CN112329274B - 火箭模态参数的确定方法、装置、设备及存储介质 - Google Patents

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Abstract

本申请提供了一种火箭模态参数的确定方法、装置、设备及存储介质。火箭模态参数的确定方法包括：当火箭的全箭模态模型在激励脉冲信号的作用下发生振动时，获取至少一阶弯曲模态的模态振型；将每阶弯曲模态的模态振型转换为俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型，并确定俯仰平面的弯曲模态质量和偏航平面的弯曲模态质量；全箭模态模型是火箭整体结构系统的计算机仿真模型。本申请可适用于火箭非严格轴对称的情形，符合控制系统按照俯仰方向和偏航方向单独进行设计的思路，有利于控制系统的设计和使用，进而有利火箭的研制和设计，同时可简化模态试验。

Description

火箭模态参数的确定方法、装置、设备及存储介质
技术领域
本申请涉及飞行器技术领域，具体而言，本申请涉及一种火箭模态参数的确定方法、装置、设备及存储介质。
背景技术
运载火箭的模态参数（包括模态振型、模态质量、模态频率等参数）是火箭控制系统设计的输入条件，对火箭飞行的伺服弹性稳定性至关重要。
在基于火箭模型确定模态参数时，由于火箭的质量和刚度分布不是严格的轴对称，因此计算所得同一阶的两个弯曲模态振型不会完全沿俯仰方向和偏航方向，多数模态振型存在于与俯仰方向、偏航方向呈任意夹角的平面内，这与控制系统按照俯仰方向和偏航方向单独进行设计的思路矛盾，因此不便于控制系统的设计和使用。
发明内容
本申请针对现有方式的缺点，提出一种火箭模态参数的确定方法、装置、设备及存储介质，用以解决现有的模态参数计算方式所得的同一阶弯曲模态振型与控制系统的设计思路矛盾的技术问题。
第一方面，本申请实施例提供了一种火箭模态参数的确定方法，包括：
当火箭的全箭模态模型在激励脉冲信号的作用下发生振动时，获取至少一阶弯曲模态的模态振型；全箭模态模型是火箭整体结构系统的计算机仿真模型；
将每阶弯曲模态的模态振型转换为俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型，并确定俯仰平面的弯曲模态质量和偏航平面的弯曲模态质量。
第二方面，本申请实施例提供了一种火箭模态参数的确定装置，包括：
数据获取模块，用于当火箭的全箭模态模型在激励脉冲信号的作用下发生振动时，获取至少一阶弯曲模态的模态振型；全箭模态模型是火箭整体结构系统的计算机仿真模型；
参数确定模块，用于将每阶弯曲模态的模态振型转换为俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型，并确定俯仰平面的弯曲模态质量和偏航平面的弯曲模态质量。
第三方面，本申请实施例提供了一种火箭模态参数的确定设备，包括：
存储器；
处理器，与存储器电连接；
存储器存储有计算机程序，计算机程序由处理器执行以实现本申请实施例第一方面提供的火箭模态参数的确定方法。
第四方面，本申请实施例提供了一种计算机可读存储介质，存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现本申请实施例第一方面提供的火箭模态参数的确定方法。
本申请实施例提供的技术方案，至少具有如下有益效果：
1）本申请实施例可将任意平面的模态振型转换为俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型，并确定俯仰平面的弯曲模态质量和偏航平面的弯曲模态质量，从而得到火箭的模态参数（包括模态振型向量和弯曲模态质量），该方式适用于火箭非严格轴对称的情形，符合控制系统按照俯仰方向和偏航方向单独进行设计的思路，有利于控制系统的设计和使用，进而有利火箭的研制和设计，以满足火箭等运载器的发射和飞行需求，以及飞行器宇宙航行的需求。
2）本申请实施例基于计算机仿真的全箭模态模型来获取任意平面的模态振型，进而对该平面的模态振型进行转换，相较于现有的基于实体模型进行模态试验的方式，降低了模态试验的复杂度，可提升模态试验的效率。
本申请附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，这些将从下面的描述中变得明显，或通过本申请的实践了解到。
附图说明
本申请上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：
图1为本申请实施例提供的一种火箭模态参数的确定方法的流程示意图；
图2为本申请实施例中非线性动力模型的结构示意图；
图3为本申请实施例提供的一种火箭模态参数的确定装置的结构框架示意图；
图4为本申请实施例提供的另一种火箭模态参数的确定装置的结构框架示意图；
图5为本申请实施例提供的一种火箭模态参数的确定设备的结构框架示意图。
具体实施方式
下面详细描述本申请，本申请的实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的部件或具有相同或类似功能的部件。此外，如果已知技术的详细描述对于示出的本申请的特征是不必要的，则将其省略。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本申请，而不能解释为对本申请的限制。
本技术领域技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语），具有与本申请所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语，应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样被特定定义，否则不会用理想化或过于正式的含义来解释。
本技术领域技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本申请的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，它可以直接连接或耦接到其他元件，或者也可以存在中间元件。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的全部或任一单元和全部组合。
首先对本申请涉及的几个名词进行介绍和解释：
1）模态：结构系统的固有振动特性。线性系统的自由振动被解耦合为N个正交的单自由度振动系统，对应系统的N个模态，每一个模态具有特定的固有频率、阻尼比和模态振型。模态包括多种类型，本申请实施例基于其中的一种模态（即弯曲模态）确定火箭的模态参数。
2）模态振型（也称模态向量、模态振型向量、模态位移向量）：通俗地讲，模态振型是每阶模态振动的形态。从数学上讲，模态振型是模态空间的“基”向量；在线性代数中，基向量是描述、刻画向量空间的基本工具。向量空间中任意一个元素，都可以唯一地表示成基向量的线性组合。在模态空间，这个基向量的个数就是模态的阶数。
3）模态频率：即一般说的固有频率。通常在结构设计中，需要将固有频率避开主要激励频率，以防引起共振。模态频率是模态中最重要的一个参数，也是动力学设计的基础。
4）模态质量：指在该模态下系统的质量。模态质量能反映出模态的指标好坏。
5）刚度：指材料或结构在受力时抵抗弹性变形的能力。
6）俯仰方向、偏航方向：以火箭顶点为原点O建立坐标系，火箭对称轴方向为X向，与X向的垂直的方向为Y向（作为俯仰方向），与X向和Y向均垂直的方向为Z向（作为偏航方向或称侧向），XOY面为俯仰平面，XOZ面为偏航平面或称侧向平面。
本申请的发明人进行研究发现，整箭的模态参数预示方法通常将火箭等效为简化模型（集中质量梁模型或壳模型），然后根据模态试验结果修正简化模型的动力学参数，最终获得其它不同质量状态下火箭的模态参数。
该模态参数预示方法存在以下不足：1）通过简化模型计算得到的模态参数与实际值偏差较大，无法满足设计需要，必须增加模态试验加以修正，提高了火箭研制成本；2）简化模型先天缺乏完整的动力学参数，可修正变量极少，修正结果仅仅是数学上的近似，不符合物理实际，导致修正后的模型仅仅在某种状态下等价于模态试验结果，当火箭状态改变后（如结构改变或质量改变）难以精确预示模态参数。
此外，由于整箭模型不是严格的轴对称结构（指整箭模型的结构和质量均为轴对称的情形），所以计算得到的各阶弯曲模态振型不完全沿俯仰方向和偏航方向两个方向，多数模态振型存在于与俯仰方向和偏航方向呈任意夹角的平面（任意过火箭中轴线即X轴的平面）内，这与控制系统按照俯仰和偏航方向单独进行设计的思路矛盾，不便于控制系统的设计和使用。
本申请提供的火箭模态参数的确定方法、装置、设备及存储介质，旨在解决现有技术的如上技术问题。
下面以具体的实施例对本申请的技术方案以及本申请的技术方案如何解决上述技术问题进行详细说明。
本申请实施例提供了一种火箭模态参数的确定方法，如图1所示，该方法包括：
S110，当火箭的全箭模态模型在激励脉冲信号的作用下发生振动时，获取至少一阶弯曲模态的模态振型。
全箭模态模型是火箭整体结构系统的计算机仿真模型，可基于计算机模拟（或称数值模拟）的技术对真实火箭进行仿真得到。
可选地，全箭模态模型是通过如下方式构建出的：
建立任意两个舱段连接的线性动力模型；调整线性动力模型中两个舱段之间的连接件的刚度值k，在每个刚度值下对线性动力模型进行模态分析，确定线性动力模型的一阶频率值
Figure 476615DEST_PATH_IMAGE001
，直至线性动力模型的一阶频率值
Figure 204138DEST_PATH_IMAGE002
等于目标频率值；根据目标频率值对应的连接件的刚度值k，构建全箭模态模型。
可选地，建立任意两个舱段连接的线性动力模型，包括：
建立任意两个舱段连接的非线性动力模型，非线性动力模型中的两个舱段通过连接件连接且两个舱段的对接面之间非线性接触；去除非线性动力模型中两个舱段之间的非线性接触的因素，将非线性动力模型转换为线性动力模型。
在一个可选的实施方式中，可对真实火箭中任意两个舱段连接的结构进行计算机模拟，得到能够反映该结构特征的非线性动力模型，进而在该非线性动力模型的基础上可进一步进行计算机模拟，去除两个舱段之间的非线性接触的因素，得到线性动力模型。
图2示出了本申请实施例所建立的非线性动力模型的示意图，舱段1和舱段2通过螺栓（作为连接件）连接，该螺栓的刚度值可采用实际螺栓的刚度值；舱段1和舱段2的对接面为非线性接触，两个对接面之间有接触压力。
由于非线性接触的情况无法直接用于模态计算，因此现有的方式中通常将两个舱段直接简化为一个整体，以便用于计算，但这种简化方式必然带来火箭整体刚度的增大和模态振型的偏差。本申请实施例在建立全箭模态模型时，在忽略非线性接触因素的前提下，保留螺栓连接的特征，认为舱段之间仅靠螺栓连接，从而将非线性模型转换为线性模型，基于转换后的线性模型可得到螺栓的刚度值k。
在上述模型中，螺栓的刚度决定了舱段部分的刚度，可直接影响全箭模态模型的模态频率和模态振型，基于螺栓的刚度值k构建的全箭模态模型其整体刚度和模态振型更加精确。
在一个可选的实施方式中，在连接件的基础上，本申请实施例建立的全箭模态模型还包括：所有主承力结构件（舱体蒙皮、舱体环框、舱体加强筋、发动机壳体、发动机封头、局部结构支架等）和大质量件（发动机药柱、发动机喷管、贮箱、气瓶、惯组、计算机、卫星等），从而可使全箭模态模型更加精细化。
可选地，目标频率值是通过如下方式确定出的：
对非线性动力模型施加激励脉冲信号，获取非线性动力模型的加速度响应信号；根据加速度响应信号，确定非线性动力模型的一阶频率值，作为目标频率值。
在一个示例中，参照图2所示的非线性动力模型，在非线性动力模型的底部施加激励脉冲信号，获取两个舱段和螺栓的整个连接结构的加速度响应信号，对该加速度响应信号进行傅里叶分析，可获得整个连接结构的一阶频率值
Figure 205592DEST_PATH_IMAGE003
（即为该非线性动力模型的一阶频率值），作为目标频率值。
本申请实施例基于非线性动力模型的一阶频率值可得到线性模型的螺栓的刚度值，也是全箭模态模型所需要的螺栓的刚度值，进而可构建出较为精确的全箭模态模型。
S120，将每阶弯曲模态的模态振型转换为俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型，并确定俯仰平面的弯曲模态质量和偏航平面的弯曲模态质量。
可选地，上述步骤S120中，将每阶弯曲模态的模态振型转换为俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型的具体方法，包括：
对于每阶弯曲模态，针对俯仰平面对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化，得到针对俯仰平面的第一线性组合系数，根据第一线性组合系数对该阶弯曲模态的各模态振型进行线性组合，得到俯仰平面的模态振型；
对于每阶弯曲模态，针对偏航平面对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化，得到针对偏航平面的第二线性组合系数，根据第二线性组合系数对该阶弯曲模态的各模态振型进行线性组合，得到偏航平面的模态振型。
可选地，针对俯仰平面对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化，包括：确定俯仰平面的归一化模态振型；根据正交函数和俯仰平面的归一化模态振型对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化。
可选地，针对偏航平面对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化，包括：确定偏航平面的归一化模态振型；根据正交函数和偏航平面的归一化模态振型对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化。
可选地，在步骤S120中，确定俯仰平面的弯曲模态质量和偏航平面的弯曲模态质量，包括：
根据第一线性组合系数确定俯仰平面的弯曲模态质量；根据第二线性组合系数确定偏航平面的弯曲模态质量。
下面以一个具体示例对本申请实施例步骤S120中模态参数正交化的技术内容及其原理进行如下介绍：
假设火箭整体结构系统的质量矩阵为M（该结构系统中各个单元的质量集合）、刚度矩阵为K（该结构系统中各个单元的刚度集合），同一阶弯曲模态中具有相同模态频率
Figure 201230DEST_PATH_IMAGE004
的两个模态振型分别为
Figure 604529DEST_PATH_IMAGE005
和
Figure 4418DEST_PATH_IMAGE006
，则通过模态参数的定义可得到如下关系式：
Figure 555485DEST_PATH_IMAGE007
，表达式（1）
由表达式（1）中的两个关系式可得：
Figure 26917DEST_PATH_IMAGE008
，表达式（2）
表达式（2）中的
Figure 222406DEST_PATH_IMAGE009
和
Figure 183409DEST_PATH_IMAGE010
为任意实数。
由表达式（2）可知，
Figure 159455DEST_PATH_IMAGE011
也是上述结构系统的模态振型，即具有相同模态频率的模态振型的线性组合也是结构系统的模态振型，后续将基于该结论进行任意平面模态振型至俯仰平面和偏航平面的模态振型的转换。
假设火箭整体结构系统具有n个自由度（n为正整数），上述模态振型
Figure 106683DEST_PATH_IMAGE012
和
Figure 484574DEST_PATH_IMAGE013
可表示为：
Figure 616479DEST_PATH_IMAGE014
，表达式（3）
在表达式（3）中，
Figure 256319DEST_PATH_IMAGE015
表示弯曲模态i下火箭第p个点（p为[1,n]范围内的整数，对应第p个自由度）在Y方向上的位移量，
Figure 69555DEST_PATH_IMAGE016
表示弯曲模态i下火箭第p个点在Z方向上的位移量，
Figure 364270DEST_PATH_IMAGE017
示弯曲模态j下火箭第p个点在Y方向上的位移量，
Figure 870337DEST_PATH_IMAGE018
表示弯曲模态j下火箭第p个点在Z方向上的位移量。
由于模态振型
Figure 227500DEST_PATH_IMAGE019
和
Figure 906744DEST_PATH_IMAGE020
分别存在于某个平面内，因此有如下关系：
Figure 993648DEST_PATH_IMAGE021
，表达式（4）
Figure 608300DEST_PATH_IMAGE022
，表达式（5）
由于相同模态频率的两个模态振型
Figure 780656DEST_PATH_IMAGE023
和
Figure 998010DEST_PATH_IMAGE024
在在形状上是相似的，因此有如下关系：
Figure 877105DEST_PATH_IMAGE025
，表达式（6）
Figure 724975DEST_PATH_IMAGE026
，表达式（7）
综合表达式（4）-（7），可得：
Figure 181364DEST_PATH_IMAGE027
表达式（8）
本申请实施例在确定俯仰平面的归一化模态振型和偏航平面的归一化模态振型时，假设俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型表示为：
Figure 310732DEST_PATH_IMAGE028
，表达式（9）
在表达式（9）中，
Figure 168966DEST_PATH_IMAGE029
表示俯仰平面下全箭模态模型第p个点（p为[1,n]范围内的整数，对应第p个自由度）在Y方向上的位移量，
Figure 187738DEST_PATH_IMAGE030
表示俯仰平面下全箭模态模型第p个点在Z方向上的位移量；
Figure 272369DEST_PATH_IMAGE031
表示偏航平面下全箭模态模型第p个点在Y方向上的位移量，
Figure 831526DEST_PATH_IMAGE032
表示偏航平面下全箭模态模型第p个点在Z方向上的位移量。
将全箭模态模型的顶点（假设为表达式（9）中
Figure 950792DEST_PATH_IMAGE033
的第一个点）在Y方向的位移量为1、Z方向的位移量为0，即
Figure 874885DEST_PATH_IMAGE034
，可得到俯仰平面的归一化模态振型；将全箭模态模型的顶点（假设为表达式（9）中
Figure 446812DEST_PATH_IMAGE035
的第一个点）在Z方向的位移量为1、Y方向的位移量为0，即
Figure 747344DEST_PATH_IMAGE036
，可得到偏航平面的归一化模态振型；两个归一化模态振型分别表示如下：
Figure 281968DEST_PATH_IMAGE037
，表达式（10）
结合表达式（10）和表达式（11）的正交函数，可得到表达式（12）和表达式（13）的关系式：
Figure 376963DEST_PATH_IMAGE038
，表达式（11）
Figure 436186DEST_PATH_IMAGE039
表达式（12）
Figure 743670DEST_PATH_IMAGE040
表达式（13）
在表达式（11）中，
Figure 368687DEST_PATH_IMAGE041
和
Figure 696900DEST_PATH_IMAGE042
为任一平面的线性组合系数；在表达式（12）中，
Figure 977840DEST_PATH_IMAGE043
和
Figure 885753DEST_PATH_IMAGE044
为俯仰平面的第一线性组合系数，由于
Figure 693172DEST_PATH_IMAGE045
，结合前面的表达式（8）可得
Figure 395548DEST_PATH_IMAGE046
至
Figure 396740DEST_PATH_IMAGE047
均为0。在表达式（13）中，
Figure 905082DEST_PATH_IMAGE048
和
Figure 504691DEST_PATH_IMAGE049
为偏航平面的第二线性组合系数，由于
Figure 315652DEST_PATH_IMAGE050
，结合前面的表达式（8）可得
Figure 430238DEST_PATH_IMAGE051
至
Figure 414375DEST_PATH_IMAGE052
均为0。
根据表达式（12）和表达式（13）可得：
Figure 71752DEST_PATH_IMAGE053
，表达式（14）
由于
Figure 912669DEST_PATH_IMAGE054
已知，根据表达式（14）可确定出俯仰平面的第一线性组合系数
Figure 655497DEST_PATH_IMAGE055
和
Figure 897121DEST_PATH_IMAGE056
、以及偏航平面的第二线性组合系数
Figure 471322DEST_PATH_IMAGE057
和
Figure 483140DEST_PATH_IMAGE058
。
模态振型变化后，模态质量随之变化，假设
Figure 447685DEST_PATH_IMAGE059
和
Figure 835941DEST_PATH_IMAGE060
是按照质量矩阵归一化的，即
Figure 264649DEST_PATH_IMAGE061
，其中I为单位矩阵，则根据模态质量的定义式，变换后的俯仰平面的弯曲模态质量为：
Figure 368740DEST_PATH_IMAGE062
表达式（15）
基于同样的原理，可得到变换后的偏航平面的弯曲模态质量为：
Figure 148477DEST_PATH_IMAGE063
，表达式（16）
应用本申请实施例提供的火箭模态参数的确定方法，至少可以实现如下有益效果：
1）本申请实施例可将任意平面的模态振型转换为俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型，并确定俯仰平面的弯曲模态质量和偏航平面的弯曲模态质量，从而得到火箭的模态参数（包括模态振型向量和弯曲模态质量），该方式适用于火箭非严格轴对称的情形，符合控制系统按照俯仰方向和偏航方向单独进行设计的思路，有利于控制系统的设计和使用，进而有利火箭的研制和设计，以满足火箭等运载器的发射和飞行需求，以及飞行器宇宙航行的需求。
2）本申请实施例基于计算机仿真的全箭模态模型来获取任意平面的模态振型，进而对该平面的模态振型进行转换，相较于现有的基于实体模型进行模态试验的方式，降低了模态试验的复杂度，可提升模态试验的效率。
3）相对于现有技术中将火箭等效为缺失动力学参数的简化模型的方案，本申请实施例考虑舱段之间的连接，基于连接件的刚度值来构建全箭模态模型，所得到的全箭模态模型更加接近实际火箭的连接特性，可应用于不同的火箭状态，在火箭状态发生改变时无需重新构建新的模型，可节约设计成本。
4）基于本申请实施例构建了的全箭模态模型得到的火箭模态参数精确度较高，与实际值的误差较小，例如，基于该全箭模态模型得到的一阶模态频率的计算误差低于1%，二阶模态频率和三阶模态频率的计算误差低于3%，且该全箭模态模型的各阶计算振型与模态试验的振型高度重合，因此本申请实施例提供的全箭模态模型以及基于该全箭模态模型的火箭模态参数的确定方法，可直接替代现有的模态试验得到高精度的模态参数，而无需以模态试验证做为补充和修正，以该高精度的模态参数为指导来设计火箭可大大缩短火箭的研制流程，进一步节约设计成本，为实现宇宙航行更高效地提供更加精确的模态参数。
5）本申请实施例以非线性动力模型的一阶频率值为目标频率值，来调整线性动力模型的连接件刚度值，直至得到能够产生目标频率值的连接件刚度值，从而可得到更符合火箭实际连接特性的连接件刚度值，以指导构建精确的全箭模态模型。
基于同一发明构思，本申请实施例提供的一种火箭模态参数的确定装置，如图3所示，该确定装置300包括：数据获取模块301和参数确定模块302。
数据获取模块301用于：当火箭的全箭模态模型在激励脉冲信号的作用下发生振动时，获取同一阶弯曲模态的模态振型；全箭模态模型是火箭整体结构系统的计算机仿真模型。
参数确定模块302用于：将该阶弯曲模态的模态振型转换为俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型，并确定俯仰平面的弯曲模态质量和偏航平面的弯曲模态质量。
可选地，参数确定模块302具体用于：对于每阶弯曲模态，针对俯仰平面对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化，得到针对俯仰平面的第一线性组合系数，根据第一线性组合系数对该阶弯曲模态的各模态振型进行线性组合，得到俯仰平面的模态振型；对于每阶弯曲模态，针对偏航平面对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化，得到针对偏航平面的第二线性组合系数，根据第二线性组合系数对该阶弯曲模态的各模态振型进行线性组合，得到偏航平面的模态振型。
可选地，在某一阶弯曲模态的模态振型进行正交化时，参数确定模块302具体用于：确定俯仰平面的归一化模态振型；根据正交函数和俯仰平面的归一化模态振型对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化；确定偏航平面的归一化模态振型；根据正交函数和偏航平面的归一化模态振型对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化。
可选地，在确定俯仰平面的弯曲模态质量和偏航平面的弯曲模态质量时，参数确定模块302具体用于：根据第一线性组合系数确定俯仰平面的弯曲模态质量；根据第二线性组合系数确定偏航平面的弯曲模态质量。
可选地，如图4所示，本申请实施提供的火箭模态参数的确定装置300，还包括：模型构建模块303。
模型构建模块303，用于建立任意两个舱段连接的线性动力模型；调整线性动力模型中两个舱段之间的连接件的刚度值，在每个刚度值下对线性动力模型进行模态分析，确定线性动力模型的一阶频率值，直至线性动力模型的一阶频率值等于目标频率值；根据目标频率值对应的连接件的刚度值，构建全箭模态模型。
可选地，模型构建模块303具体用于通过如下方式确定出目标频率值：
对非线性动力模型施加激励脉冲信号，获取非线性动力模型的加速度响应信号；根据加速度响应信号，确定非线性动力模型的一阶频率值，作为目标频率值。
可选地，在建立任意两个舱段连接的线性动力模型时，模型构建模块303具体用于：建立任意两个舱段连接的非线性动力模型，所述非线性动力模型中的两个舱段通过连接件连接且两个舱段的对接面之间非线性接触；去除所述非线性动力模型中所述两个舱段之间的非线性接触的因素，将所述非线性动力模型转换为所述线性动力模型。
本实施例的火箭模态参数的确定装置300可执行本申请实施例提供的任一种火箭模态参数的确定方法，其实现原理相类似，本实施例中未详细示出的内容可参照前面所述的方法实施例，此处不再赘述。
基于同一发明构思，本申请实施例提供了一种火箭模态参数的确定设备，该确定设备包括：存储器和处理器，存储器与处理器电连接。
存储器上存储有计算机程序，该计算机程序由处理器执行以实现本申请实施例所提供的任意一种火箭模态参数的确定方法。
本技术领域技术人员可以理解，本申请实施例提供的电子设备可以为所需的目的而专门设计和制造，或者也可以包括通用计算机中的已知设备。这些设备具有存储在其内的计算机程序，这些计算机程序选择性地激活或重构。这样的计算机程序可以被存储在设备（例如，计算机）可读介质中或者存储在适于存储电子指令并分别耦联到总线的任何类型的介质中。
本申请在一个可选实施例中提供了一种火箭模态参数的确定设备，如图5所示，该确定设备500包括：存储器501和处理器502，存储器501和处理器502电连接，如通过总线503连接。
可选的，存储器501用于存储执行本申请方案的应用程序代码，并由处理器502来控制执行。处理器502用于执行存储器501中存储的应用程序代码，以实现本申请实施例提供的任意一种火箭模态参数的确定方法。
存储器501可以是ROM（Read-Only Memory，只读存储器）或可存储静态信息和指令的其他类型的静态存储设备，可以是RAM（Random Access Memory，随机存取存储器）或者可存储信息和指令的其他类型的动态存储设备，也可以是EEPROM（Electrically ErasableProgrammable Read Only Memory，电可擦可编程只读存储器）、CD-ROM（Compact DiscRead-Only Memory，只读光盘）或其他光盘存储、光碟存储（包括压缩光碟、激光碟、光碟、数字通用光碟、蓝光光碟等）、磁盘存储介质或者其他磁存储设备、或者能够用于携带或存储具有指令或数据结构形式的期望的程序代码并能够由计算机存取的任何其他介质，但不限于此。
处理器502可以是CPU（Central Processing Unit，中央处理器）、通用处理器，DSP（Digital Signal Processor，数据信号处理器）、ASIC（Application SpecificIntegrated Circuit，专用集成电路）、FPGA（Field-Programmable Gate Array，现场可编程门阵列）或者其他可编程逻辑器件、晶体管逻辑器件、硬件部件或者其任意组合。其可以实现或执行结合本申请公开内容所描述的各种示例性的逻辑方框，模块和电路。处理器502也可以是实现计算功能的组合，例如包含一个或多个微处理器组合，DSP和微处理器的组合等。
总线503可包括一通路，在上述组件之间传送信息。总线可以是PCI（PeripheralComponent Interconnect，外设部件互连标准）总线或EISA（Extended Industry StandardArchitecture，扩展工业标准结构）总线。总线可以分为地址总线、数据总线、控制总线等。为便于表示，图5中仅用一条粗线表示，但并不表示仅有一根总线或一种类型的总线。
可选地，火箭模态参数的确定设备500还可以包括收发器504。收发器504可用于信号的接收和发送。收发器504可以允许火箭模态参数的确定设备500与其他设备进行无线或有线通信以交换数据。需要说明的是，实际应用中收发器504不限于一个。
可选地，火箭模态参数的确定设备500还可以包括输入单元505。输入单元505可用于接收输入的数字、字符、图像和/或声音信息，或者产生与火箭模态参数的确定设备500的用户设置以及功能控制有关的键信号输入。输入单元505可以包括但不限于触摸屏、物理键盘、功能键（比如音量控制按键、开关按键等）、轨迹球、鼠标、操作杆、拍摄装置、拾音器等中的一种或多种。
可选地，火箭模态参数的确定设备500还可以包括输出单元506。输出单元506可用于输出或展示经过处理器502处理的信息。输出单元506可以包括但不限于显示装置、扬声器、振动装置等中的一种或多种。
虽然图5示出了具有各种装置的火箭模态参数的确定设备500，但是应理解的是，并不要求实施或具备所有示出的装置。可以替代地实施或具备更多或更少的装置。
基于同一的发明构思，本申请实施例提供了一种计算机可读存储介质，该计算机可读存储介质上存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现本申请实施例所提供的任意一种火箭模态参数的确定方法。
该计算机可读介质包括但不限于任何类型的盘（包括软盘、硬盘、光盘、CD-ROM、和磁光盘）、ROM、RAM、EPROM（Erasable Programmable Read-Only Memory，可擦写可编程只读存储器）、EEPROM、闪存、磁性卡片或光线卡片。也就是，可读介质包括由设备（例如，计算机）以能够读的形式存储或传输信息的任何介质。
本申请实施例提供了一种计算机可读存储介质适用于上述任意一种火箭模态参数的确定方法，在此不再赘述。
本技术领域技术人员可以理解，本申请中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案可以被交替、更改、组合或删除。进一步地，具有本申请中已经讨论过的各种操作、方法、流程中的其他步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。进一步地，现有技术中的具有与本申请中公开的各种操作、方法、流程中的步骤、措施、方案也可以被交替、更改、重排、分解、组合或删除。
在本申请的描述中，需要理解的是，术语“第一”、“第二”仅用于描述目的，而不能理解为指示或暗示相对重要性或者隐含指明所指示的技术特征的数量。由此，限定有“第一”、“第二”的特征可以明示或者隐含地包括一个或者更多个该特征。在本申请的描述中，除非另有说明，“多个”的含义是两个或两个以上。
术语“中心”、“上”、“下”、“前”、“后”、“左”、“右”、“竖直”、“水平”、“顶”、“底”、“内”、“外”等指示的方位或位置关系为基于附图所示的方位或位置关系，仅是为了便于描述本申请和简化描述，而不是指示或暗示所指的装置或元件必须具有特定的方位、以特定的方位构造和操作，因此不能理解为对本申请的限制。
在本申请的描述中，需要说明的是，除非另有明确的规定和限定，术语“安装”、“相连”、“连接”应做广义理解，例如，可以是固定连接，也可以是可拆卸连接，或一体地连接；可以是直接相连，也可以通过中间媒介间接相连，可以是两个元件内部的连通。对于本领域的普通技术人员而言，可以具体情况理解上述术语在本申请中的具体含义。
在本说明书的描述中，具体特征、结构、材料或者特点可以在任何的一个或多个实施例或示例中以合适的方式结合。
应该理解的是，虽然附图的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，其可以以其他的顺序执行。而且，附图的流程图中的至少一部分步骤可以包括多个子步骤或者多个阶段，这些子步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，其执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其他步骤或者其他步骤的子步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。
以上所述仅是本申请的部分实施方式，应当指出，对于本技术领域的普通技术人员来说，在不脱离本申请原理的前提下，还可以做出若干改进和润饰，这些改进和润饰也应视为本申请的保护范围。

Claims (9)

1.一种火箭模态参数的确定方法，其特征在于，包括：
当火箭的全箭模态模型在激励脉冲信号的作用下发生振动时，获取至少一阶弯曲模态的模态振型；所述全箭模态模型是火箭整体结构系统的计算机仿真模型；
将每阶弯曲模态的所述模态振型转换为俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型，并确定所述俯仰平面的弯曲模态质量和所述偏航平面的弯曲模态质量；
所述将每阶弯曲模态的模态振型转换为俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型，包括：
对于每阶弯曲模态，针对所述俯仰平面对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化，得到针对所述俯仰平面的第一线性组合系数，根据所述第一线性组合系数对该阶弯曲模态的各模态振型进行线性组合，得到所述俯仰平面的模态振型；
对于每阶弯曲模态，针对所述偏航平面对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化，得到针对所述偏航平面的第二线性组合系数，根据所述第二线性组合系数对该阶弯曲模态的各模态振型进行线性组合，得到所述偏航平面的模态振型。
2.根据权利要求1所述的火箭模态参数的确定方法，其特征在于，所述全箭模态模型是通过如下方式构建出的：
建立任意两个舱段连接的线性动力模型；
调整所述线性动力模型中两个舱段之间的连接件的刚度值，在每个刚度值下对所述线性动力模型进行模态分析，确定所述线性动力模型的一阶频率值，直至所述线性动力模型的一阶频率值等于目标频率值；
根据所述目标频率值对应的所述连接件的刚度值，构建所述全箭模态模型。
3.根据权利要求2所述的火箭模态参数的确定方法，其特征在于，所述建立任意两个舱段连接的线性动力模型，包括：
建立任意两个舱段连接的非线性动力模型，所述非线性动力模型中的两个舱段通过所述连接件连接且两个舱段的对接面之间非线性接触；
去除所述非线性动力模型中所述两个舱段之间的非线性接触的因素，将所述非线性动力模型转换为所述线性动力模型。
4.根据权利要求3所述的火箭模态参数的确定方法，其特征在于，所述目标频率值是通过如下方式确定出的：
对所述非线性动力模型施加所述激励脉冲信号，获取所述非线性动力模型的加速度响应信号；
根据所述加速度响应信号，确定所述非线性动力模型的一阶频率值，作为所述目标频率值。
5.根据权利要求1-3中任一项所述的火箭模态参数的确定方法，其特征在于，所述针对所述俯仰平面对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化，包括：
确定所述俯仰平面的归一化模态振型；
根据正交函数和所述俯仰平面的归一化模态振型对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化；
以及，所述针对所述偏航平面对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化，包括：
确定所述偏航平面的归一化模态振型；
根据正交函数和所述偏航平面的归一化模态振型对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化。
6.根据权利要求1-3中任一项所述的火箭模态参数的确定方法，其特征在于，所述确定所述俯仰平面的弯曲模态质量和所述偏航平面的弯曲模态质量，包括：
根据所述第一线性组合系数确定所述俯仰平面的弯曲模态质量；
根据所述第二线性组合系数确定所述偏航平面的弯曲模态质量。
7.一种火箭模态参数的确定装置，其特征在于，包括：
数据获取模块，用于当火箭的全箭模态模型在激励脉冲信号的作用下发生振动时，获取至少一阶弯曲模态的模态振型；所述全箭模态模型是火箭整体结构系统的计算机仿真模型；
参数确定模块，用于将每阶弯曲模态的所述模态振型转换为俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型，并确定所述俯仰平面的弯曲模态质量和所述偏航平面的弯曲模态质量；具体用于对于每阶弯曲模态，针对所述俯仰平面对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化，得到针对所述俯仰平面的第一线性组合系数，根据所述第一线性组合系数对该阶弯曲模态的各模态振型进行线性组合，得到所述俯仰平面的模态振型；对于每阶弯曲模态，针对所述偏航平面对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化，得到针对所述偏航平面的第二线性组合系数，根据所述第二线性组合系数对该阶弯曲模态的各模态振型进行线性组合，得到所述偏航平面的模态振型。
8.一种火箭模态参数的确定设备，其特征在于，包括：
存储器；
处理器，与所述存储器电连接；
所述存储器存储有计算机程序，所述计算机程序由所述处理器执行以实现如权利要求1-6中任一项所述的火箭模态参数的确定方法。
9.一种计算机可读存储介质，其特征在于，存储有计算机程序，所述计算机程序被处理器执行时实现如权利要求1-6中任一项所述的火箭模态参数的确定方法。
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