基于航天器的动力学特性试验的模型构建方法技术

本发明专利技术涉及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，并获取多个部段子结构在固支状态下的模态参数，以根据模态参数构建上面级各部段子结构的动力学模型；对各部段子结构的动力学模型进行初步修正；根据各部段子结构的动力学模型确定航天器的组合体初步模型；确定与目标航天器上面级组合体的尺寸和接口相匹配的工装，基于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；根据结构模态参数对组合体初步模型进行修正，以获取最终的航天器动力学模型。本发明专利技术可提高航天器动力学模型构建的准确度，并可有效减少大型结构地面试验复杂度。

【技术实现步骤摘要】
基于航天器的动力学特性试验的模型构建方法
本专利技术涉及航天器动力学
，具体涉及一种航天器的动力学模型构建方法。
技术介绍
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。
技术实现思路
为了提高航天飞行器的动力学模型构建的准确度，本专利技术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。本专利技术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专利技术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专利技术的一些实施例，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为本专利技术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为本专利技术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为本专利技术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为本专利技术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专利技术实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本专利技术实施例中的附图，对本专利技术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专利技术一部分实施例，而不是全部的实施例。基于本专利技术中的实施例，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，都属于本专利技术保护的范围。图1为本专利技术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本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种航天器的动力学模型构建方法，其特征在于，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，分别构建上面级各部段子结构的动力学模型；分别获取所述多个部段子结构在固支状态下的模态参数，根据获取的所述模态参数分别对各所述部段子结构的动力学模型进行初步修正；根据航天器各子结构间的连接方式，利用初步修正后的各所述部段子结构的动力学模型进行部段组装，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，在安装实施固支边界工装后，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。

【技术特征摘要】
1.一种航天器的动力学模型构建方法，其特征在于，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，分别构建上面级各部段子结构的动力学模型；分别获取所述多个部段子结构在固支状态下的模态参数，根据获取的所述模态参数分别对各所述部段子结构的动力学模型进行初步修正；根据航天器各子结构间的连接方式，利用初步修正后的各所述部段子结构的动力学模型进行部段组装，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，在安装实施固支边界工装后，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。2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述部段子结构包括各贮箱、卫星、支架以及发动机。3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，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。4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，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。5.根据权利要求3所述的方法，其特征在于，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...

【专利技术属性】
技术研发人员：左祥昌，彭慧莲，冯颖川，常洪振，韦冰峰，肖健，王喆，陶军，
申请(专利权)人：北京强度环境研究所，中国运载火箭技术研究院，
类型：发明
国别省市：北京,11