[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

说明书

本发明提供了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，以航天器整器为研究对象，通过动力学建模、仿真分析等分解出以串联形式组成航天器整器的各个独立航天器的动力学性能参数，实现动力学错频设计，降低动态载荷；以航天器整器质心处的准静态载荷作为设计输入依据，分解出以串联形式组成航天器整器的各个独立航天器分离界面的载荷；对于航天器的各分离界面以上的质心过载实现差别化分析设计，分解不同质心高度的分离面载荷，解决基于大串联结构形式的航天器中处于不同边界条件下各个独立航天器的载荷设计问题，确保载荷不“欠”设计，以保证航天器整器设计的充分有效性。

技术领域

本发明涉及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。

背景技术

航天器主要经历地面研制与试验阶段、发射阶段、在轨运行阶段等三个阶段，其中模拟航天器发射时的地面振动试验环境、及发射阶段的力学环境对航天器主结构的承载最为苛刻，上述环境的动力学分析与载荷设计是航天器结构设计的主要依据。

对于一般传统的单舱航天器，不涉及多个分离界面，依据运载火箭用户手册中明确的准静态载荷和力学环境已足够开展航天器的结构设计。随着航天任务的拓展和功能多样化，由多个独立航天器组合而成的大串联结构形式的探测器系统随之应用，比如探月工程三期探测器系统，由于探测任务特点需要进行多次分离，因此航天器结构设计中会存在多个分离界面；对于低于探测器系统质心的分离界面，探测器质心的准静态过载系数基本可以包络航天器动态载荷，但对于高于探测器系统质心的分离界面，由于探测器系统的弹性放大效应，探测器质心的准静态过载系数难以包络航天器动态载荷，否则会导致地面振动试验或实际飞行中的颠覆性问题，因此对于高于探测器系统质心的分离界面的载荷需要重点关注和考虑如何设计；另外，对于涉及多次分离的分离界面，以何种方式来表征其载荷也需主要考虑。

发明内容

本发明的目的在于提供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，能够解决基于大串联结构形式的航天器中处于不同边界条件下各个独立航天器的载荷设计问题，保证航天器整器设计的充分有效性。

为解决上述问题，本发明提供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，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。

进一步的，在上述方法中，所述连接形式包括分离包带或分离螺母。

进一步的，在上述方法中，所步骤一包括：

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。