[发明专利]基于大串联结构形式的复杂航天器动力学与载荷设计方法

权利要求书

1.一种基于大串联结构形式的复杂航天器动力学与载荷设计方法，其特征在于，包括：

步骤一：依据组成航天器整器的航天器单器初始结构设计及各个单器之间的连接形式，建立航天器整器有限元模型；

步骤二：对步骤一建立的航天器整器有限元模型进行航天器各个单器间及航天器各个单器与航天器整器间的错频设计；

步骤三：对步骤二获得的设计结果进行分析，若航天器单器之间或航天器单器与整器之间的频率未发生耦合，则将步骤一建立的有限元模型用于开展器箭耦合分析，否则需返回步骤一重新开展结构设计；

步骤四：利用步骤二、三获得的满足错频设计要求的航天器整器有限元模型和器箭耦合分析器箭界面响应结果，作为航天器整器动力学分析、预示的输入条件，开展航天器整器的频率响应分析，获得航天器各个分离面的动态总载荷、各个分离面分离螺母的动态单点载荷；

步骤五：利用步骤二、三获得的满足错频设计要求的航天器整器有限元模型和器箭耦合分析结果，作为航天器准静态载荷分析的输入条件，获得航天器各个分离面的准静态总载荷、各个分离面分离螺母的准静态单点载荷；

步骤六：对步骤四、步骤五获得的动态载荷、准静态载荷进行综合分析，获得航天器各个分离面满足动态工况、准静态工况下的载荷设计条件。

2.如权利要求1所述的基于大串联结构形式的复杂航天器动力学与载荷设计方法，其特征在于，所述连接形式包括分离包带和分离螺母。

3.如权利要求1所述的基于大串联结构形式的复杂航天器动力学与载荷设计方法，其特征在于，所述步骤一包括：

依据组成航天器整器的航天器单器初始结构设计及各个单器之间的连接形式，建立航天器整器有限元模型；

使用航天器整器或单器模态试验、振动试验数据进行对所述有限元模型的修正。

4.如权利要求1所述的基于大串联结构形式的复杂航天器动力学与载荷设计方法，其特征在于，所述步骤二中，航天器各个单器之间、航天器各个单器与航天器整器之间的频率应至少间隔5Hz。

5.如权利要求1所述的基于大串联结构形式的复杂航天器动力学与载荷设计方法，其特征在于，所述器箭耦合分析中，耦合分析结果包含器箭界面加速度冲击谱等效正弦谱、航天器质心准静态过载系数。

6.如权利要求5所述的基于大串联结构形式的复杂航天器动力学与载荷设计方法，其特征在于，所述航天器质心准静态过载系数包含的航天器整器质心过载系数、组成航天器整器的各个航天器单器质心过载系数以及航天器各个分离面以上的航天器组合体质心过载系数，是以重力加速度为表现形式的载荷条件。

7.如权利要求5所述的基于大串联结构形式的复杂航天器动力学与载荷设计方法，其特征在于，步骤四中航天器整器动力学分析、预示结果中的器箭界面载荷不超过器箭耦合分析结果条件下，得到以轴力、剪力、弯矩为表现形式的载荷条件。

8.如权利要求5所述获得的基于大串联结构形式的复杂航天器动力学与载荷设计方法，其特征在于，步骤五中，通过步骤一建立的有限元模型，根据所述航天器质心准静态过载系数，计算获得航天器各个分离面以轴力、剪力、弯矩为表现形式的载荷条件。