[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

说明书

本发明公开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，该方法包括如下步骤：获得星箭界面的多轴加速度频域载荷；构建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Tsubgt;ib/subgt;及基于耦合阻抗矩阵的内部节点响应动力学方程；获得固支模态正则化后的动力学方程；获得各个方向对第j阶模态的贡献量；建立各个自由度在主振方向的主模态修正系数；基于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。本发明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。

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_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。

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为：