[发明专利]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

权利要求书

1.一种基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法，其特征在于，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_ib及基于耦合阻抗矩阵的内部节点响应动力学方程；

步骤四：根据步骤三中的内部节点响应动力学方程，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程；

步骤五：根据步骤四中的固支模态正则化后的动力学方程，并令作用于内部节点上的载荷为0，获得各个方向对第j阶模态的贡献因子；

步骤六：根据步骤五中的各个方向对第j阶模态的贡献因子，建立各个自由度在主振方向的主模态修正系数；

步骤七：基于步骤六中的各个自由度在主振方向的主模态修正系数，建立多轴等效的航天器正弦试验条件。

2.根据权利要求1所述的基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法，其特征在于：在步骤一中，星箭界面的多轴加速度频域载荷为：

其中，下标b表示该变量为界面载荷；U_x(ω)、U_y(ω)、U_z(ω)分别为随频率ω变化的x、y、z三个轴的平动位移分量；R_x(ω)、R_y(ω)、R_z(ω)分别为随频率ω变化的x、y、z三个轴的转角分量；··表示对时间的二阶导数；分别为随频率ω变化的x、y、z三个轴的平动加速度分量；分别为随频率ω变化的x、y、z三个轴的转角加速度分量；ω为圆频率。

3.根据权利要求2所述的基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法，其特征在于：在步骤二中，频域下航天器动力学方程为：

-ω²MU(ω)+IωCU(ω)+KU(ω)＝F(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。

4.根据权利要求3所述的基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法，其特征在于：在步骤三中，星箭界面耦合阻抗矩阵T_ib为：

T_ib＝-ω²M_ib+IωC_ib+K_ib；

基于耦合阻抗矩阵的内部节点响应动力学方程为：

(-ω²M_ii+IωC_ii+K_ii)U_i(ω)＝F_i(ω)-T_ibU_b(ω)；

其中，M_ib为内部节点与边界节点耦合的分块质量矩阵，M_ii为内部节点分块质量矩阵，C_ib为内部节点与边界节点耦合的分块阻尼矩阵，C_ii为内部节点的分块阻尼矩阵，K_ib为内部节点与边界节点耦合的分块刚度矩阵，K_ii为内部节点的分块刚度矩阵，U_b为边界节点的位移向量，F_i(ω)为随频率ω变化的内部节点的外载荷向量，U_i(ω)为随频率ω变化的内部节点的位移向量。

5.根据权利要求4所述的基于界面阻抗的航天器多轴等效正弦条件设计方法，其特征在于：在步骤四中，固支模态正则化后的动力学方程为：

其中，ξ_j为第j阶模态阻尼，ω_j为第j阶模态的频率,q_j(ω)为随频率ω变化的第j阶模态坐标，Φ_j为第j阶模态向量，上标T表示转置。