星箭耦合多体系统动力学计算试验方法及系统技术方案

本发明专利技术提供了一种星箭耦合多体系统动力学计算试验方法及系统，包括：物理力学模型转换和拓扑结构建立；建立各个元件传递矩阵和传递方程，应用拓扑结构和补充条件，拼装成系统的总传递矩阵和总传递方程，通过证明正交性分析，对系统进行解偶，通过模态分析理论进行星箭耦合动力学特性分析，获得系统的固有特性；根据系统的固有特性，进行星箭耦合动力学响应计算；通过仿真计算得到星箭连界受力情况，获得力限控制的力谱输入条件，进行力限试验。本发明专利技术快速准确获得星箭耦合动力学响应，进而得到星箭界面力谱，获得力限振动试验输入条件，可以快速准确进行力限振动试验验证。

Test method and system for dynamic calculation of satellite-rocket coupled multi-body system

The invention provides a test method and system for dynamic calculation of satellite-rocket coupling multi-body system, including: physical and mechanical model transformation and topological structure establishment; establishment of transfer matrix and equation of each element, application of topological structure and supplementary conditions, assembly of total transfer matrix and total transfer equation of the system, decoupling the system by proving orthogonal analysis, and modal analysis. According to the inherent characteristics of the system, the dynamic response of the satellite-rocket coupling is calculated. The force spectrum input conditions of the force limit control are obtained by the simulation calculation, and the force limit test is carried out. The invention can quickly and accurately obtain the coupling dynamic response of the satellite and rocket, and then obtain the force spectrum of the interface of the satellite and rocket, obtain the input conditions of the force limit vibration test, and can quickly and accurately verify the force limit vibration test.

【技术实现步骤摘要】
星箭耦合多体系统动力学计算试验方法及系统
本专利技术涉及环境模拟
，具体地，涉及星箭耦合多体系统动力学计算试验方法及系统。
技术介绍
航天器动力学环境主要发生在发射阶段，作用时间虽短，但其重要性不容忽视。卫星在发射和动力飞行期间，必须承受由于起飞、级间(整流罩)分离、二次点火、关机和入轨等各种操作引起的振动、噪声、冲击、和加速度等动力学载荷。上述动力学环境会对航天器及组件造成结构性的损坏，例如：电子元器件受损，因电子线路短路或断路、接插件松动和支架断裂而使仪器设备发生故障，卫星的主结构及次结构破坏或断裂等。这些故障的发生可能影响发行任务的完成，甚至导致整个飞行任务失败。为了保证卫星/航天器在经受这些恶劣环境条件而不遭受损坏，必须进行地面力学环境试验。卫星振动试验的目的是验证卫星结构设计方案及计算用分析模型的正确性，确认制造工艺方案的合理性，为确定正样产品设计提供依据。力控振动试验是在试验时通过监测和控制卫星和台面夹具间的界面力，经过反馈调节控制振动台输出，执行一条类似加速度控制的力谱控制。这使得振动试验在低频阶段消除加速度包络造成的“过试验”，使环境试验更接近真实的主动段飞行载本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种星箭耦合多体系统动力学计算试验方法，其特征在于，包括：星箭耦合多体动力学建模步骤：包括物理力学模型转换和拓扑结构建立；星箭耦合动力学特性分析步骤：建立各个元件传递矩阵和传递方程，应用拓扑结构和补充条件，拼装成系统的总传递矩阵和总传递方程，通过证明正交性分析，对系统进行解偶，通过模态分析理论进行星箭耦合动力学特性分析，获得系统的固有特性；星箭耦合动力学响应计算步骤：根据系统的固有特性，进行星箭耦合动力学响应计算；力限振动试验步骤：通过仿真计算得到星箭连界受力情况，获得力限控制的力谱输入条件，进行力限试验。

【技术特征摘要】
1.一种星箭耦合多体系统动力学计算试验方法，其特征在于，包括：星箭耦合多体动力学建模步骤：包括物理力学模型转换和拓扑结构建立；星箭耦合动力学特性分析步骤：建立各个元件传递矩阵和传递方程，应用拓扑结构和补充条件，拼装成系统的总传递矩阵和总传递方程，通过证明正交性分析，对系统进行解偶，通过模态分析理论进行星箭耦合动力学特性分析，获得系统的固有特性；星箭耦合动力学响应计算步骤：根据系统的固有特性，进行星箭耦合动力学响应计算；力限振动试验步骤：通过仿真计算得到星箭连界受力情况，获得力限控制的力谱输入条件，进行力限试验。2.根据权利要求1所述的星箭耦合多体系统动力学计算试验方法，其特征在于，所述物理力学模型转换包括：将系统的组成构件与连接部件以及连接形式等效为力学元件间的联接关系。3.根据权利要求2所述的星箭耦合多体系统动力学计算试验方法，其特征在于，所述力学元件包括体元件和铰元件，所述体元件包含：刚体元件、集中质量元件、弹簧元件，梁单元元件、板单元元件或圆柱体元件在内的柔性体元件；所述铰元件包含：弹性铰、滑移铰、球铰或固结铰。4.根据权利要求3所述的星箭耦合多体系统动力学计算试验方法，其特征在于，对力学元件进行元件编号，选取起始点，将所有体元件和铰元件顺序编号，若遇到闭环系统，通过补充条件将闭环系统转化为开环系统，通过裁剪最终建立拓扑结构，获得一个全系统树形图。5.根据权利要求2所述的星箭耦合多体系统动力学计算试验方法，其特征在于，通过模型等效以及各体元件和铰元件的特征，推导各个力学元件的传递矩阵U与传递方程zO＝UzI，I为输入点编号，O为输出点编号，通过补充条件和补充方程，拼装成系统的总传递矩阵Uall和总传递方程...

【专利技术属性】
技术研发人员：马蕾，李霖圣，宋港，王营营，龚乃尧，张利，齐晓军，
申请(专利权)人：上海卫星装备研究所，
类型：发明
国别省市：上海,31