[发明专利]一种模块化航天器的结构动特性快速估计方法

说明书

本发明涉及一种模块化航天器的结构动特性快速估计方法，属于飞行器结构分析领域。本发明的目的是为了解决现有模块化航天器的结构动特性估计方法计算精度不足、耗时长的问题，提供一种模块化航天器的结构动特性快速估计方法。该方法以模块化航天器为对象，在已知待估计航天器构型模块拼接组合方式、组成模块数和对接装置预紧力大小的前提下，实现对于待估计航天器构型包括固有频率、模态振型在内的结构动特性快速估计。

技术领域

本发明涉及一种模块化航天器的结构动特性快速估计方法，属于飞行器结构分析领域。

背景技术

为解决传统航天器任务响应时间长、部件重用率低等突出问题，模块化航天器的设计思想被提出，模块化航天器将卫星的组件、子系统进行拆分，形成标准化模块，可通过多次发射及在轨组装而形成。Kortmann等人对于模块化航天器的系统组成、设计思想以及模块化航天器较传统航天器所具有的优势进行了详细的分析。

模块化航天器在轨运行时，航天器模块可借助机械臂及标准对接装置实现移动和模块拼接组合，形成各类模块组成、拼接方式不同的航天器构型，满足不同种类的空间在轨任务需求。Adomeit等人介绍了模块化航天器在空间形成不同航天器构型的技术途径。

模块化航天器与传统航天器相比，可设计获得多种航天器构型，在设计阶段的迭代性和循环性更为突出。在模块化航天器的设计中，需结合构型包括固有频率、模态振型在内的结构动特性，对模块化航天器构型设计方案的合理性进行判断。模块化航天器结构中由于对接装置预紧力的存在而产生接触、摩擦等局部非线性因素。在工程上对于含连接结构的航天器系统进行动力学分析时，为降低计算耗时、简化问题的复杂程度，直接将模型连接面两侧固连，但这种处理方法会使连接刚度偏高，进而导致固有频率偏高，无法准确分析航天器构型的结构动特性。而使用精细化模型进行动响应分析，再利用动特性辨识方法分析可得到较为精准的结果，但是整体的分析耗时较长，特别是当航天器构型复杂、自由度高时，所需的计算和时间成本无法满足航天器概念设计的需求。此外，由于具有多个标准对接装置、预紧力大小可调以及模块化的特点，使得可重构航天器概念设计阶段需要对大量构型方案进行论证。黄攀峰等人对于模块化航天器未来的发展建议中，同样指出了对于模块化航天器构型的结构动特性参数分析的重要性，并提及了模块化航天器结构动特性对于空间在轨任务的影响。

近十年来，随着航天产业向着商业化的趋势不断发展，一些航天企业都在寻求对相关的研发过程进行进一步研究以达到优化设计、提高效率和控制成本的目的。但目前尚未有以模块化航天器为主要研究对象，同时兼顾分析效率与准确性的结构动特性估计方法。而作为目前较为重要、新颖的一类航天器，有理由认为对于模块化航天器的上述研究具有一定价值，并能应用于与模块化航天器相关的工程实践。

发明内容

本发明的目的是为了解决现有模块化航天器的结构动特性估计方法计算精度不足、耗时长的问题，提供一种模块化航天器的结构动特性快速估计方法。该方法以模块化航天器为对象，在已知待估计航天器构型模块拼接组合方式、组成模块数和对接装置预紧力大小的前提下，实现对于待估计航天器构型包括固有频率、模态振型在内的结构动特性快速估计。

本发明是通过下述技术方案实现的。

一种模块化航天器的结构动特性快速估计方法，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，包括如下子步骤：

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；