[发明专利]一种模块化航天器的结构动特性快速估计方法

权利要求书

1.一种模块化航天器的结构动特性快速估计方法，其特征在于：包括如下步骤：

步骤1：在有限元软件中对双模块航天器精细化模型进行动响应分析，并对动响应分析获得的加速度数据进行频率响应函数计算和结构线性化检测处理，最终完成动特性辨识；所述精细化模型为预紧力已知，且考虑接触、摩擦的非线性因素的双模块航天器精细化模型；

步骤1.1：通过有限元软件中对双模块航天器构型精细化模型的接触、摩擦属性及预紧力进行设置，选取合适的激励点施加激励，实现动响应分析；

双模块构型由两个航天器模块构成，模块包括承力结构、标准对接装置和内部设备；精细化模型需考虑的非线性因素包括接触和摩擦，在有限元软件中通过接触属性设置按照实际情况定义接触区域的法向和切向属性；

预紧力通过温度载荷法施加，通过对接装置的形变量控制施加的预紧力大小；

根据动响应分析中结构低阶模态需要被充分激发的原则，激励点选择在能够激发结构低阶模态的位置上，所述低阶为前五阶模态；激励的信号特征为高斯白噪声，激励截止频率需高于精细化模型固连后模态分析所得第五阶模态的固有频率；

采用隐式求解器，对动响应分析问题进行求解，获得精细化模型测点的加速度数据；

步骤1.2：基于测点加速度数据和激励的信号特征的数据计算双模块航天器结构的频率响应函数；

加速度数据和激励的信号特征的数据均为时域数据，通过傅里叶变换将数据转换为频域数据后，计算自功率谱和互功率谱，最终获得双模块航天器结构的频率响应函数，频率响应函数的计算公式如式(1)所示；

式(1)中，H(ω)为双模块航天器结构的频率响应函数；G_io(ω)为双模块航天器输入激励信号特征数据与输出加速度数据的互功率谱；G_oo(ω)为双模块航天器输出加速度数据的自功率谱；

步骤1.3：基于结构频率响应函数对双模块航天器结构进行结构线性化检测，若通过结构线性化检测，即表明结构可近似为线性结构，则能够进行动特性辨识；

所述线性化检测方法包括时域方法：时间序列检验、输出均值检验及平稳性检验方法；频域方法：Hilbert变换检验、频响函数检验及Lissajous检验；以及幅值域方法；

步骤1.4：基于频率响应函数对双模块航天器结构进行动特性参数辨识；

动特性参数辨识算法的输入为双模块航天器结构的频率响应函数，输出为包括双模块航天器结构固有频率、模态振型在内的结构动特性，即完成结构动特性辨识；

步骤2：建立双模块航天器构型精细化模型的简化模型，对简化模型与精细化模型的相关性进行分析，获得相关性程度后实施有限元模型修正前处理，将有限元模型修正问题转换为标准优化问题，使用优化算法对有限元模型修正问题进行优化，实现简化模型对精细化模型的等效；

步骤2.1：根据双模块航天器构型精细化模型特征，对标准对接装置部件进行简化，直接将标准对接装置的接触区域固连，同时通过添加非结构质量保证构型的质量特性不发生改变，形成双模块航天器简化模型；

步骤2.2：以结构动力学特性为标准，对简化模型和精细化模型进行相关性分析检验，获得相关性程度；

简化模型的结构动力学特性可直接通过有限元模态分析获得，即得到简化模型的固有频率和模态振型；精细化有限元模型的结构动力学特性已通过步骤1获得；

相关性检验中同时考虑固有频率和模态振型，相关性高于预设的标准则认可为可靠的简化模型，即能够实现简化模型对精细化模型的等效，此时则执行步骤3；相关性不符合标准的简化模型将继续执行步骤2.3，相关性分析检验所使用的公式如式(2)所示；

式(2)中，E_freq为固有频率误差；f_l,i和f_n,i分别为简化模型和精细化模型对应的第i阶固有频率值；MAC_ij为精细化模型第i阶模态振型与简化模型第j阶模态振型的模态置信准则值；φ_n,i和分别为精细化模型第i阶模态振型和第i阶模态振型的转置；φ_l,j和分别为简化模型第i阶模态振型和第i阶模态振型的转置；

步骤2.3：引入虚拟材料，对简化模型进行有限元模型修正前处理，处理方法为：

步骤2.3A将式(3)作为模型修正目标函数，该目标函数能够反映简化模型与精细化模型在固有频率及模态振型上的差异；

式(3)中，J为相关性检验结果值；J_freq和J_shape分别为固有频率相关性值和模态振型相关性值；n为相关性检验考虑的阶数；w_freq,i和w_shape,i分别为第i阶模态固有频率和模态振型对应的权重值；f_l,i和f_n,i分别为简化模型和精细化模型对应的第i阶固有频率值；MAC_i为简化模型和精细化模型第i阶模态振型的模态置信准则值；

步骤2.3B确定简化模型的修正区域，即引入的虚拟材料的所在区域，虚拟材料所在区域的位置对应双模块航天器结构的连接界面所在位置；

步骤2.3C确定简化模型的修正参数：通过计算虚拟材料的属性参数灵敏度矩阵，获得不同参数对于固有频率、模态振型的灵敏度矩阵数值，并根据灵敏度矩阵元素大小对虚拟材料属性参数排序，计算灵敏度矩阵的公式如式(4)所示；

式(4)中，[S]为虚拟材料属性参数对应的灵敏度矩阵；f₁至f₅分别为简化模型第1至5阶固有频率；MAC₁至MAC₅分别为简化模型与精细化模型第1至5阶模态振型的模态置信准则值；p_m为第m个虚拟材料属性参数；

将虚拟材料属性参数进行排序后，从中选取3个灵敏度矩阵元素值大的属性参数作为简化模型的修正参数；所述的虚拟材料属性参数包括二维各向异性材料参数矩阵中的6个矩阵元素值，二维各向异性材料参数矩阵的公式如下

式(5)中，[M]为二维各向异性材料参数矩阵；G₁₁至G₃₃分别为材料参数矩阵中的6个矩阵元素值；

步骤2.4：将有限元模型修正问题转化为标准优化问题，使用优化算法对标准优化问题进行求解；

其中，标准优化问题包括目标函数、优化变量以及约束条件，目标函数为步骤2.3A确定的模型修正目标函数，如上式(3)所示；优化变量为步骤2.3C选取的简化模型的修正参数；约束条件结合模型实际情况确定；标准优化问题可表示为如下式(6)所示

式(6)中，p₁至p₃分别代表3个简化模型的修正参数，即优化变量；J为目标函数；lb_i和ub_i分别为第i个优化变量的取值下界和上界；

优化算法对于优化变量的参数值进行优化，使得简化模型发生改变，对改变后的简化模型进行模态分析，获得简化模型对应的固有频率和模态振型，将新获得的固有频率、模态振型代入目标函数计算式(3)中，目标函数的值发生改变，利用目标函数值判断简化模型是否满足与精细化模型的相关性要求，满足执行步骤2.2；不满足执行步骤2.3；

步骤3：通过步骤1对应的输入预紧力数据和步骤2所获得的优化变量即修正参数数据，形成数据集以构建代理模型，并对代理模型的精度进行计算，符合精度要求的代理模型可实现在已知预紧力大小的情况下对修正参数的取值进行估计；

步骤3.1：获得构建代理模型所需的数据集；

重复步骤1和步骤2，获得不同预紧力取值所对应的修正参数取值，将预紧力数据和修正参数数据成对存储到数据集；

步骤3.2：构建代理模型；

将步骤3.1所获得的数据集分为两部分，分别为训练集和验证集，所述训练集中成对数据多于验证集成对数据；代理模型的训练输入为预紧力取值，输出为修正参数取值，使用训练集对代理模型进行构建；

步骤4：在待估计模块化航天器构型的模块组成块数、拼接关系以及对接装置预紧力取值已知的情况下，实现对于待估计模块化航天器的结构动特性快速估计；

步骤4.1：结合待估计模块化航天器信息构建新简化模型；

基于待估计模块化航天器的模块组成块数、模块拼接关系，建立新简化模型，模块连接面均采用固连方式处理；

步骤4.2：将待估计模块化航天器的预紧力取值作为步骤3所获得的代理模型输入，获得代理模型对于新修正参数的估计值，并将新修正参数的估计值应用于步骤4.1建立的新简化模型中；

步骤4.3：对步骤4.2完善后的待估计模块化航天器简化模型进行模态分析，获得结构动特性数据；

其中，模态分析基于有限元分析软件完成，获得的结构动特性数据中包括待估计模块化航天器的固有频率、模态振型。

2.如权利要求1所述的一种模块化航天器的结构动特性快速估计方法，其特征在于：还包括对步骤3.2得到的代理模型进行精度验证；

将步骤3.2获得的验证集中的预紧力取值逐一输入至代理模型；获得代理模型对于修正参数的估计结果，结合验证集中的修正参数取值计算代理模型的估计精度，估计精度的计算方法可采用最大互相关熵或相对均方根误差的方法，若精度满足要求，则可执行步骤4；若精度无法满足要求，则执行步骤3.1，进行加点重构。