本发明属于动力学分析
技术领域：
，尤其涉及一种卫星星架系统动力学响应分析方法和系统。
背景技术：
：卫星工程中广泛采用的有效载荷支架结构可能会与卫星主体结构发生动力耦合，进而造成有效载荷响应显著放大。进一步将有效载荷支架与卫星主体结构考虑为一个整体系统(称为星架系统)。由于支架结构具有质量轻、构型简单和平面占用空间少等优点，能够降低卫星整体质量、减小构件加工难度并且有利于仪器的安装和布局，因此在现代卫星结构设计中广泛采用支架式结构作为有效载荷或仪器设备的安装基座。作为星上关键的姿态测量部件，敏感器的安装和指向具有较高的精度要求。敏感器支架安装在卫星主体的结构板上，是卫星主体和敏感器之间的过渡连接结构。为考查支架的力学性能，需对支架进行必要的静、动力学计算与分析。目前对支架的设计多以部件级有效载荷支架结构为研究对象，但是当有效载荷支架与卫星主体结构安装后，其边界连接刚度将会发生变化，造成整星状态下的有效载荷支架结构动力学特性与其部件级状态下的结构动力学特性相差较大。因此，针对部件级有效载荷支架进行的刚度设计不一定满足整星状态下的有效载荷支架刚度要求，甚至可能会使有效载荷响应进一步放大。本专利将卫星主体结构和敏感器支架结构等效为一种单自由度弹簧系统，提出一种卫星星架系统动力学响应分析方案。技术实现要素：本发明的技术解决问题：克服现有技术的不足，提供一种卫星星架系统动力学响应分析方法和系统，提高了卫星星架系统结构设计及动力学分析水平。为了解决上述技术问题，本发明公开了一种卫星星架系统动力学响应分析方法，包括：步骤1，对支架进行有限元建模，根据建模结果对支架进行模态分析，并在支架模态分析结果满足设计需求时，执行步骤2；步骤2，对星架耦合系统进行模态分析，得到星架耦合系统的频率，并在星架耦合系统的频率满足设定频率时，执行步骤3；步骤3，对卫星进行模态分析，得到星架耦合体特征点处的加速度响应值；步骤4，根据星架耦合体特征点处的加速度响应值确定支架安装处的加速度响应值，并计算得到支架安装处的拉拔力；步骤5，判断计算得到的支架安装处的拉拔力是否满足埋件拉拔力；若计算得到的支架安装处的拉拔力小于所述埋件拉拔力，则返回执行步骤1，直至设计满足要求。在上述卫星星架系统动力学响应分析方法中，所述步骤1，具体包括：对支架进行有限元建模，赋予材料属性，边界约束为固支，得到支架在物理坐标系统中的运动微分方程为：其中，[m]表示系统质量矩阵，[k]表示刚度矩阵，{u}表示系统的位移响应向量，{f(t)}表示系统的激励力向量；令{f(t)}＝{0}，对式(1)求解，得到：其中，表示第i阶模态对应的振型特征向量，wi表示第i阶模态的固有频率，t表示时间；根据式(2)求解得到wi；若wi不小于设定频率阈值，则确定支架模态分析结果满足设计需求，执行步骤2；若wi小于设定频率阈值，则对支架重新设计。在上述卫星星架系统动力学响应分析方法中，所述频率阈值为：100hz。在上述卫星星架系统动力学响应分析方法中，其特征在于，所述步骤2，具体包括：对星架耦合系统进行模态分析，得到星架耦合系统的频率；若星架耦合系统的频率不小于设定频率，则确定星架耦合系统的频率满足设定频率，执行步骤3；若星架耦合系统的频率小于设定频率，则对星架耦合系统重新设计。在上述卫星星架系统动力学响应分析方法中，所述设定频率为：40hz。在上述卫星星架系统动力学响应分析方法中，通过如下步骤对星架耦合系统重新设计：在维持原支架接口设计不变的情况下，降低支架高度，以提高系统频率；将星架耦合系统简化为单自由度弹簧模型，采用理论分析方法得到星架耦合系统频率，再对满足要求的模型进行数值计算复核，直到满足要求，以节省重复建模时间。在上述卫星星架系统动力学响应分析方法中，所述单自由度弹簧模型为：其中，f表示频率，k表示劲度系数，m表示质量；根据式(3)确定更改支架高度前后组合体频率比为：其中，h表示组合体质心高度，下标“1”表示支架高度更改前的状态，下标“2”表示支架高度更改后的状态。相应的，本发明还公开了一种卫星星架系统动力学响应分析系统，包括：第一分析模块，用于对支架进行有限元建模，根据建模结果对支架进行模态分析，并在支架模态分析结果满足设计需求时，执行第二分析模块；第二分析模块，用于对星架耦合系统进行模态分析，得到星架耦合系统的频率，并在星架耦合系统的频率满足设定频率时，执行第三分析模块；第三分析模块，用于对卫星进行模态分析，得到星架耦合体特征点处的加速度响应值；第四分析模块，用于根据星架耦合体特征点处的加速度响应值确定支架安装处的加速度响应值，并计算得到支架安装处的拉拔力；第五分析模块，用于判断计算得到的支架安装处的拉拔力是否满足埋件拉拔力；若计算得到的支架安装处的拉拔力小于所述埋件拉拔力，则返回执行第一分析模块，直至设计满足要求。本发明具有以下优点：本发明将卫星主体结构和敏感器支架结构考虑为一个整体系统，提出一种卫星星架系统动力学响应分析方法和系统，提高了卫星星架系统结构设计及动力学分析水平，满足了设计需求，提高了设计效率以及设计结果的准确性。此外，通过试验验证，已证明本发明的可行性与正确性，可应用于卫星支架及次结构设计。附图说明图1是本发明实施例中一种卫星星架耦合系统的示意图；图2是本发明实施例中一种卫星星架系统动力学响应分析方法的步骤流程图；图3是本发明实施例中一种的星架耦合系统数值分析模型示意图。具体实施方式为使本发明的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合附图对本发明公开的实施方式作进一步详细描述。目前对支架的设计多以部件级有效载荷支架结构为研究对象，但是当有效载荷支架与卫星主体结构安装后，其边界连接刚度将会发生变化，造成整星状态下的有效载荷支架结构动力学特性与其部件级状态下的结构动力学特性相差较大。因此，针对部件级有效载荷支架进行的刚度设计不一定满足整星状态下的有效载荷支架刚度要求，甚至可能会使有效载荷响应进一步放大。本发明将卫星主体结构和敏感器支架结构考虑为一个整体系统，提出一种卫星星架系统动力学响应分析方法和系统，并通过试验验证证明本方案的可行性与正确性，可应用于卫星支架及次结构设计。参照图1，示出了本发明实施例中一种卫星星架耦合系统的示意图。如图1，该卫星星架耦合系统主要由载荷、支架和舱板组成。参照图2，示出了本发明实施例中一种卫星星架系统动力学响应分析方法的步骤流程图。在本实施例中，所述卫星星架系统动力学响应分析方法，包括：步骤1，对支架进行有限元建模，根据建模结果对支架进行模态分析，并在支架模态分析结果满足设计需求时，执行步骤2。在本实施例中，可对支架进行有限元建模，赋予材料属性，边界约束为固支。支架为一个连续的弹性线性结构，做离散化处理是一个单自由度无阻尼自由振动系统，其在物理坐标系统中的运动微分方程可以为：其中，[m]表示系统质量矩阵，[k]表示刚度矩阵，{u}表示系统的位移响应向量，{f(t)}表示系统的激励力向量。令{f(t)}＝{0}，对于线性系统，式(1)解的形式可以为：其中，表示第i阶模态对应的振型特征向量，wi表示第i阶模态的固有频率，t表示时间。根据式(2)可求解得到wi；其中，若wi不小于设定频率阈值，则确定支架模态分析结果满足设计需求，执行步骤2；若wi小于设定频率阈值，则对支架重新设计。优选的，所述频率阈值可以但不仅限于为：100hz。步骤2，对星架耦合系统进行模态分析，得到星架耦合系统的频率，并在星架耦合系统的频率满足设定频率时，执行步骤3。在本实施例中，在步骤1满足的情况下，可对星架耦合系统进行模态分析，得到星架耦合系统的频率。其中。若星架耦合系统的频率不小于设定频率，则确定星架耦合系统的频率满足设定频率，执行步骤3；若星架耦合系统的频率小于设定频率，则对星架耦合系统重新设计。优选的，所述设定频率可以但不仅限于为：40hz。优选的，在本实施例中，可在维持原支架接口设计不变的情况下，降低支架高度，以提高系统频率；为节省重复建模时间，可将星架耦合系统简化为单自由度弹簧模型，采用理论分析方法得到星架耦合系统频率，再对满足要求的模型进行数值计算复核，直到满足要求。在本实施例中，所述单自由度弹簧模型可采用单自由度弹簧固有频率理论计算公式，具体可以为：其中，f表示频率，k表示劲度系数，m表示质量。根据式(3)确定更改支架高度前后组合体频率比为：在本实施例中，考虑星架耦合体质心高度对频率的影响，引入了质心高度h。其中，下标“1”表示支架高度更改前的状态，下标“2”表示支架高度更改后的状态。步骤3，对卫星进行模态分析，得到星架耦合体特征点处的加速度响应值。步骤4，根据星架耦合体特征点处的加速度响应值确定支架安装处的加速度响应值，并计算得到支架安装处的拉拔力。步骤5，判断计算得到的支架安装处的拉拔力是否满足埋件拉拔力；若计算得到的支架安装处的拉拔力小于所述埋件拉拔力，则返回执行步骤1，直至设计满足要求。在上述实施例的基础上，下面结合一个具体的设计实例进行说明。如图1，对图1中所示的支架固支状态进行模态分析，计算得到固有频率为136hz(大于100hz)，满足支架设计要求。采用有限元方法对星架耦合系统进行动力学响应数值分析，得到星架耦合系统的频率为26hz(小于40hz)，不满足要求，需要对支架进行重新设计，维持原支架接口设计不变的情况下，降低支架高度可以有效提高系统频率；将星架耦合系统简化为单自由度弹簧模型，将改进前后的质量及质心高度(17kg、382mm；15.3kg、232mm)和26hz(原状态)代入式(4)，可得改进后组合频率：f2＝1.74×26＝45.1hz；采用数值分析方法对理论计算值进行复核，星架耦合体有限元模型如图3所示，采用数值方法计算得到星架耦合系统固有频率为44h，数值分析结果与理论分析结果一致，验证了理论方法的正确性。对整星有限元模型进行加速度响应分析，得到星架耦合体特征点处的加速度响应值，计算结果见表1；位置x向响应(单位:g/hz)y向响应(单位:g/hz)z向响应(单位:g/hz)支架根部安装点0.8/22.06.8/22.06.1/56.0支架顶部中心2.9/76.08.8/22.06.6/56.0支架顶部边缘3.0/76.08.8/22.07.1/56.0载荷质心点3.6/76.09.3/22.06.1/56.0表1，y向加载加速度响应结果示意表如表1，计算结果表明，满量级条件下整星一阶主频处支架顶端响应8.8g，支架局部频率处响应7g左右，相对支架降低前响应量级降低近50％。按表1所示的加速度响应值，对星架耦合体埋件载荷进行计算，分析表明，最大拉拔载荷371n、小于舱板板普通m4预埋件承载能力(700n)，且试验时可进行下凹处理、填胶后埋件承载力提高，因此埋件可满足承载要求，降低高度后的星架耦合体满足设计要求。在上述实施例的基础上，本发明还公开了一种卫星星架系统动力学响应分析系统，包括：第一分析模块，用于对支架进行有限元建模，根据建模结果对支架进行模态分析，并在支架模态分析结果满足设计需求时，执行第二分析模块；第二分析模块，用于对星架耦合系统进行模态分析，得到星架耦合系统的频率，并在星架耦合系统的频率满足设定频率时，执行第三分析模块；第三分析模块，用于对卫星进行模态分析，得到星架耦合体特征点处的加速度响应值；第四分析模块，用于根据星架耦合体特征点处的加速度响应值确定支架安装处的加速度响应值，并计算得到支架安装处的拉拔力；第五分析模块，用于判断计算得到的支架安装处的拉拔力是否满足埋件拉拔力；若计算得到的支架安装处的拉拔力小于所述埋件拉拔力，则返回执行第一分析模块，直至设计满足要求。对于系统实施例而言，由于其与方法实施例相对应，所以描述的比较简单，相关之处参见方法实施例部分的说明即可。本说明中的各个实施例均采用递进的方式描述，每个实施例重点说明的都是与其他实施例的不同之处，各个实施例之间相同相似的部分互相参见即可。以上所述，仅为本发明最佳的具体实施方式，但本发明的保护范围并不局限于此，任何熟悉本
技术领域：
的技术人员在本发明揭露的技术范围内，可轻易想到的变化或替换，都应涵盖在本发明的保护范围之内。本发明说明书中未作详细描述的内容属于本领域专业技术人员的公知技术。当前第1页12