一種航天器地面測(cè)試與在軌微振動(dòng)力學(xué)環(huán)境映射方法
【技術(shù)領(lǐng)域】
[0001] 本發(fā)明是一種航天器地面測(cè)試與在軌微振動(dòng)力學(xué)環(huán)境方法，通過此方法，實(shí)現(xiàn)地 面測(cè)試狀態(tài)對(duì)實(shí)際在軌狀態(tài)微振動(dòng)特性的預(yù)示。
【背景技術(shù)】
[0002] 隨著社會(huì)經(jīng)濟(jì)的發(fā)展，高分辨率航天器無疑是航天器發(fā)展的方向，如美國(guó)的KH系 列軍事觀察衛(wèi)星，從KH-I到KH-13其分辨率從12m提高到0. 05m。深空探測(cè)遙感航天器與 對(duì)地觀測(cè)衛(wèi)星相比，其分辨率要高出1~2個(gè)數(shù)量級(jí)，如哈勃空間望遠(yuǎn)鏡（0. 1角秒，1990 年）。下一代空間望遠(yuǎn)鏡詹姆斯?韋伯太空望遠(yuǎn)鏡分辨率達(dá)〇. 004角秒。
[0003] 微振動(dòng)指航天器在軌運(yùn)行期間，星上轉(zhuǎn)動(dòng)部件高速轉(zhuǎn)動(dòng)、大型可控構(gòu)件驅(qū)動(dòng)機(jī)構(gòu) 步進(jìn)運(yùn)動(dòng)、變軌調(diào)姿期間推力器點(diǎn)火工作、大型柔性結(jié)構(gòu)進(jìn)出陰影冷熱交變誘發(fā)擾動(dòng)等都 會(huì)使星體產(chǎn)生一種幅值較小、頻率較高的抖動(dòng)響應(yīng)。大多數(shù)航天器都存在微振動(dòng)擾動(dòng)源。 由于微振動(dòng)力學(xué)環(huán)境效應(yīng)幅值小、頻率高，對(duì)大部分航天器不會(huì)產(chǎn)生明顯影響，通常予以忽 略。但對(duì)高精度航天器將嚴(yán)重影響有效載荷指向精度、穩(wěn)定度及分辨率等重要性能指標(biāo)，所 以在高分辨率航天器設(shè)計(jì)中必須考慮微振動(dòng)的影響。
[0004] 由于空間飛行器在軌工作時(shí)所處的動(dòng)力學(xué)環(huán)境極其復(fù)雜，加之在軌測(cè)試的成本 高，且姿態(tài)控制系統(tǒng)對(duì)微振動(dòng)響應(yīng)無法測(cè)控，因此目前對(duì)航天器微振動(dòng)的研宄主要采用數(shù) 值模擬和地面微振動(dòng)測(cè)試兩種方法。根據(jù)國(guó)外公開的文獻(xiàn)開展調(diào)研工作，目前各國(guó)規(guī)模較 大的且技術(shù)較成熟的地面微振動(dòng)測(cè)試平臺(tái)主要有Honeywell公司的SCT地面微振動(dòng)測(cè)試 臺(tái)，JPL實(shí)驗(yàn)室的MPI地面微振動(dòng)測(cè)試臺(tái)以及SSL實(shí)驗(yàn)室的OT地面微振動(dòng)測(cè)試臺(tái)。然而地 面測(cè)試和在軌航天器力學(xué)環(huán)境仍然存在很大的差異，地面微振動(dòng)測(cè)試環(huán)境中的重力場(chǎng)、空 氣、約束（懸掛裝置）等因素可能會(huì)使地面測(cè)試結(jié)果與在軌航天器微振動(dòng)特性出現(xiàn)較大差 另Ij。因此，地面微振動(dòng)測(cè)試結(jié)果僅僅能用于評(píng)估，并不能準(zhǔn)確分析航天器在軌微振動(dòng)特性。
[0005] 為了得到在軌航天器的微振動(dòng)特性，而航天器結(jié)構(gòu)復(fù)雜，難以得到航天器微振動(dòng) 的解析解，因此目前主要采用數(shù)值模擬的方法，美國(guó)等科研機(jī)構(gòu)對(duì)此開展了大量的研宄。 MIT空間系統(tǒng)實(shí)驗(yàn)室開發(fā)了微振動(dòng)集成建模與綜合評(píng)價(jià)分析軟件DOCS ;NASA開發(fā)了能夠進(jìn) 行抖振和結(jié)構(gòu)/熱/光學(xué)分析系統(tǒng)ME。雖然目前數(shù)值模擬能夠在一定程度上得到航天器 的微振動(dòng)特性，但存在計(jì)算效率差和應(yīng)用范圍窄等問題。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0006] 本發(fā)明提供一種航天器地面測(cè)試與在軌微振動(dòng)力學(xué)環(huán)境映射方法，所述方法消除 地面測(cè)試狀態(tài)下空氣、重力、約束對(duì)微振動(dòng)特性的影響，實(shí)現(xiàn)地面測(cè)試對(duì)實(shí)際在軌狀態(tài)微振 動(dòng)特性的預(yù)示。
[0007] 本發(fā)明提供的映射方法包括以下步驟：
[0008] (1)建立模擬地面微振動(dòng)測(cè)試力學(xué)環(huán)境的地面測(cè)試航天器有限元模型以及在軌航 天器有限元模型；
[0009] (2)通過對(duì)地面測(cè)試航天器有限元模型和在軌航天器有限元模型分別進(jìn)行模態(tài)分 析，提取頻率、振型數(shù)據(jù)，分別建立地面測(cè)試模態(tài)坐標(biāo)減縮模型和在軌模態(tài)坐標(biāo)減縮模型， 并確定地面測(cè)試航天器有限元模型和在軌航天器有限元模型的頻率、振型的一一對(duì)應(yīng)關(guān) 系。
[0010] (3)根據(jù)地面測(cè)試模態(tài)坐標(biāo)減縮模型和地面測(cè)試航天器有限元模型的相應(yīng)對(duì)比， 確定地面測(cè)試模態(tài)坐標(biāo)減縮模型的正確性；根據(jù)在軌模態(tài)坐標(biāo)減縮模型和在軌航天器有限 元模型的響應(yīng)對(duì)比，確定在軌模態(tài)坐標(biāo)減縮模型的正確性；
[0011] (4)通過BP(Back Propagation)網(wǎng)絡(luò)實(shí)現(xiàn)考慮重力、約束、空氣力學(xué)環(huán)境因素的 從地面測(cè)試狀態(tài)的頻率、振型到在軌狀態(tài)的頻率和振型之間的映射，得到在軌航天器有限 元模型的頻率、振型。
[0012] (5)根據(jù)映射得到的在軌航天器有限元模型的頻率、振型，進(jìn)行在軌航天器有限元 模型的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)分析。
[0013] 本發(fā)明提供的映射方法優(yōu)點(diǎn)在于：
[0014] 實(shí)現(xiàn)了航天器地面測(cè)試與在軌微振動(dòng)力學(xué)環(huán)境映射，消除了地面微振動(dòng)測(cè)試狀態(tài) 下空氣、重力、約束對(duì)地面微振動(dòng)測(cè)試的影響，實(shí)現(xiàn)地面測(cè)試對(duì)實(shí)際在軌狀態(tài)微振動(dòng)特性的 預(yù)示。同時(shí)該映射方法可以實(shí)現(xiàn)地面微振動(dòng)測(cè)試數(shù)據(jù)和在軌測(cè)試數(shù)據(jù)的相互比較，驗(yàn)證地 面微振動(dòng)測(cè)試的有效性。
【附圖說明】
[0015] 圖1是本發(fā)明映射方法的流程圖；
[0016] 圖2是本發(fā)明航天器在軌和地面測(cè)試力學(xué)環(huán)境比較；
[0017] 圖3是本發(fā)明三級(jí)映射的流程圖；
[0018] 圖4是本發(fā)明實(shí)例地面模態(tài)坐標(biāo)減縮模型與有限元模型的時(shí)域響應(yīng)對(duì)比；
[0019] 圖5是本發(fā)明實(shí)例地面微振動(dòng)時(shí)域響應(yīng)相對(duì)誤差隨時(shí)間變化圖；
[0020] 圖6是本發(fā)明實(shí)例在軌模態(tài)坐標(biāo)減縮模型與有限元模型的微振動(dòng)時(shí)域響應(yīng)對(duì)比；
[0021] 圖7是本發(fā)明實(shí)例在軌微振動(dòng)時(shí)域響應(yīng)相對(duì)誤差隨時(shí)間變化圖；
[0022] 圖8是本發(fā)明實(shí)例預(yù)測(cè)在軌微振動(dòng)時(shí)域響應(yīng)；
[0023] 圖9是本發(fā)明實(shí)例預(yù)測(cè)在軌響應(yīng)與減縮模型響應(yīng)相比相對(duì)誤差隨時(shí)間變化圖。
【具體實(shí)施方式】
[0024] 下面結(jié)合附圖和實(shí)施例對(duì)本發(fā)明進(jìn)行詳細(xì)說明。
[0025] 本發(fā)明提供一種航天器地面測(cè)試與在軌微振動(dòng)力學(xué)環(huán)境映射方法，如圖1所示流 程，所述映射方法包括如下步驟：
[0026] (1)建立航天器有限元模型，包括地面測(cè)試航天器有限元模型和在軌航天器有限 元模型；
[0027] 建立在軌航天器有限元模型：根據(jù)給定典型航天器結(jié)構(gòu)參數(shù)，進(jìn)行在軌航天器有 限元模型建立。建模完成后通過進(jìn)行參數(shù)型模型修正如材料剛度、彈簧剛度以及模態(tài)阻尼 比等，使調(diào)整后的數(shù)學(xué)模型盡可能的全面反映航天器結(jié)構(gòu)的動(dòng)力學(xué)特性（如頻響函數(shù)、固 有頻率等）。
[0028] 建立地面測(cè)試航天器有限元模型：由于在進(jìn)行地面測(cè)試時(shí)，需要對(duì)衛(wèi)星增加邊界 條件模擬，如進(jìn)行吊繩懸掛，同時(shí)會(huì)受到重力、空氣的影響，因此在參數(shù)型模型修正完成后 的在軌航天器有限元模型基礎(chǔ)上，采用梁?jiǎn)卧M建立吊繩，重力的影響可通過增加預(yù)應(yīng) 力來模擬，空氣的影響可通過附加質(zhì)量來模擬。
[0029] (2)建立地面測(cè)試模態(tài)坐標(biāo)減縮模型和在軌模態(tài)坐標(biāo)減縮模型，確定地面測(cè)試航 天器有限元模型和在軌航天器有限元模型的頻率、振型的一一對(duì)應(yīng)關(guān)系。
[0030] 多自由度阻尼系統(tǒng)滿足下面方程：
【主權(quán)項(xiàng)】
1. 一種航天器地面測(cè)試與在軌微振動(dòng)力學(xué)環(huán)境映射方法，其特征在于： 第一步，建立模擬地面微振動(dòng)測(cè)試力學(xué)環(huán)境的地面測(cè)試航天器有限元模型以及在軌航 天器有限元模型； 第二步，通過對(duì)地面測(cè)試航天器有限元模型和在軌航天器有限元模型分別進(jìn)行模態(tài)分 析，提取頻率、振型數(shù)據(jù)，分別建立地面測(cè)試模態(tài)坐標(biāo)減縮模型和在軌模態(tài)坐標(biāo)減縮模型， 并確定地面測(cè)試航天器有限元模型和在軌航天器有限元模型的頻率、振型的一一對(duì)應(yīng)關(guān) 系； 第三步，根據(jù)地面測(cè)試模態(tài)坐標(biāo)減縮模型和地面測(cè)試航天器有限元模型的響應(yīng)對(duì)比， 確定地面測(cè)試模態(tài)坐標(biāo)減縮模型的正確性；根據(jù)在軌模態(tài)坐標(biāo)減縮模型和在軌航天器有限 元模型的響應(yīng)對(duì)比，確定在軌模態(tài)坐標(biāo)減縮模型的正確性； 第四步，通過BP網(wǎng)絡(luò)實(shí)現(xiàn)考慮重力、懸掛約束、空氣力學(xué)環(huán)境因素的從地面測(cè)試狀態(tài) 的頻率、振型到在軌狀態(tài)的頻率和振型之間的映射，得到在軌航天器有限元模型的頻率、振 型； 第五步，根據(jù)映射得到的在軌航天器有限元模型的頻率、振型，進(jìn)行在軌航天器有限元 模型的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)分析。
2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航天器地面測(cè)試與在軌微振動(dòng)力學(xué)環(huán)境映射方法，其特 征在于：所述的地面測(cè)試航天器有限元模型和在軌航天器有限元模型建立完成后進(jìn)行參數(shù) 型模型修正；所述的地面測(cè)試航天器有限元模型在在軌航天器有限元模型基礎(chǔ)上，采用梁 單元模擬建立吊繩，重力的影響通過增加預(yù)應(yīng)力來模擬，空氣的影響通過附加質(zhì)量來模擬。
3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航天器地面測(cè)試與在軌微振動(dòng)力學(xué)環(huán)境映射方法，其特 征在于：所述的第三步中響應(yīng)對(duì)比，如果時(shí)域響應(yīng)分析誤差低于20%，則表明所述的地面 測(cè)試模態(tài)坐標(biāo)減縮模型或在軌模態(tài)坐標(biāo)減縮模型是正確的。
4. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種航天器地面測(cè)試與在軌微振動(dòng)力學(xué)環(huán)境映射方法，其特 征在于：所述的映射關(guān)系的建立為三級(jí)映射，具體實(shí)現(xiàn)步驟如下： a) 運(yùn)用BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法建立考慮空氣影響的從地面測(cè)試到無空氣狀態(tài)固有頻率和振 型的映射關(guān)系；不考慮重力、約束的變化，僅考慮空氣的影響，計(jì)算得到不同空氣密度情況 下的頻率、振型數(shù)據(jù)，根據(jù)這些數(shù)據(jù)建立映射關(guān)系，通過此映射關(guān)系得到在軌狀態(tài)下數(shù)據(jù)； 所述的在軌狀態(tài)是指無空氣，即空氣密度為〇的狀態(tài)； b) 運(yùn)用BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法建立考慮重力影響的從地面測(cè)試到在軌狀態(tài)固有頻率和振型 的映射關(guān)系；在考慮了空氣的基礎(chǔ)上，考慮重力的影響，計(jì)算得到不同重力加速度情況下的 頻率、振型，根據(jù)這些數(shù)據(jù)建立映射關(guān)系，通過此映射關(guān)系得到在軌狀態(tài)下數(shù)據(jù)，所述的在 軌狀態(tài)是指重力為Og ; c) 運(yùn)用BP神經(jīng)網(wǎng)絡(luò)方法建立考慮懸掛約束影響的從地面測(cè)試到在軌狀態(tài)固有頻率和 振型的映射關(guān)系；在考慮了空氣、重力的基礎(chǔ)上，考慮懸掛約束的影響，計(jì)算得到不同吊繩 截面積情況下的頻率、振型數(shù)據(jù)；根據(jù)這些數(shù)據(jù)建立映射關(guān)系，由此映射關(guān)系得到在軌狀態(tài) 下數(shù)據(jù)，所述的在軌狀態(tài)是指無約束，等效于吊繩截面積為Omm2的狀態(tài)。
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種航天器地面測(cè)試與在軌微振動(dòng)力學(xué)環(huán)境映射方法，該方法首先建立地面測(cè)試航天器有限元模型以及在軌航天器有限元模型；并進(jìn)行模態(tài)分析后提取頻率、振型數(shù)據(jù)，確定兩個(gè)模型的頻率、振型的一一對(duì)應(yīng)關(guān)系；建立和確定減縮模型的正確性；最后通過BP網(wǎng)絡(luò)實(shí)現(xiàn)從地面微振動(dòng)測(cè)試狀態(tài)的頻率、振型到在軌狀態(tài)的頻率和振型之間的映射；根據(jù)映射得到的在軌模型的頻率、振型，進(jìn)行在軌模型的動(dòng)力學(xué)響應(yīng)分析。本發(fā)明消除了地面微振動(dòng)測(cè)試狀態(tài)下空氣、重力、懸掛約束對(duì)地面微振動(dòng)測(cè)試的影響，實(shí)現(xiàn)地面測(cè)試對(duì)實(shí)際在軌狀態(tài)微振動(dòng)特性的預(yù)示。同時(shí)該方法可以實(shí)現(xiàn)地面微振動(dòng)測(cè)試數(shù)據(jù)和在軌測(cè)試數(shù)據(jù)的相互比較，驗(yàn)證地面微振動(dòng)測(cè)試的有效性。
【IPC分類】G01M7-02
【公開號(hào)】CN104833466
【申請(qǐng)?zhí)枴緾N201510219792
【發(fā)明人】李道春, 羅文波, 向錦武, 趙仕偉, 吳瓊
【申請(qǐng)人】北京航空航天大學(xué)
【公開日】2015年8月12日
【申請(qǐng)日】2015年4月30日