CN112525453A - 一种阻尼式单机支架的结构参数设计方法 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种阻尼式单机支架的结构参数设计方法，具体步骤包括：S01、获取并积累运载火箭飞行过程中的激励源及特征频率ωi；S02、建立单机支架有限元模型；S03、开展动力学频率响应分析；S04、将获取的振动响应特性与单机振动试验条件进行对比；S05、若单机振动响应超出其振动试验条件，或对于100Hz内的激励源频率，处于激励源频率3‑5Hz范围内；对于大于100Hz的激励源频率，落入激励源频率的5％范围内，则将支架材料更改为结构/阻尼一体化材料，返回步骤S02，重新进行迭代分析。本发明解决重要单机随火箭发射过程中共振区响应过大问题，达到了抑制动态响应幅值的目的。

Description

一种阻尼式单机支架的结构参数设计方法
技术领域
本发明涉及一种阻尼式单机支架的结构参数设计方法，属于飞行器力学环境精细化分析及优化技术领域。
背景技术
空间飞行器在随运载火箭发射过程中会经历恶劣的振动环境，引起结构的多共振峰响应，可导致电子器件失效、仪器仪表失灵、机械零部件寿命缩短等，严重时甚至造成失效，引发灾难性后果。因此确保其对飞行力学环境的适应性是飞行器设计流程的重要部分，有必要针对关键单机进行减振设计，保证其随箭发射过程中的安全性。
航天器减振技术主要分为被动航天器减振技术、主动航天器减振技术、主被动一体化航天器减振技术。被动减振技术具有不需要外界能源，结构简单且可靠性高的优势；主动减振技术需要外加能源并且通过稳定的控制算法来实现振动抑制，外加能源及控制使得主动减振装置体积重大且价格昂贵；主被动一体化减振技术是航天振动控制技术领域的研究热点，其性能兼顾了主动、被动的优点，但是可靠性低，设计技术复杂，对于安装空间较小的单机其适用性尤其低。
发明内容
本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种阻尼式单机支架的结构参数设计方法，通过错频设计，有助于降低关键单机在火箭飞行激励、局部频率耦合下产生较大低频振动环境的风险，改善其对发射力学环境的适应性。
本发明解决技术的方案是：
一种阻尼式单机支架的结构参数设计方法，具体步骤如下：
S01：通过对飞行遥测数据响应峰值及载荷耦合分析结果的识别，实现对激励函数的修正，获取并积累运载火箭飞行过程中的激励源及特征频率ωi；
S02:建立单机支架有限元模型，单机支架为三块薄壁金属结构首尾相接组成截面为三角形的结构，将单机支架的一个面与上面级舱段通过螺栓减振组件连接，将单机连接在支架另一个面上；
S03:针对S02建立的有限元模型，开展动力学频率响应分析；
S04:将S03获取的振动响应特性与单机振动试验条件进行对比，若单机振动响应未超出其振动试验条件，且对于100Hz内的激励源频率，则需要避开激励源频率3-5Hz；对于大于100Hz的激励源频率，需要避开激励源频率的5％，则流程结束；否则，进入下一步骤；
S05：通过S04对比，若单机振动响应超出其振动试验条件，或对于100Hz内的激励源频率，处于激励源频率3-5Hz范围内；对于大于100Hz的激励源频率，落入激励源频率的5％范围内，则将支架材料更改为结构/阻尼一体化材料，返回步骤S02，重新进行迭代分析。
进一步的，S01中，飞行遥测响应为δ(ω)，则在激励峰值ωi处满足：
Figure BDA0002807907390000021
进一步的，设S02中单机、支架、上面级舱段组成全系统的刚度矩阵、质量矩阵分别为[K]、[M]，在外激励{P}作用下，通过公式A计算系统的振动响应特性，由此获得单机安装位置的振动响应特性：
[-ω2[φ]T[M][φ]+iω[φ]T[C][φ]+[φ]T[K][φ]]{ξ(ω)}＝[φ]T{P(ω)}——(A)
其中：
{ξ(ω)}为系统响应；
ω为圆频率；
[φ]为系统的模态振型矩阵，[C]为阻尼矩阵，[φ]T[P]为模态力向量。
进一步的，对应每阶模态的响应由公式B确定：
Figure BDA0002807907390000022
进一步的，S05中，结构/阻尼一体化材料的阻尼系数不低于0.1。
本发明与现有技术相比的有益效果是：
(1)本发明典型单机采取减振措施前后，频响计算显示放大倍数由75倍降低至18倍，效果显著，同时，峰值频率由199.65Hz降低至70.14Hz；
(2)本发明螺栓减振装置与结构/阻尼一体化支架组合使用，解决重要单机随火箭发射过程中共振区响应过大问题，达到了抑制动态响应幅值的目的；
(3)本发明通过单机支架结构参数优化，实现与飞行激励源频率错频设计，进一步改善对发射力学环境的适应性；
(4)此方法在商业通信小卫星上进行了可行性验证，有利于商业发射领域的长期发展，可推广至太阳翼保护、整星隔振等领域。
附图说明
图1为本发明单机响应特性与振动试验条件对比；
图2为本发明某节点减振前后频响特性对比图；
图3为本发明单机/支架/舱段示意图，其中1-上面级舱段，2-单机支架/舱段对接面，3-单机支架，4-单机/单机支架对接面，5-单机。
具体实施方式
下面结合实施例对本发明作进一步阐述。
一种阻尼式单机支架的结构参数设计方法，具体步骤如下：
S01：通过对飞行遥测数据响应峰值及载荷耦合分析结果的识别，实现对激励函数的修正，获取并积累运载火箭飞行过程中的激励源及特征频率ωi；
S02:建立单机支架有限元模型，如图3所示，单机支架为三块薄壁金属结构首尾相接组成截面为三角形的结构，将单机支架的一个面与上面级舱段通过螺栓减振组件连接，将单机连接在支架另一个面上；
S03:针对S02建立的有限元模型，开展动力学频率响应分析；
S04:将S03获取的振动响应特性与单机振动试验条件进行对比，见图1，若单机振动响应未超出其振动试验条件，且对于100Hz内的激励源频率，则需要避开激励源频率3-5Hz；对于大于100Hz的激励源频率，需要避开激励源频率的5％，则流程结束；否则，进入下一步骤；
S05：通过S04对比，若单机振动响应超出其振动试验条件，或对于100Hz内的激励源频率，处于激励源频率3-5Hz范围内；对于大于100Hz的激励源频率，落入激励源频率的5％范围内，则将支架材料更改为结构/阻尼一体化材料，使其阻尼系数不低于0.1，返回步骤S02，重新进行迭代分析。
S01中，飞行遥测响应为δ(ω)，则在激励峰值ωi处满足：
Figure BDA0002807907390000041
如图2所示，设S02中单机、支架、上面级舱段组成全系统的刚度矩阵、质量矩阵分别为[K]、[M]，在外激励{P}作用下，通过公式A计算系统的振动响应特性，由此获得单机安装位置的振动响应特性：
[-ω2[φ]T[M][φ]+iω[φ]T[C][φ]+[φ]T[K][φ]]{ξ(ω)}＝[φ]T{P(ω)}——(A)
其中：
{ξ(ω)}为系统响应；
ω为圆频率；
[φ]为系统的模态振型矩阵，[C]为阻尼矩阵，[φ]T[P]为模态力向量。
对应每阶模态的响应由公式B确定：
Figure BDA0002807907390000042
典型单机采取减振措施前后，频响计算显示放大倍数由75倍降低至18倍，效果显著，同时，峰值频率由199.65Hz降低至70.14Hz。
本发明螺栓减振装置与结构/阻尼一体化支架组合使用，解决重要单机随火箭发射过程中共振区响应过大问题，达到了抑制动态响应幅值的目的；
本发明通过单机支架结构参数优化，实现与飞行激励源频率错频设计，进一步改善对发射力学环境的适应性；
此方法在商业通信小卫星上进行了可行性验证，有利于商业发射领域的长期发展，可推广至太阳翼保护、整星隔振等领域。
本发明虽然已以较佳实施例公开如上，但其并不是用来限定本发明，任何本领域技术人员在不脱离本发明的精神和范围内，都可以利用上述揭示的方法和技术内容对本发明技术方案做出可能的变动和修改，因此，凡是未脱离本发明技术方案的内容，依据本发明的技术实质对以上实施例所作的任何简单修改、等同变化及修饰，均属于本发明技术方案的保护范围。

Claims (5)

1.一种阻尼式单机支架的结构参数设计方法，其特征在于，具体步骤如下：
S01：通过对飞行遥测数据响应峰值及载荷耦合分析结果的识别，实现对激励函数的修正，获取并积累运载火箭飞行过程中的激励源及特征频率ωi；
S02:建立单机支架有限元模型，单机支架为三块薄壁金属结构首尾相接组成截面为三角形的结构，将单机支架的一个面与上面级舱段通过螺栓减振组件连接，将单机连接在支架另一个面上；
S03:针对S02建立的有限元模型，开展动力学频率响应分析；
S04:将S03获取的振动响应特性与单机振动试验条件进行对比，若单机振动响应未超出其振动试验条件，且对于100Hz内的激励源频率，则需要避开激励源频率3-5Hz；对于大于100Hz的激励源频率，需要避开激励源频率的5％，则流程结束；否则，进入下一步骤；
S05：通过S04对比，若单机振动响应超出其振动试验条件，或对于100Hz内的激励源频率，处于激励源频率3-5Hz范围内；对于大于100Hz的激励源频率，落入激励源频率的5％范围内，则将支架材料更改为结构/阻尼一体化材料，返回步骤S02，重新进行迭代分析。
2.根据权利要求1所述的一种阻尼式单机支架的结构参数设计方法，其特征在于，S01中，飞行遥测响应为δ(ω)，则在激励峰值ωi处满足：
Figure FDA0002807907380000011
3.根据权利要求1所述的一种阻尼式单机支架的结构参数设计方法，其特征在于，设S02中单机、支架、上面级舱段组成全系统的刚度矩阵、质量矩阵分别为[K]、[M]，在外激励{P}作用下，通过公式A计算系统的振动响应特性，由此获得单机安装位置的振动响应特性：
[-ω2[φ]T[M][φ]+iω[φ]T[C][φ]+[φ]T[K][φ]]{ξ(ω)}＝[φ]T{P(ω)}——(A)
其中：
{ξ(ω)}为系统响应；
ω为圆频率；
[φ]为系统的模态振型矩阵，[C]为阻尼矩阵，[φ]T[P]为模态力向量。
4.根据权利要求3所述的一种阻尼式单机支架的结构参数设计方法，其特征在于，对应每阶模态的响应由公式B确定：
Figure FDA0002807907380000021
5.根据权利要求1所述的一种阻尼式单机支架的结构参数设计方法，其特征在于，S05中，结构/阻尼一体化材料的阻尼系数不低于0.1。
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