CN112327665A - 多星发射中基于半功率带宽的卫星大型组件刚度控制方法 - Google Patents
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Abstract
本发明公开了多星发射中基于半功率带宽的卫星大型组件刚度控制方法，包括：第一步：根据卫星各个轴向一阶刚度指标要求，获取卫星各个轴向一阶刚度参数，并建立卫星的刚度分析模型；第二步：结合第一步中建立的刚度分析模型，获取组合体A的刚度参数及动力学响应参数；其中，卫星与多星分配器形成组合体A；第三步：计算卫星各个轴向一阶频率和组合体A各轴向二阶弯曲频率的半功率带宽；第四步：根据第三步中的半功率带宽，制定卫星大型组件刚度控制指标；第五步：根据第四步制定的卫星大型组件刚度控制指标对卫星大型组件刚度进行设计；第六步：根据第五步设计的卫星大型组件刚度，进行刚度指标复核计算，满足设定要求则结束，否则返回第五步。
Description
技术领域
本发明涉及多星发射或者多舱段卫星中大型组件刚度分配与控制技术领域，具体涉及多星发射中基于半功率带宽的卫星大型组件刚度控制方法。
背景技术
随着卫星导航系统、互联网移动通信系统、对地观测系统等空间基础设施的快速建设需求的增加，越来越多的卫星将采用一箭多星的发射方式，实现卫星快速发射与组网，同时能够降低卫星发射成本。
与传统的单星发射相比，采用多星发射后，卫星与多星分配器将形成组合体A，由于组合体A质量大、质心高，且卫星与多星分配器连接处传力路径存在不连续等特点，导致组合体A刚度参数极其复杂，尤其是组合体A二阶弯曲模态明显，若不准确控制卫星大型组件刚度，卫星与多星分配器组合后，将可能出现卫星大型组件与组合体A刚度耦合，导致卫星大型组件动力学环境恶化，对卫星大型组件产生极为不利的影响，甚至可能需要进行重新设计，若未识别到位直接发射，则可能导致卫星大型组件在发射过程中产生损伤或者损坏，影响组件在轨运行功能、性能。
目前，卫星大型组件刚度控制方法一般为：卫星刚度设计中获取卫星各个轴向的刚度参数，基于该参数，提出卫星大型组件各个轴向刚度参数，一般要求卫星大型组件各个轴向的刚度不低于
(f0为对应轴向一阶刚度参数)或具有10Hz的刚度隔离要求。
该方法主要基于单星发射方式提出，对于采用一箭多星发射方式的卫星，由于卫星与多星分配器组合后刚度参数复杂，若仅考虑与一阶刚度参数隔离，卫星大型组件有可能在组合体A二阶刚度或某阶主要振型中产生刚度耦合现象，导致卫星大型组件在发射过程中动力响应较大；同时，采用传统的刚度控制方法，以大于某个刚度指标作为设计要求，对于多星发射而言，将极大的增加卫星大型组件设计难度，并增加卫星大型组件的结果质量，不利于实现多星发射对结构质量的限制要求，因此，该方法已较难适应基于一箭多星发射的卫星大型组件的控制需求。
发明内容
有鉴于此，针对一箭多星发射的卫星大型组件刚度控制方法的不足，以及组合体A的复杂动力学特性，本发明提供了多星发射中基于半功率带宽的卫星大型组件刚度控制方法，能够实现大型组件与组合体A的刚度解耦，降低组件刚度设计难度，确保大型组件对发射环境的适应性。
本发明的技术方案为：多星发射中基于半功率带宽的卫星大型组件刚度控制方法，包括以下步骤：
第一步：根据卫星各个轴向一阶刚度指标要求，获取卫星各个轴向一阶刚度参数，并建立卫星的刚度分析模型；
第二步：结合第一步中建立的刚度分析模型，获取组合体A的刚度参数及动力学响应参数；其中，卫星与多星分配器形成组合体A；
第三步：计算卫星各个轴向一阶频率和组合体A各轴向二阶弯曲频率的半功率带宽；
第四步：根据第三步中的半功率带宽，制定卫星大型组件刚度控制指标；
第五步：根据第四步制定的卫星大型组件刚度控制指标对卫星大型组件刚度进行设计；
第六步：根据第五步设计的卫星大型组件刚度，进行刚度指标复核计算，满足设定要求则结束，否则返回第五步。
优选地，所述第二步中，通过联合运载火箭开展组合体A的模态分析和频率响应分析，获取组合体A的刚度参数及动力学响应参数。
优选地，根据第二步中获取的组合体A的刚度参数及动力学响应参数，能够识别组合体A的二阶弯曲模态参数。
优选地，所述第二步还包括：结合组合体A的刚度分析模型，开展组合体B的初步耦合分析，获取组合体A的二阶弯曲模态处动力学响应参数，以判定二阶弯曲模态引起组合体A响应及组合体A与运载火箭连接力是否过大；其中，组合体A与运载火箭形成组合体B。
优选地，所述第三步中，半功率带宽计算方法如下：
步骤1、通过组合体A与运载火箭耦合分析获取时域振动响应数据；
步骤2、采用改进的递归数字滤波算法对时域振动响应数据进行冲击响应谱变换，获取振动响应与频率的关系；
步骤3、假设某个轴向峰值响应频率为f，根据振动响应与频率的关系，可知该峰值响应频率对应的振动响应为P；
步骤4、为了得到半功率带宽，将振动响应降低到其峰值响应频率下的振动响应P的
倍，此时对应的振动响应值为P1；
步骤5、根据振动响应与频率的关系，可知步骤4中振动响应P1对应的响应频率分为f1和f2；
步骤6、结合振动响应与频率的关系，并根据步骤5可得，峰值响应频率对应的半功率带宽为Δf＝f2-f1。
优选地，所述第四步中，制定卫星大型组件刚度控制指标具体包括如下步骤：
步骤1、假设卫星某个轴向一阶频率为X，对应的半功率带宽为Δfx，为使卫星大型组件与整星刚度解耦，则要求卫星大型组件刚度大于(X+Δfx)Hz；
步骤2、假设组合体A在该轴向的二阶刚度为Y，对应的半功率带宽为Δfy，为使卫星大型组件与组合体A二阶弯曲刚度解耦，则要求卫星大型组件刚度应大于(Y+Δfy)Hz或者小于(Y-Δfy)Hz；
步骤3、假设卫星大型组件在该轴向的一阶频率为Z，为使卫星大型组件与整星刚度及组合体A二阶弯曲刚度解耦，则要求卫星大型组件刚度需满足以下刚度指标其中之一：
(1)大于(X+Δfx)Hz，且小于(Y-Δfy)Hz；
(2)大于(Y+Δfy)Hz。
优选地，所述第六步中，刚度指标复核计算包括如下步骤：
步骤1、建立卫星大型组件刚度分析模型，获取卫星大型组件的刚度参数；
步骤2、开展卫星大型组件与整星仿真分析，验证卫星大型组件与整星的刚度匹配性，对于刚度不满足要求而存在动力耦合现象，返回第五步，对卫星大型组件刚度进行改进设计；同时，开展组合体A联合仿真分析，验证组合体A的刚度匹配性；
步骤3、完成组合体A联合仿真分析后，开展组合体A与运载火箭的耦合分析，验证卫星大型组件、卫星、组合体A在发射过程中的刚度兼容性。
优选地，所述步骤2中，对于初始设计阶段以及方案阶段的卫星，通过组合体A联合开展模态试验、振动试验，能够验证卫星大型组件与组合体A的刚度匹配性。
优选地，所述第二步中，对于初始设计阶段以及方案阶段的卫星，通过开展组合体A模态试验，以识别组合体A的刚度参数。
有益效果：
1、本发明的刚度控制方法通过识别多星发射中组合体A的刚度参数，提出了卫星大型组件刚度控制应考虑组合体A二阶弯曲特性对卫星大型组件的影响，避免卫星大型组件与组合体A二阶频率耦合而导致卫星大型组件对发射环境的不适应；同时，在满足卫星大型组件与整星及组合体A实现频率解耦的条件下，提出了频率隔离范围采用半功率带宽，避免了采用过高的频率隔离范围而增加卫星大型组件的刚度设计难度以及增加卫星大型组件结构质量，并基于半功率带宽，制定卫星大型组件刚度控制指标，能够实现大型组件与组合体A的刚度解耦，降低组件刚度设计难度，确保大型组件对发射环境的适应性。
2、本发明的刚度控制方法对卫星大型组件提出的刚度控制指标制定方法，通过刚度指标的区间控制，具体实现卫星大型组件与组合体A及卫星的刚度解耦，能够进一步降低卫星大型组件刚度设计难度，并确保卫星大型组件对发射环境的适应性。
附图说明
图1为本发明的卫星大型组件刚度控制方法的流程图。
图2为动力学响应参数与频率的关系曲线示意图。
具体实施方式
下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
本实施例提供了多星发射中基于半功率带宽的卫星大型组件刚度控制方法，能够实现大型组件与组合体A的刚度解耦，降低组件刚度设计难度，确保大型组件对发射环境的适应性。
如图1所示，该刚度控制方法包括如下步骤：
第一步：设计卫星刚度；
步骤1、结合卫星在多星分配器上的布局方式、运载火箭对组合体A的刚度初步要求，确认卫星各个轴向一阶刚度指标的初步要求；
步骤2、根据卫星各个轴向一阶刚度指标要求，开展卫星刚度初步设计与分析，获取卫星各个轴向一阶刚度参数，并建立卫星的初步刚度分析模型；
第二步：获取组合体A的刚度参数及主要响应特性；
步骤1、结合第一步中建立的刚度分析模型，联合运载火箭开展组合体A的模态分析和频率响应分析，获取组合体A的刚度参数及主要响应特性(动力学响应参数)；
步骤2、根据组合体A和运载火箭联合的仿真分析结果(其中，仿真分析包括：模态分析和频率响应分析，仿真分析结果包括：组合体A的刚度参数及主要响应特性)，识别组合体A的主要模态特性，尤其是组合体A的二阶弯曲模态参数；
步骤3、结合组合体A的刚度分析模型，开展初步组合体B(组合体A与运载火箭形成组合体B)的耦合分析，获取组合体A的二阶弯曲模态处动力学响应参数，以判定二阶弯曲模态引起组合体A响应及组合体A与运载火箭连接力是否过大，对于二阶弯曲模态引起组合体A响应及组合体A与运载火箭连接力过大等情况，应改进组合体A设计，避免组合体A动态响应过大；对于改进设计的情况，应对改进后的组合体A进行联合仿真分析与组合体B耦合分析；
第三步：计算卫星各个轴向一阶频率和组合体A各轴向二阶弯曲频率的半功率带宽；
卫星各个轴向一阶频率和组合体A各轴向二阶弯曲频率的半功率带宽的计算方法相同，以其中一个轴为例，计算方法如下：
步骤1、通过星箭(组合体A与运载火箭)耦合分析获取时域振动响应数据；
步骤2、采用改进的递归数字滤波算法对时域振动响应数据进行冲击响应谱变换，获取振动响应与频率的关系曲线(如图2所示)；
步骤3、假设该轴向峰值响应频率为f，根据振动响应与频率的关系曲线，可知该峰值响应频率对应的振动响应为P；
步骤4、为了得到半功率带宽，将振动响应降低到其峰值响应频率下的振动响应P的
倍，此时对应的振动响应值为P1；
步骤5、根据振动响应与频率的关系曲线，可知步骤4中振动响应P1对应的响应频率分为f1和f2；
步骤6、结合振动响应与频率的关系曲线，并根据步骤5可得，峰值响应频率对应的半功率带宽为Δf＝f2-f1；
第四步：根据第三步中的半功率带宽，制定卫星大型组件刚度控制指标；
步骤1、假设卫星某个轴向一阶频率(即刚度)为X，对应的半功率带宽为Δfx，为保证卫星大型组件与整星刚度解耦，则要求卫星大型组件刚度应大于(X+Δfx)Hz；
步骤2、假设组合体A在该轴向的二阶刚度为Y，对应的半功率带宽为Δfy，为保证卫星大型组件与组合体A二阶弯曲刚度解耦，则要求卫星大型组件刚度应大于(Y+Δfy)Hz或者小于(Y-Δfy)Hz；
步骤3、假设卫星大型组件在该轴向的一阶频率为Z，为保证卫星大型组件与整星刚度及组合体A二阶弯曲刚度解耦，避免主动段飞行中卫星大型组件的动力响应参数过大，而对卫星大型组件产生不利影响，要求卫星大型组件刚度需满足以下刚度指标其中之一：
(1)大于(X+Δfx)Hz，且小于(Y-Δfy)Hz；
(2)大于(Y+Δfy)Hz；
以上两个刚度指标的选择需综合考虑卫星大型组件的结构特点、质量特性、刚度设计难度等因素，当约束条件较少时，采用第(2)种，否则采用第(1)种；
第五步：根据第四步制定的卫星大型组件刚度控制指标对卫星大型组件刚度进行设计；
第六步：根据第五步设计的卫星大型组件刚度，进行刚度指标复核计算；
步骤1、建立卫星大型组件刚度分析模型，获取卫星大型组件的刚度参数；
步骤2、开展卫星大型组件与整星仿真分析，验证卫星大型组件与整星的刚度匹配性，对于刚度不满足要求而存在动力耦合现象，应改进卫星大型组件刚度设计；同时，开展组合体A联合仿真分析，验证组合体A的刚度匹配性；
步骤3、完成组合体A联合仿真分析后，开展组合体A与运载火箭的耦合分析，验证卫星大型组件、卫星、组合体A在发射过程中的刚度兼容性。
进一步地，在第二步中，对于初始设计阶段以及方案阶段的卫星，通过开展组合体A模态试验，用于识别组合体A的刚度参数。
进一步地，在第五步中，对于初始设计阶段以及方案阶段的卫星，通过组合体A联合开展模态试验、振动试验，能够验证卫星大型组件与组合体A的刚度匹配性。
综上所述，以上仅为本发明的较佳实施例而已，并非用于限定本发明的保护范围。凡在本发明的精神和原则之内，所作的任何修改、等同替换、改进等，均应包含在本发明的保护范围之内。
Claims (9)
1.多星发射中基于半功率带宽的卫星大型组件刚度控制方法，其特征在于，包括以下步骤：
第一步：根据卫星各个轴向一阶刚度指标要求，获取卫星各个轴向一阶刚度参数，并建立卫星的刚度分析模型；
第二步：结合第一步中建立的刚度分析模型，获取组合体A的刚度参数及动力学响应参数；其中，卫星与多星分配器形成组合体A；
第三步：计算卫星各个轴向一阶频率和组合体A各轴向二阶弯曲频率的半功率带宽；
第四步：根据第三步中的半功率带宽，制定卫星大型组件刚度控制指标；
第五步：根据第四步制定的卫星大型组件刚度控制指标对卫星大型组件刚度进行设计；
第六步：根据第五步设计的卫星大型组件刚度，进行刚度指标复核计算，满足设定要求则结束，否则返回第五步。
2.如权利要求1所述的多星发射中基于半功率带宽的卫星大型组件刚度控制方法，其特征在于，所述第二步中，通过联合运载火箭开展组合体A的模态分析和频率响应分析，获取组合体A的刚度参数及动力学响应参数。
3.如权利要求1所述的多星发射中基于半功率带宽的卫星大型组件刚度控制方法，其特征在于，根据第二步中获取的组合体A的刚度参数及动力学响应参数，能够识别组合体A的二阶弯曲模态参数。
4.如权利要求1所述的多星发射中基于半功率带宽的卫星大型组件刚度控制方法，其特征在于，所述第二步还包括：结合组合体A的刚度分析模型，开展组合体B的初步耦合分析，获取组合体A的二阶弯曲模态处动力学响应参数，以判定二阶弯曲模态引起组合体A响应及组合体A与运载火箭连接力是否过大；其中，组合体A与运载火箭形成组合体B。
5.如权利要求4所述的多星发射中基于半功率带宽的卫星大型组件刚度控制方法，其特征在于，所述第三步中，半功率带宽计算方法如下：
步骤1、通过组合体A与运载火箭耦合分析获取时域振动响应数据；
步骤2、采用改进的递归数字滤波算法对时域振动响应数据进行冲击响应谱变换，获取振动响应与频率的关系；
步骤3、假设某个轴向峰值响应频率为f，根据振动响应与频率的关系，可知该峰值响应频率对应的振动响应为P；
步骤4、为了得到半功率带宽，将振动响应降低到其峰值响应频率下的振动响应P的
倍，此时对应的振动响应值为P1；
步骤5、根据振动响应与频率的关系，可知步骤4中振动响应P1对应的响应频率分为f1和f2；
步骤6、结合振动响应与频率的关系，并根据步骤5可得，峰值响应频率对应的半功率带宽为Δf＝f2-f1。
6.如权利要求5所述的多星发射中基于半功率带宽的卫星大型组件刚度控制方法，其特征在于，所述第四步中，制定卫星大型组件刚度控制指标具体包括如下步骤：
步骤1、假设卫星某个轴向一阶频率为X，对应的半功率带宽为Δfx，为使卫星大型组件与整星刚度解耦，则要求卫星大型组件刚度大于(X+Δfx)Hz；
步骤2、假设组合体A在该轴向的二阶刚度为Y，对应的半功率带宽为Δfy，为使卫星大型组件与组合体A二阶弯曲刚度解耦，则要求卫星大型组件刚度应大于(Y+Δfy)Hz或者小于(Y-Δfy)Hz；
步骤3、假设卫星大型组件在该轴向的一阶频率为Z，为使卫星大型组件与整星刚度及组合体A二阶弯曲刚度解耦，则要求卫星大型组件刚度需满足以下刚度指标其中之一：
(1)大于(X+Δfx)Hz，且小于(Y-Δfy)Hz；
(2)大于(Y+Δfy)Hz。
7.如权利要求6所述的多星发射中基于半功率带宽的卫星大型组件刚度控制方法，其特征在于，所述第六步中，刚度指标复核计算包括如下步骤：
步骤1、建立卫星大型组件刚度分析模型，获取卫星大型组件的刚度参数；
步骤2、开展卫星大型组件与整星仿真分析，验证卫星大型组件与整星的刚度匹配性，对于刚度不满足要求而存在动力耦合现象，返回第五步，对卫星大型组件刚度进行改进设计；同时，开展组合体A联合仿真分析，验证组合体A的刚度匹配性；
步骤3、完成组合体A联合仿真分析后，开展组合体A与运载火箭的耦合分析，验证卫星大型组件、卫星、组合体A在发射过程中的刚度兼容性。
8.如权利要求7所述的多星发射中基于半功率带宽的卫星大型组件刚度控制方法，其特征在于，所述步骤2中，对于初始设计阶段以及方案阶段的卫星，通过组合体A联合开展模态试验、振动试验，能够验证卫星大型组件与组合体A的刚度匹配性。
9.如权利要求1所述的多星发射中基于半功率带宽的卫星大型组件刚度控制方法，其特征在于，所述第二步中，对于初始设计阶段以及方案阶段的卫星，通过开展组合体A模态试验，以识别组合体A的刚度参数。
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