CN111881598B

CN111881598B - 一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取方法

Info

Publication number: CN111881598B
Application number: CN202010580435.3A
Authority: CN
Inventors: 邹元杰; 朱卫红; 刘绍奎; 王大轶; 史纪鑫; 葛东明; 邓润然; 庞世伟; 鄂薇
Original assignee: Beijing Institute of Spacecraft System Engineering
Current assignee: Beijing Institute of Spacecraft System Engineering
Priority date: 2020-06-23
Filing date: 2020-06-23
Publication date: 2024-05-03
Anticipated expiration: 2040-06-23
Also published as: CN111881598A

Abstract

本发明一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取方法，(1)基于星箭耦合分析，获得卫星或部组件加速度的时域响应值；根据卫星或部组件加速度的时域响应值，通过冲击响应谱变换，得到卫星或部组件的加速度谱的幅值；(2)在星箭耦合模型上加载单位频域载荷进行频域响应分析，确定卫星或部组件界面的加速度的相位；(3)根据步骤(1)得到的卫星或部组件的加速度谱的幅值和步骤(2)得到的卫星或部组件界面的加速度的相位，获得带相位的界面加速度谱；根据带相位的界面加速度谱，获得带相位的界面加速度谱与界面力谱的对应关系；(4)根据步骤(3)带相位的界面加速度谱与界面力谱的对应关系，确定带相位的界面力谱，从而获得界面力谱的幅值，本发明提高了力谱确定的精度。

Description

一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取方法

技术领域

本发明涉及一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取方法及系统，属于航天器上界面力谱获取技术领域。

背景技术

目前卫星及部组件的加速度试验条件制定，主要依据星箭耦合分析结果获取加速度的时域响应值，然后通过冲击响应谱(Shock Response Spectrum)变换得到加速度谱，将此加速度谱进行包络制定加速度振动试验条件。冲击响应谱变换在物理概念上被理解为，基础加速度激励作用下各单自由度系统加速度响应的最大值。上述处理是工程上制定加速度条件时普遍接受、较为通用的方法。然而，在制定力限振动试验条件时，沿用此方法，出现了困难。将冲击响应谱变换用于时域力信号到频域力信号的转换，没有和加速度信号类似的明确物理意义，因此，业内专家并不接受利用冲击响应谱变换方法获取力谱。

然而，开展力限振动试验，首要的是制定力限条件，而力限条件需要通过包络力谱得到，因此，需要探索新方法解决力谱如何获取的问题。

发明内容

本发明解决的技术问题为：克服上述现有技术的不足，提供一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取方法及系统，能够获得卫星及部组件界面力谱。

本发明解决的技术方案为：一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取方法，步骤如下：

(1)基于星箭耦合分析，获得卫星或部组件加速度的时域响应值；根据卫星或部组件加速度的时域响应值，通过冲击响应谱变换，得到卫星或部组件的加速度谱，从而确定加速度谱的幅值；

(2)在星箭耦合模型上加载单位频域载荷进行频域响应分析，确定卫星或部组件界面的加速度的相位；

(3)根据步骤(1)得到的卫星或部组件的加速度谱的幅值和步骤(2)得到的卫星或部组件界面的加速度的相位，获得带相位的界面加速度谱；根据带相位的界面加速度谱，获得带相位的界面加速度谱与界面力谱的对应关系；

(4)根据步骤(3)带相位的界面加速度谱与界面力谱的对应关系，确定带相位的界面力谱，从而获得界面力谱的幅值.

优选的，部组件，是指：卫星上安装的具有某种功能的、能够独立制造和维修的设备。

优选的，针对卫星进行界面力谱获取时，界面是指卫星和火箭的交界面。

优选的，针对部组件进行界面力谱获取时，界面是指卫星和部组件的交界面。

优选的，星箭耦合模型，是指：将卫星的结构动力学模型和运载火箭的结构动力学模型组合在一起，用于开展星箭耦合分析的星箭组合体结构动力学模型。

本发明一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取系统，包括：加速度谱幅值确定模块、加速度相位确定模块、对应关系确定模块和界面力谱确定模块；

加速度谱幅值确定模块，基于星箭耦合分析，获得卫星或部组件加速度的时域响应值；根据卫星或部组件加速度的时域响应值，通过冲击响应谱变换，得到卫星或部组件的加速度谱，从而确定加速度谱的幅值；

加速度相位确定模块，在星箭耦合模型上加载单位频域载荷进行频域响应分析，确定卫星或部组件界面的加速度的相位；

对应关系确定模块，根据步加速度谱幅值确定模块得到的卫星或部组件的加速度谱的幅值和加速度相位确定模块得到的卫星或部组件界面的加速度的相位，获得带相位的界面加速度谱；根据带相位的界面加速度谱，获得带相位的界面加速度谱与界面力谱的对应关系；

界面力谱确定模块，根据对应关系确定模块得到的带相位的界面加速度谱与界面力谱的对应关系，确定带相位的界面力谱，从而获得界面力谱的幅值。

本发明与现有技术相比的有益效果在于：

(1)本发明通过冲击响应谱变换确定加速度谱，利用加速度谱与力谱的对应关系获得卫星及部组件界面力谱，物理意义清晰，便于推广应用。

(2)本发明首先通过冲击响应谱变换确定卫星及部组件安装界面的加速度谱，而后，利用结构频率响应分析方法，获取界面加速度的相位信息，在此基础上利用加速度谱与力谱的对应关系获得卫星及部组件界面力谱。

(3)本发明利用结构频率响应分析方法，获取界面加速度的相位信息，弥补了冲击响应谱变换无法获取加速度谱相位信息的不足，提高了力谱确定的精度。

附图说明

图1本发明的方法流程图；

图2星箭耦合分析坐标系示意图。

具体实施方式

下面结合附图和具体实施例对本发明做进一步详细描述。

准确获取卫星及部组件界面力谱是实施卫星及部组件力限振动试验的前提。然而力谱的确定是极为困难的，不能像加速度谱那样通过冲击响应谱变换得到。加速度谱通常根据星箭耦合分析结果获取加速度的时域响应值，然后通过冲击响应谱变换得到加速度谱。加速度冲击响应谱变换有明确的物理意义，即基础加速度激励作用下各单自由度系统加速度响应的最大值。然而，将冲击响应谱变换用于时域力信号到频域力信号的转换，没有和加速度信号类似的明确物理意义，因此，业内专家并不接受利用冲击响应谱变换方法获取力谱。目前，尚未见到其他公开报道的方法能够准确获取力谱。本发明另辟蹊径，考虑到利用冲击响应谱变换获取的加速度谱是工程上普遍接受的，通过建立带相位的加速度谱与带相位的力谱的关系，借助加速度谱获得界面力谱。

本发明一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取方法，步骤如下：

(1)基于星箭耦合分析，获得卫星或部组件加速度的时域响应值；根据卫星或部组件加速度的时域响应值，通过冲击响应谱变换，得到卫星或部组件的加速度谱，从而确定加速度谱的幅值；优选方案具体如下：

星箭耦合分析，优选方案具体为：

建立星箭耦合动力学方程，即星箭整体系统的结构动力学方程见公式(1)：

式中：

M—星箭整体有限元模型质量阵,N×N维；

—星箭整体有限元模型加速度向量,N×1维；

t—时间；

C—星箭整体有限元模型阻尼阵,N×N维；

—星箭整体有限元模型速度向量,N×1维；

K—星箭整体有限元模型刚度阵,N×N维；

X(t)—星箭整体有限元模型位移向量,N×1维；

F(t)—星箭整体有限元模型外力向量,N×1维。

求解方程(1)，即可获得加速度的时域响应值

获得卫星或部组件加速度的时域响应值，具体为：

求解方程(1)，优选流程包括：

a)根据公式(2)计算初始加速度向量：

式中：

—初始加速度向量；

F(0)—初始外力向量；

—初始速度向量；

X₀—初始位移向量。

b)选择合适的时间步长，按照公式(3)计算积分常数：

式中：

a₀～a₇—积分常数；

α—积分参数，α≥0.25(0.5+δ)²；

Δt—积分步长，优选为0.001s；

δ—积分参数，优选取δ≥0.5。

c)按照公式(4)计算等效刚度阵；

式中：

—等效刚度阵。

d)已知当前时刻的位移、速度、加速度向量，按照公式(5)和公式(6)计算下一时刻的等效外载荷、位移、响应向量：

式中：

—下一时刻的等效外力向量；

F_k+1—下一时刻的外力向量；

X_k—当前时刻的位移向量；

—当前时刻的速度向量；

—当前时刻的加速度向量；

—下一时刻的加速度向量；

X_k+1—下一时刻的位移向量；

—下一时刻的速度向量。

e)重复步骤d)直至最终计算结束时刻，即可获取有限元模型所有节点(当然包括卫星或部组件所在节点)的加速度时域响应

根据卫星或部组件加速度的时域响应值，通过冲击响应谱变换，得到卫星或部组件的冲击响应谱幅值，优选方案具体为：

卫星及部组件界面加速度谱通常基于星箭耦合分析生成的界面加速度时域结果(以下用来表示)，进行冲击响应谱变换获得。

冲击响应谱变换是根据设定形式的外激励(优选为基础加速度激励)，给出最大响应与固有频率的关系曲线。对于单自由度系统，可以直接从响应谱曲线得到对应于该频率的响应最大值。将系统假定为一系列不同频率的单自由度系统，则可以获取一条表征响应最大值的频谱。

一个单自由度系统受基础加速度作用，则其响应为：

其中，x(t)、分别为单自由度振子的位移、速度、加速度响应时域值，u_b(t)、/>分别为基础激励的位移、速度、加速度响应时域值，ξ为模态阻尼比，ω为单自由度系统的固有圆频率。

定义相对位移为z(t)＝x(t)-u_b(t)。则相对运动方程为：

对式(8)应用杜哈梅尔积分，得：

其中，单位脉冲响应函数

于是：

τ为积分变量，为h(t)对时间的二阶导数。

针对不同的ω，均可作出一条响应时间历程曲线。于是可定义：

为该激励函数的冲击响应谱。其中，/>表示界面加速度时域值对应的在圆频率ω处的冲击响应谱幅值。

确定卫星或部组件的加速度谱幅值，具体为：对于卫星及部组件，利用冲击响应谱幅值除以Q，得到卫星或部组件加速度谱幅值对于卫星和运载火箭来说，优选取为20或10。

式中，表示卫星或部组件界面处加速度谱幅值，其中上角标IF，即Interface缩写，表示界面。

如果界面运动是6自由度的，则加速度谱幅值是一个6自由度向量，优选表示为：

其中，依次代表图2坐标系下X、Y、Z方向的平动加速度，绕X轴、绕Y轴、绕Z轴的转动加速度。

从公式(12)和(13)可以看出，通过冲击响应谱变换，只能得到加速度谱的幅值信息，无法得到相位信息。缺少相位信息，对于用加速度开展进一步分析计算时，将影响后续计算物理量的精度。

(2)在星箭耦合模型上加载单位频域载荷进行频域响应分析，确定卫星或部组件界面的加速度的相位；优选方案具体如下：

将方程(1)转化到频域下，可得：

-ω²MX(ω)+jωCX(ω)+KX(ω)＝F(ω) (14)

式中：

ω—圆频率；

X(ω)—星箭整体有限元模型位移向量(复数表示),N×1维；

F(ω)—星箭整体有限元模型外力向量(复数表示),N×1维；

M、C、K的含义与方程(1)相同。

假定F(ω)为单位载荷(幅值为1，相位为0)，作用位置同方程(1)，求解方程(14)，即可获得位移响应的频域值。

对应的加速度(复数表示)为-ω²X(ω)，将其表示为幅值-相位形式，一定可以写成Ae^iφ，其中A为该加速度的幅值，φ为该加速度的相位。因此，求解(14)，可以得到所有自由度的加速度幅值和相位。从这些结果中，提取卫星或部组件安装界面6个自由度的加速度的相位，依次用φ₁,φ₂,φ₃,φ₄,φ₅,φ₆表示。其中，建立三维正交坐标系OXYZ，X轴方向与飞行器(即火箭)的中轴线重合，原点位于中心轴上，Y轴、Z轴分别与X轴正交，φ_i(i＝1,...,6)依次表示图2坐标系下X、Y、Z方向的平动加速度相位，绕X轴、绕Y轴、绕Z轴的转动加速度相位。如2中所示，Ⅰ、Ⅱ、Ⅲ、Ⅳ分别表示四个象限的助推器。

(3)根据步骤(1)得到的卫星或部组件的加速度谱的幅值和步骤(2)得到的卫星或部组件界面的加速度的相位，获得带相位的界面加速度谱；根据带相位的界面加速度谱，获得带相位的界面加速度谱与带相位的界面力谱的对应关系；优选方案具体如下

根据步骤(1)得到的卫星或部组件的加速度谱的幅值和步骤(2)得到的卫星或部组件界面的加速度的相位，获得带相位的界面加速度谱；优选方案具体为：

由步骤(1)得到的卫星或部组件的加速度谱的幅值

由步骤(2)得到的卫星或部组件界面的加速度的相位φ₁,φ₂,φ₃,φ₄,φ₅,φ₆。

其中，φ_i(i＝1,...,6)依次表示图2坐标系下X、Y、Z方向的平动加速度相位，绕X轴、绕Y轴、绕Z轴的转动加速度相位。

由此，得到卫星或部组件界面6个自由度带相位的加速度谱，表示为

根据带相位的界面加速度谱，获得带相位的界面加速度谱与带相位的界面力谱的对应关系；优选方案具体为：

卫星或部组件界面6个自由度界面力(带相位)与6个自由度界面加速度(带相位)的关系优选为：

其中，最左端的6自由度列向量表示卫星或部组件界面6个自由度界面力(带相位)，下标F_i(i＝1,...,6)依次表示图2坐标系下X、Y、Z方向的界面力，绕X轴、绕Y轴、绕Z轴的界面弯矩；最右端的6自由度列向量即为卫星或部组件界面6个自由度带相位的加速度谱。可见，方程(16)建立了卫星或部组件界面6个自由度界面力(带相位)与6个自由度界面加速度(带相位)的关系。

方程(16)方括号中的传递关系矩阵为6×6的矩阵，其系数为复数形式。其中，M_eff，k表示第k阶模态有效质量为6×6的矩阵，k＝1,...,n，n为计算所取的最高模态阶数，通常根据计算频率的上限确定。

M_eff，k＝[L_k]^T[L_k] (17)

其中，[L_k]为模态参与因子。其计算公式为：

[L_k]＝φ_k ^TMΦ_R (18)

其中，φ_k为第k阶模态振型向量(k＝1,...,n，n为计算所取的最高模态阶数)，N×1维，N为模型的总自由度数；Φ_R为刚体模态振型，N×6维。φ_k(k＝1,...,n)、Φ_R可以通过对方程(1)的特征值求解获得，其求解过程属于公知范围。

表示第k阶模态的频响函数(k＝1,...,n)，通常为复数，其计算方法为

其中，ω表示激励作用的圆频率，ω_k为第k阶模态的固有圆频率(k＝1,...,n)，ξ_k为第k阶模态的模态阻尼比(k＝1,...,n)，优选取0.01。

(4)根据步骤(3)带相位的界面加速度谱与带相位的界面力谱的对应关系，确定带相位的界面力谱，从而获得卫星或部组件界面力谱的幅值；优选方案具体如下

根据步骤(3)带相位的界面加速度谱与带相位的界面力谱的对应关系，确定带相位的界面力谱，从而获得界面力谱的幅值，优选方案具体为：

通过方程(16)，根据步骤(3)带相位的界面加速度谱与带相位的界面力谱的对应关系，给定带相位的界面加速度谱时，可以计算出带相位的界面力谱，即用复数表示的6自由度界面力列向量：

为了得到界面力谱的幅值，只需对上面的复数形式界面力取模，即获得卫星或部组件界面力谱的幅值。即为：

其中，下标F_i(i＝1,...,6)依次表示图2坐标系下X、Y、Z方向的界面力，绕X轴、绕Y轴、绕Z轴的界面弯矩。

针对卫星及部组件开展地面振动试验，试验前为了制定试验条件，需要获取两类数据的频域信息，一类是界面加速度，另一类是界面力。以往的方法主要用于处理界面加速度信息，采用冲击响应谱变换方法，获得加速度谱幅值，这个加速度幅值随频率变化的曲线用于制定振动试验条件。由于冲击响应谱变换针对加速度有明确的物理意义，是工程上普遍认可的方法。针对界面力的处理方法，如果沿用冲击响应谱变化，在物理概念上无法给出合理解释，因此，工程上并不接受。目前，尚无公开报道的其他转换方法，可以用于对界面力信息进行时频转换，以获取界面力谱。

本发明考虑到数学转换技术的难度，同时，业内普遍认为用冲击响应谱变换法得到加速度谱是有效的，因此，通过补充界面加速度的相位信息，并在频域下建立界面加速度和界面力的关系，则从另一条途径准确获取了界面力谱，从而为卫星及部组件振动试验条件制定，提供一种新方法。

准确获得卫星及部组件界面力谱的幅值随频率(范围优选为5-100Hz)的变化曲线以后，通常需要进行包络，制定一个类似于加速度试验条件的力限条件梯形谱。此前，力限条件梯形谱无法准确获得，只能凭借经验或参考国外报道的数据粗略设置，缺乏科学的依据。获得了力限条件梯形谱与加速度条件梯形谱以后，就可以用这两个试验条件作为控制基准，开展卫星或部组件的振动试验。

本发明进一步的优选方案为：

本发明实现力谱幅值获取精度提高的进一步方案：考虑到星箭耦合模型的不确定性，在进行星箭耦合分析时，应考虑一定的不确定系数，优选取1.25。即利用公式(12)计算冲击响应谱时，考虑不确定因素影响，将在公式(12)计算结果的基础上放大1.25倍。

本发明实现力谱幅值获取效率提高的进一步方案：方程(1)的求解，通过引入模态叠加法，提高计算效率。流程包括：

a)将公式(1)引入正则模态矩阵Φ，按照公式(20)和公式(21)进行坐标变换得到模态空间解耦的方程：

式中：

—模态坐标加速度自由度；

Φ^TCΦ—对角化后阻尼阵

Φ—坐标变换矩阵，Φ＝[φ⁽¹⁾,φ⁽²⁾,…,φ⁽ⁿ⁾]，Φ^TMΦ＝I，Φ^TKΦ＝Λ；

—模态坐标速度自由度；

Λ—对角化后的刚度矩阵，

η(t)—模态坐标位移自由度，X(t)＝Φη(t)，η＝[η₁,η₂,…η_n]^T；

—模态力/>

i—模态阶数，i＝1,2,…,n；

n—选取的模态总阶数，优选选取器箭整体模型100Hz以内的所有模态计算；

ξ_i—第i阶模态的模态阻尼比，优选选取为0.01；

ω_i—第i阶模态的圆频率：

—第i阶模态的模态力。

b)采用Duhamel积分，按照公式(22)～公式(24)逐步求解解耦后的运动方程：

式中：

——第j时间步的广义位移；

Δt_j＝t_j-t_j-1——第j时间步的积分步长，优选为0.001s；

——第j-1时间步的广义位移；

——第j-1时间步的广义速度；

——第j时间步的广义速度；

ω_di——有阻尼系统固有频率，

——为Δt_j中点所对应的广义力值；。

——第j时间步的广义加速度。

c)重复步骤b)，直至最终计算结束时刻，耦合分析计算的总时长应涵盖模型在此工况下响应最大值的时间段；

d)实施反变换即可得到所求的原物理坐标下的位移、速度、加速度响应，见公式(25)～公式(27)：

X(t)＝Φη(t)＝φ⁽¹⁾η₁(t)+φ⁽²⁾η₂(t)+…+φ⁽ⁿ⁾η_n(t) (25)

本发明通过冲击响应谱变换确定加速度谱，利用加速度谱与力谱的对应关系获得卫星及部组件界面力谱，物理意义清晰，便于推广应用，且本发明首先通过冲击响应谱变换确定卫星及部组件安装界面的加速度谱，而后，利用结构频率响应分析方法，获取界面加速度的相位信息，在此基础上利用加速度谱与力谱的对应关系获得卫星及部组件界面力谱。

本发明利用结构频率响应分析方法，获取界面加速度的相位信息，弥补了冲击响应谱变换无法获取加速度谱相位信息的不足，提高了力谱确定的精度。

Claims

1.一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取方法，其特征在于步骤如下：

(3)根据步骤(1)得到的卫星或部组件的加速度谱的幅值和步骤(2)得到的卫星或部组件界面的加速度的相位，获得带相位的界面加速度谱；根据带相位的界面加速度谱，获得带相位的界面加速度谱与界面力谱的对应关系；所述步骤(1)得到的卫星或部组件的加速度谱的幅值，表示为：

其中，)依次表示三维正交坐标系下X、Y、Z方向的平动加速度，绕X轴、绕Y轴、绕Z轴的转动加速度；所述三维正交坐标系定义为X轴方向与火箭的中轴线重合，原点位于中心轴上，Y轴、Z轴分别与X轴正交；

所述步骤(2)得到的卫星或部组件界面的加速度的相位，表示为：

φ₁,φ₂,φ₃,φ₄,φ₅,φ₆

其中，φ_i(i＝1,...,6)依次表示三维正交坐标系下X、Y、Z方向的平动加速度相位，绕X轴、绕Y轴、绕Z轴的转动加速度相位；

由此，得到卫星或部组件界面6个自由度带相位的加速度谱，表示为：

所述带相位的界面加速度谱与带相位的界面力谱的对应关系，表示为：

其中，表示卫星或部组件带相位的6个自由度界面力谱，下标F_i(i＝1,...,6)依次表示三维正交坐标系下X、Y、Z方向的界面力，绕X轴、绕Y轴、绕Z轴的界面弯矩；M_eff，k表示第k阶模态有效质量，为6×6的矩阵，k＝1,...,n，n为计算所取的最高模态阶数，/>表示第k阶模态的频响函数，ω表示激励作用的圆频率，ω_k为第k阶模态的固有圆频率；

(4)根据步骤(3)带相位的界面加速度谱与界面力谱的对应关系，确定带相位的界面力谱，从而获得界面力谱的幅值。

2.根据权利要求1所述的一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取方法，其特征在于：部组件，是指：卫星上安装的具有某种功能的、能够独立制造和维修的设备。

3.根据权利要求1所述的一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取方法，其特征在于：针对卫星进行界面力谱获取时，界面是指卫星和火箭的交界面。

4.根据权利要求1所述的一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取方法，其特征在于：针对部组件进行界面力谱获取时，界面是指卫星和部组件的交界面。

5.根据权利要求1所述的一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取方法，其特征在于：星箭耦合模型，是指：将卫星的结构动力学模型和运载火箭的结构动力学模型组合在一起，用于开展星箭耦合分析的星箭组合体结构动力学模型。

6.一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取系统，其特征在于包括：加速度谱幅值确定模块、加速度相位确定模块、对应关系确定模块和界面力谱确定模块；

对应关系确定模块，根据步加速度谱幅值确定模块得到的卫星或部组件的加速度谱的幅值和加速度相位确定模块得到的卫星或部组件界面的加速度的相位，获得带相位的界面加速度谱；根据带相位的界面加速度谱，获得带相位的界面加速度谱与界面力谱的对应关系；所述卫星或部组件的加速度谱的幅值，表示为：

所述卫星或部组件界面的加速度的相位，表示为：

φ₁,φ₂,φ₃,φ₄,φ₅,φ₆

7.根据权利要求6所述的一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取系统，其特征在于：部组件，是指：卫星上安装的具有某种功能的、能够独立制造和维修的设备。

8.根据权利要求6所述的一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取系统，其特征在于：针对卫星进行界面力谱获取时，界面是指卫星和火箭的交界面。

9.根据权利要求6所述的一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取系统，其特征在于：针对部组件进行界面力谱获取时，界面是指卫星和部组件的交界面。

10.根据权利要求6所述的一种基于加速度谱的卫星及部组件界面力谱获取系统，其特征在于：星箭耦合模型，是指：将卫星的结构动力学模型和运载火箭的结构动力学模型组合在一起，用于开展星箭耦合分析的星箭组合体结构动力学模型。