CN109656149B - 星箭耦合多体系统动力学计算试验方法及系统 - Google Patents

星箭耦合多体系统动力学计算试验方法及系统 Download PDF

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Abstract

本发明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。

Description

星箭耦合多体系统动力学计算试验方法及系统
技术领域
本发明涉及环境模拟技术领域，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。
背景技术
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荷条件。1960年Morrow提出了在试验件和夹具之间安装力传感器，通过控制试验输入力来模拟机械阻抗。随着力测量技术的发展，测力环FMD已研制成功并在NASA和欧空局得到应用，并应用于完整的航天器和重要载荷的振动试验中，如TOPEX试验、哈勃望远镜行星相机、CASSINI探测器等。根据飞行数据和理论成果，2013年NASA形成了力控试验指南，力控试验技术成为一种有效、合理的解决过试验问题的重要方法。
优化航天器振动试验条件，尽量避免振动试验的过试验和欠试验问题，提升振动试验评价能力，满足大型复杂卫星地面试验验证要求。因此，星箭耦合多体系统动力学快速计算与试验方法的深入研究成为需要迫切面对和解决的关键性课题。
发明内容
针对现有技术中的缺陷，本发明的目的是提供一种星箭耦合多体系统动力学计算试验方法及系统。
根据本发明提供的一种星箭耦合多体系统动力学计算试验方法，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。
较佳的，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。
较佳的，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。
较佳的，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。
较佳的，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Uallzall＝0。
较佳的，构造增广特征矢量和增广算子，通过建立满足对称性的增广公式，证明增广特征矢量自动满足正交性，进而带入边界条件，通过总传递方程得到系统的特征方程，得到系统的固有频率，通过固有频率求解总传递方程得到边界点状态矢量，通过传递方程，获得各元件状态矢量与系统阵型。
较佳的，所述星箭耦合动力学特性分析将偏微分方程转换为常微分方程，计算广义坐标下的初始条件和激励力，计算系统的广义坐标，通过广义坐标和增广特征矢量，得到星箭耦合动力学响应。
较佳的，通过所述星箭耦合动力学响应获得星箭连界面力，通过力测量装置进行力限振动试验，获得卫星关键部位加速度响应。
根据本发明提供的一种星箭耦合多体系统动力学计算试验系统，包括
星箭耦合多体动力学建模模块：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模块：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模块：根据系统的固有特性，进行星箭耦合动力学响应计算；
力限振动试验模块：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。
较佳的，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。
与现有技术相比，本发明具有如下的有益效果：
本发明应用多体系统传递矩阵法与力限振动试验相结合，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。本快速算法无需系统总体动力学方程，涉及矩阵阶次低，建模灵活，程式化高，可以快速准确地分析星箭耦合多体系统动力学响应，为星箭力限振动试验提供试验条件，更加真实模拟卫星经历的力学环境，提高测试有效性，满足星箭动力学仿真与试验的技术需要。
附图说明
通过阅读参照以下附图对非限制性实施例所作的详细描述，本发明的其它特征、目的和优点将会变得更明显：
图1为本发明实施例的星箭耦合多体系统动力学模型；
图2为本发明实施例的星箭耦合多体系统动力学拓扑结构；
图3为本发明的力限振动试验系统结构示意图；
图中，0，1，2...48为元件编号；zij(i＝0,…,47；j＝1,…,48)为状态矢量；301-振动台，302-夹具，303-力传感器，304-测力环FMD，305-加速度传感器，306-卫星，307-电荷放大器，308-信号处理，309-振动控制仪，310-功率放大器。
具体实施方式
下面结合具体实施例对本发明进行详细说明。以下实施例将有助于本领域的技术人员进一步理解本发明，但不以任何形式限制本发明。应当指出的是，对本领域的普通技术人员来说，在不脱离本发明构思的前提下，还可以做出若干变化和改进。这些都属于本发明的保护范围。
根据本发明提供的一种星箭耦合多体系统动力学计算试验方法，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。
星箭耦合多体动力学建模主要包括建立星箭耦合动力学模型“化整为零”建立各元件传递矩阵与传递方程、“拼装系统”建立系统总传递矩阵与总传递方程、正交性证明和动力学特性分析、动力学响应计算等。所述星箭耦合动力学模型包括实物模型转化为物理模型(如图1所示)、物理模型转化为数学拓扑模型(如图2所示)等。“化整为零”包括建立各个体元件和铰元件传递矩阵和传递方程等。“拼装系统”包括将各元件传递矩阵和传递方程“拼装”系统总传递矩阵和传递方程。正交性证明与动力学特性分析包括，通过增广特征矢量和增广算子进行正交性分析，通过模态分析获得系统的固有特性。为了快速准确进行动力学分析，对于线性系统，通过求解常微分方程即可得到多体系统的动力学响应；对于非线性系统，将动力学方程线性化处理，通过数值积分算法获得动力学响应。即得到星箭界面力，通过力限振动试验(如图3所示)，获得力控加速度响应。力限振动试验将卫星306通过夹具302和测力环FMD304，安装在振动台301上，进行力信号运算器308传递给数采309，加速度传感器305进行加速度信号采集，通过电荷放大器传递给数采309，通过功放310控制振动台301激振。
进一步地，所述星箭连界面力谱通过星箭耦合动力学响应计算获得，作为力限振动试验输入条件，通过力环进行力信号控制。
本发明无需系统总体动力学方程，涉及矩阵阶次低，建模灵活，程式化高，可以快速准确地分析星箭耦合多体系统动力学响应，获得星箭界面力，为力限振动提供试验条件，满足星箭动力学仿真与试验的技术需要。
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。力学元件包括体元件和铰元件，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；铰元件包含：弹性铰、滑移铰、球铰或固结铰。对力学元件进行元件编号如图1、图2中的元件0，1，2，...48，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。
所述拓扑结构，若为链式系统，总传递矩阵为Uall＝UnUn-1…U1，总传递方程为zn,0＝Uallz0,1。闭环系统，处理为分叉系统和补充条件，最终获得树形拓扑结构进行传递矩阵与传递方程推导。
图1中，1、5、9、16、29、36、39为空间刚体，2、4、8、10、15+i(i＝1，2，3，4)、17、18、19、20、25、26、27、28、30、32、33、34、40、41为空间弹簧阻尼器，3、14、31、37为薄板，6、42为固结铰，7、12、21、22、23、24、38、44、48为圆柱，11、13、45为空间滑移铰，35、46为空间球铰，34、47为空间梁，0为地面。
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Uallzall＝0。
构造增广特征矢量和增广算子，通过建立满足对称性的增广公式，证明增广特征矢量自动满足正交性，进而带入边界条件，通过总传递方程得到系统的特征方程，得到系统的固有频率，通过固有频率求解总传递方程得到边界点状态矢量，通过传递方程，获得各元件状态矢量与系统阵型。
星箭耦合动力学特性分析将偏微分方程转换为常微分方程，计算广义坐标下的初始条件和激励力，计算系统的广义坐标，通过广义坐标和增广特征矢量，得到星箭耦合动力学响应，作为力限振动试验输入条件。
通过星箭耦合动力学响应获得星箭连界面力，通过力测量装置进行力限振动试验，获得卫星关键部位加速度响应。
各个元件传递矩阵和传递方程，通过系统中连接点位移与内力的连接关系，建立状态矢量，将各元件的状态矢量关系改写成矩阵形式，得到元件传递矩阵。系统总传递矩阵和传递方程是按照系统连接关系，将元件进行拼装。链式系统，只需各元件传递矩阵按顺序相乘，即可获得总传递矩阵；闭环系统，则需树形拓扑结构与补充方程联立，获得系统总传递方程与传递矩阵。
在上述一种星箭耦合多体系统动力学计算试验系统的基础上，本发明还提供一种星箭耦合多体系统动力学计算试验系统，包括
星箭耦合多体动力学建模模块：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模块：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模块：根据系统的固有特性，进行星箭耦合动力学响应计算；
力限振动试验模块：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。
本领域技术人员知道，除了以纯计算机可读程序代码方式实现本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以外，完全可以通过将方法步骤进行逻辑编程来使得本发明提供的系统及其各个装置、模块、单元以逻辑门、开关、专用集成电路、可编程逻辑控制器以及嵌入式微控制器等的形式来实现相同功能。所以，本发明提供的系统及其各项装置、模块、单元可以被认为是一种硬件部件，而对其内包括的用于实现各种功能的装置、模块、单元也可以视为硬件部件内的结构；也可以将用于实现各种功能的装置、模块、单元视为既可以是实现方法的软件模块又可以是硬件部件内的结构。
以上对本发明的具体实施例进行了描述。需要理解的是，本发明并不局限于上述特定实施方式，本领域技术人员可以在权利要求的范围内做出各种变化或修改，这并不影响本发明的实质内容。在不冲突的情况下，本申请的实施例和实施例中的特征可以任意相互组合。

Claims (10)

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Uallzall＝0。
6.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，构造增广特征矢量和增广算子，通过建立满足对称性的增广公式，证明增广特征矢量自动满足正交性，进而带入边界条件，通过总传递方程得到系统的特征方程，得到系统的固有频率，通过固有频率求解总传递方程得到边界点状态矢量，通过传递方程，获得各元件状态矢量与系统阵型。
7.根据权利要求6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，所述星箭耦合动力学特性分析将偏微分方程转换为常微分方程，计算广义坐标下的初始条件和激励力，计算系统的广义坐标，通过广义坐标和增广特征矢量，得到星箭耦合动力学响应。
8.根据权利要求7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，通过所述星箭耦合动力学响应获得星箭连界面力，通过力测量装置进行力限振动试验，获得卫星关键部位加速度响应。
9.一种星箭耦合多体系统动力学计算试验系统，其特征在于，包括
星箭耦合多体动力学建模模块：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模块：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模块：根据系统的固有特性，进行星箭耦合动力学响应计算；
力限振动试验模块：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。
10.根据权利要求9所述的星箭耦合多体系统动力学计算试验系统，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。
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