一种内装载荷分支模态振型拟合方法及系统技术方案

一种内装载荷分支模态振型拟合方法及系统，将飞行器壳体简化为弹性梁串联集中质量的主梁结构，内装载荷简化为弹性梁串联集中质量的分支梁结构，内装载荷与飞行器之间的弱连接结构简化为连接主梁与分支梁的线弹簧和扭簧，计算系统模态参数，并结合模态试验结果对主梁结构进行初步修正，通过选取关键位置，采用样条插值函数，并调整分支梁关键位置振型大小，生成满足惯性平衡要求的拟合分支振型。根据分支梁计算振型与拟合振型的相关性，在计算模型中调整分支梁与主梁之间的连接刚度，迭代计算系统模态参数至相关性满足要求并记录主梁振型，评估计算所得主梁振型与主梁试验振型的相关性，根据相关性结果迭代调整得到最终分支拟合振型完成拟合。合振型完成拟合。合振型完成拟合。

【技术实现步骤摘要】
一种内装载荷分支模态振型拟合方法及系统


[0001]本专利技术涉及一种内装载荷分支模态振型拟合方法及系统，属于模态参数辨识


技术介绍

[0002]飞行器飞行过程中，控制系统敏感到飞行器姿态角偏差，通过姿控网络运算后给伺服系统发出指令，随后伺服系统通过作动器对飞行器姿态进行纠正，保证飞行器按照预定姿态正常飞行。飞行器的姿态运动除了包含刚体姿态转动外，还包含其绕本身刚性轴的弹性运动，所以姿控设计需要考虑全飞行器弹性运动。
[0003]伴随着航空航天越来越多内装载荷任务需求，对飞行器的姿控设计也提出了更高要求，特别是针对飞行器内装载荷存在大尺寸、弱刚度、边界改变的情况，一方面由于载荷长细比大，极易引起低频率分支模态，另一方面内分支模态辨识不充分将对飞行器模态参数(包括模态振型、广义质量等)设计产生影响。随着动特性仿真技术水平的提升，在工程研制阶段取消全飞行器系统的模态试验逐渐成为趋势，仅安排在飞行器完成总装后的壳体外表面粘贴测点开展模态测量，这种情况下无法获取内装载荷在特定边界条件下的模态试验数据。因此，为了充分辨识飞行器模态参数提供姿控设计使用，根据飞行器壳体模态参数对内装载荷振型的修正就尤为重要。

技术实现思路

[0004]本专利技术解决的技术问题是：针对目前现有技术中存在的不足，在现有模态参数计算、试验方法的基础上，提出了一种内装载荷分支模态振型拟合方法及系统。
[0005]本专利技术解决上述技术问题是通过如下技术方案予以实现的：
[0006]一种内装载荷分支模态振型拟合方法，包括：
[0007]将飞行器壳体简化为主梁结构，将飞行器的内装载荷简化为分支梁结构；
[0008]将飞行器壳体与内装载荷的连接结构简化为等效刚度弹簧连接件；
[0009]建立系统动力学方程，求解齐次动力学方程，得到初始计算模态参数；
[0010]记录飞行器系统模态试验中飞行器壳体外表面的测点位置信息，获取主梁的试验振型；
[0011]根据试验模态参数的频率、主梁振型参数对主梁结构进行修正，并重新求解模态参数；
[0012]将分支梁计算振型最大的轴向坐标、分支梁与主梁连接处的轴向坐标提取为关键位置，将分支梁在关键位置处的振型设为控制点并开展样条插值函数计算，调节控制点振型大小，生成满足惯性平衡要求的拟合分支梁振型；
[0013]评估分支梁的计算振型与拟合振型的相关性，相关程度高于预设标准则记录主梁的计算振型，相关程度低于预设标准则修正计算模型中分支梁结构与主梁结构的弹簧连接件的刚度，并重新求解试验模态参数；
[0014]评估主梁的计算振型与试验振型的相关性，相关程度达标且计算频率与试验频率相差不超过预定标准，则确定分支梁的计算振型为最终拟合振型。
[0015]所述主梁结构为飞行器壳体弹性梁串联集中质量后的模型结构，分支梁结构为内装载荷弹性梁串联集中质量后的模型结构，主梁结构与分支梁结构共同组成飞行器系统模型结构。
[0016]所述弹簧连接件包括线弹簧、扭簧，均用于模型结构下连接主梁结构与分支梁结构。
[0017]所述飞行器系统的动力学方程具体为：
[0018][0019]式中，M为质量矩阵，K为刚度矩阵，F为外力矢量，x和为位移和加速度矢量；
[0020]其中，模态参数的计算方法具体为：
[0021]n自由度系统的位移可以由各阶模态位移表示为：
[0022]x＝Φq
ꢀꢀꢀꢀ
(2)
[0023]式中，Φ为振型矩阵，q＝[q
1 q2ꢀ…ꢀ
q
n
]T
，q
n
是第n阶模态位移；
[0024]联立动力学方程及n自由度系统位移：
[0025][0026]为确定飞行器系统的固有频率和振型，令式(3)中的外力为零，获取系统广义特征值方程：
[0027](
‑
ω2M+K)Φ＝0 (4)
[0028]求解式(4)则可得到系统的固有频率参数和振型模态参数。
[0029]所述模态试验具体为飞行器完成总装后的模态试验，目的是为获取飞行器结构横向、纵向、扭转方向的模态参数，即模态频率、振型和阻尼比，以提供飞控系统设计；所述测点位置信息根据几何构型反映待测最高阶模态振型的原则于飞行器壳体外表面布置；所述模态试验无法在内装载荷上粘贴测点，即无法获取载荷在飞行器内部的振型，当载荷局部暴露在外时，表面布放测点，作为分支振型拟合的依据。
[0030]所述样条插值函数具体为：N个关键位置将分支梁划分为N
‑
1个区间[(x1,x2),
…
,(x
k
,x
k+1
),
…
,(x
N
‑1,x
N
)]，x
k
为第k个关键位置的轴向坐标，w
k
为分支梁在x
k
处的计算振型，利用N个控制点(x
k
,w
k
)(k＝1,2,
…
,N)，将分支梁在每个区间的振型曲线表示为一个三次函数：y
k
(x)＝a
k
+b
k
x+c
k
x2+d
k
x3(k＝1,2,
…
,N
‑
1)，式中y
k
(x)为分支梁在第k个区间的振型函数，(a
k
,b
k
,c
k
,d
k
)为该函数中的常数项，为待求未知数，x为轴向几何坐标；
[0031]各区间的样条曲线的计算方法为：
[0032]求解每个区间上的4个未知数，共计4(N
‑
1)个未知数，根据控制点连续(y
k
(x
k
)＝w
k
、y
k
(x
k+1
)＝w
k+1
，k＝1,2,
…
,N
‑
1)、控制点一阶导连续(y
′
k
(x
k+1
)＝y
′
k+1
(x
k+1
)，k＝1,2,
…
,N
‑
2)、控制点二阶导连续(y
″
k
(x
k+1
)＝y
″
k+1
(x
k+1
)，k＝1,2,
…
,N
‑
2)、两端边界约束条件(y
″′1(x1)＝y
″′2(x2)、y
′
N
″
‑2(x
N
‑1)＝y
′
N
″
‑1(x
N
))，建立4本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种内装载荷分支模态振型拟合方法，其特征在于包括：将飞行器壳体简化为主梁结构，将飞行器的内装载荷简化为分支梁结构；将飞行器壳体与内装载荷的连接结构简化为等效刚度弹簧连接件；建立系统动力学方程，求解齐次动力学方程，得到初始计算模态参数；记录飞行器系统模态试验中飞行器壳体外表面的测点位置信息，获取主梁的试验振型；根据试验模态参数的频率、主梁振型参数对主梁结构进行修正，并重新求解模态参数；将分支梁计算振型最大的轴向坐标、分支梁与主梁连接处的轴向坐标提取为关键位置，将分支梁在关键位置处的振型设为控制点并开展样条插值函数计算，调节控制点振型大小，生成满足惯性平衡要求的拟合分支梁振型；评估分支梁的计算振型与拟合振型的相关性，相关程度高于预设标准则记录主梁的计算振型，相关程度低于预设标准则修正计算模型中分支梁结构与主梁结构的弹簧连接件的刚度，并重新求解试验模态参数；评估主梁的计算振型与试验振型的相关性，相关程度达标且计算频率与试验频率相差不超过预定标准，则确定分支梁的计算振型为最终拟合振型。2.根据权利要求1所述的一种内装载荷分支模态振型拟合方法，其特征在于：所述主梁结构为飞行器壳体弹性梁串联集中质量后的模型结构，分支梁结构为内装载荷弹性梁串联集中质量后的模型结构，主梁结构与分支梁结构共同组成飞行器系统模型结构。3.根据权利要求2所述的一种内装载荷分支模态振型拟合方法，其特征在于：所述弹簧连接件包括线弹簧、扭簧，均用于模型结构下连接主梁结构与分支梁结构。4.根据权利要求3所述的一种内装载荷分支模态振型拟合方法，其特征在于：所述飞行器系统的动力学方程具体为：式中，M为质量矩阵，K为刚度矩阵，F为外力矢量，x和为位移和加速度矢量；其中，模态参数的计算方法具体为：n自由度系统的位移可以由各阶模态位移表示为：x＝Φq
ꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀꢀ
(2)式中，Φ为振型矩阵，q＝[q
1 q2…
q
n
]
T
，q
n
是第n阶模态位移；联立动力学方程及n自由度系统位移：为确定飞行器系统的固有频率和振型，令式(3)中的外力为零，获取系统广义特征值方程：(
‑
ω2M+K)Φ＝0
ꢀꢀ
(4)求解式(4)则可得到系统的固有频率参数和振型模态参数。5.根据权利要求4所述的一种内装载荷分支模态振型拟合方法，其特征在于：所述模态试验具体为飞行器完成总装后的模态试验，目的是为获取飞行器结构横向、纵向、扭转方向的模态参数，即模态频率、振型和阻尼比，以提供飞控系统设计；所述测点位
置信息根据几何构型反映待测最高阶模态振型的原则于飞行器壳体外表面布置；所述模态试验无法在内装载荷上粘贴测点，即无法获取载荷在飞行器内部的振型，当载荷局部暴露在外时，表面布放测点，作为分支振型拟合的依据。6.根据权利要求5所述的一种内装载荷分支模态振型拟合方法，其特征在于：所述样条插值函数具体为：N个关键位置将分支梁划分为N
‑
1个区间[(x1,x2),
…
,(x
k
,x
k+1
),
…
,(x
N
‑1,x
N
)]，x
k
为第k个关键位置的轴向坐标，w
k
为分支梁在x
k
处的计算振型，利用N个控制点(x
k
,w
k
)(k＝1,2,
…
,N)，将分支梁在每个区间的振型曲线表示为一个三次函数：y
k
(x)＝a
k
+b
k
x+c
k
x2+d
k
x3(k＝1,2,
…
,N
‑
1)，式中y
k
(x)为分支梁在第k个区间的振型函数，(a
k
,b
k
,c
k
...

【专利技术属性】
技术研发人员：秦琪，马彦会，张健，王喆，邹肖肖，赵黄达，王骁峰，袁锐知，张皓，段妍，毛婷，单瀚祥，崔慧永，赵良，黄永辉，
申请(专利权)人：北京临近空间飞行器系统工程研究所，
类型：发明
国别省市：