基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法及系统

技术领域

本发明属于航天器技术领域，尤其涉及一种基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法及系统。

背景技术

随着航天器尺寸的逐渐增大，运载火箭的发射能力不断增强，深空探测器与空间站的重量越来越大，采用单轴试验难以模拟真实的发射力学环境。这是天地不一致性的重要原因，也因此可能带来过试验与欠试验的风险。相关研究表明，当航天器振动台试验时器台界面加速度等于真实飞行状态的界面加速度条件，则航天器振动台试验给出的内部响应与真实飞行时内部的响应一致，可再现飞行状态时航天器的内部响应。即动态试验能够复现全箭振动过程中航天器的多维振动力学环境，不会存在“过试验”或者“欠试验”的问题。而此时会消除航天器地面试验时振动台界面处频响函数的影响，自动满足航天器器台界面安装边界条件。

为解决这一问题，国外航天强国投入大量精力研究多维振动环境技术，文献指出要保证振动试验的输入条件尽可能接近发射过程中的真实状态，采用多维振动台进行考核是最有效的方式。但是多轴振动试验成本昂贵，且国内还没有正式将多维振动试验作为航天器力学环境的考核内容，主要原因是缺少相关试验设备、完善的理论研究和试验规范。虽然星箭耦合分析与噪声试验能够给出六自由度的界面响应，但是飞行数据仅能提供三个方向加速度条件谱，三个方向的耦合效应影响无法得到有效评估。最为困难的是如何在地面模拟6个自由度的加速度条件。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提供了一种基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法及系统，解决了采用单轴试验模拟多自由度强迫振动导致的天地载荷不一致问题，降低航天器“过试验”或者“欠试验”的风险。

本发明目的通过以下技术方案予以实现：一种基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法，所述方法包括如下步骤：步骤一：根据遥测数据或者星箭系统级耦合分析获得星箭界面的多轴加速度频域载荷；步骤二：采用有限元法建立航天器有限元模型，并构建频域下航天器动力学方程；步骤三：根据步骤一中的星箭界面的多轴加速度频域载荷和步骤二中的频域下航天器动力学方程，依据航天器星箭界面节点和内部节点对频域下航天器动力学方程进行划分并重新整理后得到星箭界面耦合阻抗矩阵T

上述基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法中，在步骤一中，星箭界面的多轴加速度频域载荷

其中，下标b表示该变量为界面载荷；U

上述基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法中，在步骤二中，频域下航天器动力学方程为：

-ω

其中，M为航天器的质量阵，C为航天器的阻尼矩阵，K为航天器的刚度矩阵，I为虚数单位，F(ω)为随频率ω变化的航天器的外载荷,U(ω)为随频率ω变化的航天器的节点位移。

上述基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法中，在步骤三中，星箭界面耦合阻抗矩阵T

T

基于耦合阻抗矩阵的内部节点响应动力学方程为：

(-ω2M

其中，M

上述基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法中，在步骤四中，固支模态正则化后的动力学方程为：

其中，ξ

上述基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法中，在步骤五中，各个方向对第j阶模态的贡献因子为：

其中，

上述基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法中，在步骤六中，各个自由度在主振方向的主模态修正系数为：

其中，

上述基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法中，在步骤七中，多轴等效的航天器正弦试验条件为：

其中，

一种基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计系统，包括：第一模块，用于根据遥测数据或者星箭系统级耦合分析获得星箭界面的多轴加速度频域载荷；第二模块，用于采用有限元法建立航天器有限元模型，并构建频域下航天器动力学方程；第三模块，用于根据第一模块中的星箭界面的多轴加速度频域载荷和第二模块中的频域下航天器动力学方程，依据航天器星箭界面节点和内部节点对频域下航天器动力学方程进行划分并重新整理后得到星箭界面耦合阻抗矩阵T

上述基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计系统中，星箭界面的多轴加速度频域载荷

其中，下标b表示该变量为界面载荷；U

本发明与现有技术相比具有如下有益效果：

本发明解决了单轴试验与多轴试验在航天器主模态处的差异，能够缓建因单轴模拟多轴环境导致的航天器力学环境不一致问题，降低航天器“过试验”或者“欠试验”的风险。

附图说明

通过阅读下文优选实施方式的详细描述，各种其他的优点和益处对于本领域普通技术人员将变得清楚明了。附图仅用于示出优选实施方式的目的，而并不认为是对本发明的限制。而且在整个附图中，用相同的参考符号表示相同的部件。在附图中：

图1是本发明实施例提供的基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法的流程图。

具体实施方式

下面将参照附图更详细地描述本公开的示例性实施例。虽然附图中显示了本公开的示例性实施例，然而应当理解，可以以各种形式实现本公开而不应被这里阐述的实施例所限制。相反，提供这些实施例是为了能够更透彻地理解本公开，并且能够将本公开的范围完整的传达给本领域的技术人员。需要说明的是，在不冲突的情况下，本发明中的实施例及实施例中的特征可以相互组合。下面将参考附图并结合实施例来详细说明本发明。

图1是本发明实施例提供的基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法的流程图。如图1所示，该基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法包括如下步骤：

步骤一：获取实际飞行过程中航天器界面真实多自由度界面载荷。首先根据遥测数据、星箭耦合分析获得星箭界面的加速度频域载荷

其中下标“b”表示该变量为界面载荷；三个轴的平动位移分量为U

步骤二：采用有限元法建立航天器有限元模型，并构件频域下航天器动力学方程：

-ω

其中M为航天器的质量阵，C为航天器的阻尼矩阵，K为航天器的刚度矩阵，F(ω)为随频率ω变化的航天器的外载荷，I为虚数单位，U(ω)为随频率ω变化的航天器节点位移响应。

步骤三：根据步骤一获得的界面载荷和步骤二建立的动力学方程，依据航天器星箭界面节点和内部节点对方程进行划分，对方程进行重新整理后得到星箭界面耦合阻抗矩阵T

按照航天器星箭界面节点和内部节点对系统进行划分，则基础加速度激励可以描述为：

其中下表i代表内部节点，b代表界面节点。

内部点的响应可以写为：

(-ω

其中耦合阻抗矩阵T

步骤四：根据步骤三建立的内部节点动力学方程，采用航天器固支模态进行正则化，获得固支模态正则化后的动力学方。

在航天器固支模态坐标系下，内部节点的响应可以写为：

(-ω

其中：Φ

两边同乘以

考虑到模态的正交性，采用固支模态进行正则化后有：

其中ξ

第五步：根据第四步建立的正则化动力学方程，获取主振方向模态贡献量。

内部节点的响应除了与基础加速度激励的幅值有关，也与界面的耦合阻抗相关，假设施加在内部节点上的载荷F

进一步划分：

其中

步骤六：根据步骤五获得的模态贡献量，建立各个自由度在主振方向的主模态修正系数。

根据步骤五，模态响应可以表示为：

不失一般性，假设地面振动试验为单向X轴试验，要求得到的响应与多轴一致，则需要对基础激励U

可得：

所以有：

其中：

步骤七：基于步骤六得到的修正系数建立多轴等效的航天器正弦试验条件。

由步骤六得，对于单轴m(m＝1,...,6)试验,考虑第j个模态的差异，修正后的正弦试验条件为：

为了验证本发明提出的方法，采用本发明提出的方法，针对某多轴界面加速载荷进行单轴等效。本发明提出的方法有效的降低了单轴试验中航天器主要模态处的差异，提高了试验的有效性。

本实施例提供了一种基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计系统，该系统包括：第一模块，用于根据遥测数据或者星箭系统级耦合分析获得星箭界面的多轴加速度频域载荷；第二模块，用于采用有限元法建立航天器有限元模型，并构建频域下航天器动力学方程；第三模块，用于根据第一模块中的星箭界面的多轴加速度频域载荷和第二模块中的频域下航天器动力学方程，依据航天器星箭界面节点和内部节点对频域下航天器动力学方程进行划分并重新整理后得到星箭界面耦合阻抗矩阵T

上述实施例中，星箭界面的多轴加速度频域载荷

其中，下标b表示该变量为界面载荷；U

上述实施例中，在步骤二中，频域下航天器动力学方程为：

-ω

其中，M为航天器的质量阵，C为航天器的阻尼矩阵，K为航天器的刚度矩阵，I为虚数单位，F(ω)为随频率ω变换的航天器外载荷向量。

上述实施例中，在步骤三中，星箭界面耦合阻抗矩阵T

T

基于耦合阻抗矩阵的内部节点响应动力学方程为：

(-ω

其中，M

上述实施例中，在步骤四中，固支模态正则化后的动力学方程为：

其中，ξ

上述实施例中，在步骤五中，各个方向对第j阶模态的贡献量为：

其中，

上述实施例中，在步骤六中，各个自由度在主振方向的主模态修正系数为：

其中，

上述实施例中，在步骤七中，多轴等效的航天器正弦试验条件为：

其中，

本实施例在地面单轴试验中，考虑界面阻抗及转角的影响，分析其他5个方向对单轴试验的影响，并建立其他方向载荷对单轴试验条件修正方法，缓解采用单轴试验模拟多自由度强迫振动导致的天地载荷不一致问题，降低了航天器“过试验”或者“欠试验”的风险。

本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。