRS峰值及初始偏差如表1所示。设定符合反馈终止条件N＝2db，按照反馈修正步骤逐轮计算载荷修正系数对载荷进行修正，三个方向上的修正系数η(i)和修正误差ε(i)如表2所示。可以看到，经第四轮修正之后，响应峰值满足设定的要求。表1初始状态注：卫星坐标系，采样时间1ms，采样间隔10μs表2峰值反馈修正过程修正示例说明，通过航天器火工冲击源函数近场试验单频点修正方法能够得到满足要求的振源力函数，修正后的振源力函数可以解耦加载在包括近场模型在内的整星有限元模型或用其它方法建立的分析模型上，从而为从工程上解决航天器火工冲击的响应预示问题奠定了基础。综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。