一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法
【專利摘要】本發(fā)明公開了一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，該方法針對多星分配器分支多、質(zhì)心高、頻率低的復(fù)雜空間構(gòu)型特點，對建立的空間有限元模型進(jìn)行集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正，具體步驟包括：首先對初步建立的空間有限元模型進(jìn)行初步模態(tài)分析，然后再對初篩后的模型進(jìn)行模態(tài)和頻響分析，并與模態(tài)試驗和正弦掃描試驗的試驗結(jié)果進(jìn)行比對，根據(jù)比對結(jié)果對模型進(jìn)行進(jìn)一步修正，最后將模型設(shè)定為飛行狀態(tài)，從而得到飛行狀態(tài)的空間有限元模型，該模型可用于進(jìn)行動響應(yīng)分析，或者用于基礎(chǔ)級火箭進(jìn)行全箭動特性和全箭動力學(xué)響應(yīng)計算。
【專利說明】
一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法
技術(shù)領(lǐng)域
[0001] 本發(fā)明涉及航天器動力學(xué)分析技術(shù)領(lǐng)域，特別涉及一種集頻率、振型和頻響函數(shù) 為一體的模型修正方法，用于對多分支復(fù)雜空間結(jié)構(gòu)有限元模型進(jìn)行修正。
【背景技術(shù)】
[0002] 上面級位于火箭與衛(wèi)星之間，為適應(yīng)多星發(fā)射任務(wù)，上面級分配器往往設(shè)計成分 支多、質(zhì)心高、頻率低的復(fù)雜空間結(jié)構(gòu)，同時某些分支模態(tài)有效質(zhì)量較大，在一定程度上增 加了飛行狀態(tài)下結(jié)構(gòu)振動響應(yīng)水平及動態(tài)干涉的風(fēng)險，因此有必要建立精細(xì)有限元模型對 飛行動響應(yīng)進(jìn)行預(yù)示，以制定合理的試驗條件或振動抑制措施。同時在組合體地面振動試 驗中，為避免過試驗需制定不同頻率下的界面加速度/界面力帶谷控制條件，也對有限元建 模精度提出較高要求。
[0003] 上面級模型修正不能簡單照搬運載火箭或衛(wèi)星模式，運載火箭長細(xì)比較大，一般 不進(jìn)行整箭低頻振動試驗，而是主要依據(jù)自由邊界模態(tài)試驗對頻率或振型進(jìn)行修正，但這 種修正方法的低頻率修正能力有限，一般頻率修正上限不大于35Hz。航天器結(jié)構(gòu)設(shè)計較為 緊湊，一般不開展模態(tài)試驗，而是主要依據(jù)整星低頻振動試驗對頻率和頻響函數(shù)進(jìn)行修正， 但是這種修正方法主要用于驗證整體一階橫向和縱向頻率。
[0004] 上面級分支結(jié)構(gòu)多、且分支模態(tài)有效質(zhì)量較大，使得其組合體動力學(xué)特性與傳統(tǒng) 航天器相比更為豐富，需驗證的頻率上限也更高（有時可達(dá)40Hz甚至更高），因此需探索滿 足工程需要的多分支復(fù)雜空間結(jié)構(gòu)有限元模型修正技術(shù)。

【發(fā)明內(nèi)容】

[0005] 本發(fā)明的目的在于克服現(xiàn)有技術(shù)的不足，提出一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一 體的模型修正方法，該方法針對復(fù)雜空間構(gòu)型的分支多、質(zhì)心高、頻率低的特點，對初步建 立的空間有限元模型進(jìn)行初步模態(tài)分析，然后再對初篩后的模型進(jìn)行模態(tài)和頻響分析，并 與模態(tài)試驗和正弦掃描試驗的試驗結(jié)果進(jìn)行比對，根據(jù)比對結(jié)果對模型進(jìn)行進(jìn)一步修正， 最后再確定飛行狀態(tài)的模型，該方法可以實現(xiàn)頻率、振型和頻率響應(yīng)修正，修正后的模型更 精準(zhǔn)。
[0006] 本發(fā)明的上述目的通過以下技術(shù)方案實現(xiàn)：
[0007] -種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，包括如下步驟：
[0008] (1)、在設(shè)定的試驗狀態(tài)下，根據(jù)航天器各部段結(jié)構(gòu)、推進(jìn)劑加注質(zhì)量、試驗邊界條 件，建立航天器的空間有限元模型，并進(jìn)行各部段檢查和組合體檢查:如果檢查結(jié)果滿足設(shè) 定需求則進(jìn)入步驟(2);如果檢查結(jié)果不滿足設(shè)定需求，則返回步驟（1)對所述空間有限元 模型進(jìn)行調(diào)整；
[0009] (2)、對空間有限元模型進(jìn)行自由狀態(tài)模態(tài)分析和固支狀態(tài)模態(tài)分析;分析結(jié)果滿 足設(shè)定指標(biāo)，則進(jìn)入步驟(3);否則返回步驟(1)對空間有限元模型進(jìn)行調(diào)整；
[0010] (3)、對空間有限元模型進(jìn)行模態(tài)分析和頻響分析，具體分析過程如下：
[0011] (3a)、進(jìn)行固支狀態(tài)模態(tài)分析，得到組合體固支模態(tài)頻率和固支振型值;進(jìn)行自由 狀態(tài)模態(tài)分析，得到組合體自由模態(tài)頻率和自由振型值；
[0012] (3b)進(jìn)行頻率響應(yīng)分析，得到設(shè)定部位處加速度頻率響應(yīng)曲線，在所述曲線上查 找由大到小排序后的前N個峰值，記錄所述N個峰值對應(yīng)的頻率值和加速度值;N為正整數(shù)；
[0013] (4)、將外部模態(tài)試驗得到的模態(tài)頻率和振型值，與步驟(3a)模態(tài)分析得到模態(tài)頻 率和振型值進(jìn)行對比，根據(jù)對比結(jié)果確定是否進(jìn)行空間有限元模型修正；
[0014] (5)、將外部正弦掃描試驗得到的試驗結(jié)果，與步驟(3b)頻率響應(yīng)分析得到的頻率 響應(yīng)結(jié)果進(jìn)行對比，根據(jù)對比結(jié)果確定是否進(jìn)行空間有限元模型修正；
[0015] (6)、將空間有限元模型設(shè)定為飛行狀態(tài)，用于進(jìn)行動響應(yīng)分析，或者用于基礎(chǔ)級 火箭進(jìn)行全箭動特性和全箭動力學(xué)響應(yīng)預(yù)算。
[0016] 上述的一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，在步驟（1)中，在建 立航天器的空間有限元模型時，優(yōu)先使用殼單元進(jìn)行建模，對于不能用殼單元進(jìn)行建模的 部件，采用梁單元、集中質(zhì)量點單元或?qū)嶓w單元進(jìn)行建模。
[0017] 上述的一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，在步驟(2)中，對空 間有限元模型進(jìn)行自由狀態(tài)模態(tài)分析和固支狀態(tài)模態(tài)分析，具體分析過程和結(jié)果評估方法 如下：
[0018] 對空間有限元模型進(jìn)行自由狀態(tài)模態(tài)分析，得到各部段、組合體的各階自由模態(tài) 頻率，如果前六階為零頻且其他各階為非零頻，則判斷自由狀態(tài)模態(tài)分析結(jié)果滿足設(shè)定指 標(biāo)；
[0019] 對空間有限元模型進(jìn)行固支狀態(tài)模態(tài)分析:得到第一階橫向固有整體模態(tài)頻率和 第一階縱向固有整體模態(tài)頻率，如果兩個模態(tài)頻率值均滿足設(shè)定的火箭基頻指標(biāo)，則判斷 固支狀態(tài)模態(tài)分析結(jié)果滿足設(shè)定指標(biāo)。
[0020] 上述的一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，判斷自由模態(tài)頻率 是否為零頻的具體方法如下:將自由狀態(tài)模態(tài)分析得到的各階自由模態(tài)頻率與設(shè)定的零頻 門限進(jìn)行比較，如果自由模態(tài)頻率小于或等于零頻門限，則判斷所述自由模態(tài)頻率為零頻。
[0021] 上述的一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，判斷自由模態(tài)頻率 是否為零頻的具體方法如下：自由模態(tài)頻率與第一階橫向固有整體模態(tài)頻率或第一階縱向 固有整體模態(tài)頻率之比小于設(shè)定門限，則判斷所述自由模態(tài)頻率為零頻。
[0022]上述的一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，在步驟(4)中，將外 部模態(tài)試驗得到的模態(tài)頻率和振型值，與步驟(3a)模態(tài)分析得到模態(tài)頻率和振型值進(jìn)行比 較，根據(jù)對比結(jié)果確定是否進(jìn)行空間有限元模型修正，具體實現(xiàn)過程如下：
[0023] (4a)、將模態(tài)試驗得到的模態(tài)頻率與模態(tài)分析得到模態(tài)頻率進(jìn)行比較，得到固支 頻率偏差A(yù) fg和自由頻率偏差A(yù) fz，其中
，匕4和匕4分別為模 態(tài)分析得到固支模態(tài)頻率和自由模態(tài)頻率，fgB和fzB分別為模態(tài)試驗得到的固支模態(tài)頻率 和自由模態(tài)頻率；
[0024] (4b)、將模態(tài)試驗得到的振型值與模態(tài)分析得到的固支振型值和自由振型值相比 得到固支振型一致性指標(biāo)值MACg和自由振型一致性指標(biāo)值MACZ;
[0025] (4。）、如果厶^彡厶^、厶匕彡厶^、]\^(：{；彡]\^(^或1厶(： 2彡]\^(^，則返回步驟（1)， 對空間有限元模型進(jìn)行修正，其中A fth和MACth分別為設(shè)定的第一頻率偏差門限和振型一 致性門限。
[0026]上述的一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，在步驟(5)中，將外 部正弦掃描試驗得到的試驗結(jié)果，與步驟(3b)頻率響應(yīng)分析得到的頻率響應(yīng)結(jié)果進(jìn)行對 比，根據(jù)對比結(jié)果確定是否進(jìn)行空間有限元模型修正，具體實現(xiàn)過程如下：
[0027] (5a)、將步驟(3b)記錄的N個峰值對應(yīng)頻率值和加速度值，與外部正弦掃描試驗得 到的加速度頻率響應(yīng)曲線中的N個峰值對應(yīng)的頻率值和加速度值進(jìn)行對比，得到相應(yīng)的相 對頻率偏差和絕對加速度偏差；
[0028] (5b)、如果相對頻率偏差大于設(shè)定的第二頻率偏差門限，則返回步驟(1)進(jìn)行空間 有限元模型調(diào)整;如果絕對加速度偏差小于〇，則調(diào)整模態(tài)阻尼值并返回步驟(3b)重新進(jìn)行 頻率響應(yīng)分析;其中，所述模態(tài)阻尼值的初值設(shè)定為1%。
[0029]上述的一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，在步驟(6)中，將空 間有限元模型設(shè)定為飛行狀態(tài)后，首先對空間有限元模型進(jìn)行自由狀態(tài)模態(tài)分析和固支狀 態(tài)模態(tài)分析，具體分析內(nèi)容如下：
[0030] 對空間有限元模型進(jìn)行自由狀態(tài)模態(tài)分析，得到各部段、組合體的各階自由模態(tài) 頻率;如果前六階為零頻且其他各階為非零頻，則判斷飛行狀態(tài)下的空間有限元模型正常； 否則判斷為出現(xiàn)異常，則調(diào)整飛行狀態(tài)參數(shù)或自由模態(tài)分析的邊界條件；
[0031] 對空間有限元模型進(jìn)行固支狀態(tài)模態(tài)分析，檢查組合體橫向固有整體模態(tài)頻率和 縱向固有整體模態(tài)頻率是否滿足設(shè)定的基礎(chǔ)級火箭的基頻指標(biāo)。
[0032] 本發(fā)明與現(xiàn)有技術(shù)相比的優(yōu)點在于：
[0033] (1)、本發(fā)明在傳統(tǒng)模態(tài)頻率和振型修正基礎(chǔ)上，通過頻響理論分析篩選出三正交 試驗方向的峰值頻率和響應(yīng)峰值，并與地面正弦掃描試驗結(jié)果進(jìn)行匹配，有效提高了動力 學(xué)模型修正的效率和精度。
[0034] (2)本發(fā)明通過對模態(tài)阻尼值的評估，可得出傳統(tǒng)1%模態(tài)阻尼值的動力學(xué)響應(yīng)理 論計算值能覆蓋飛行環(huán)境值，是否保守的結(jié)論。
【附圖說明】
[0035]圖1為本發(fā)明的集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法的處理流程圖；
[0036] 圖2為本發(fā)明中頻率響應(yīng)分析得到的加速度響應(yīng)曲線與正弦掃描試驗得到的加速 度掃描曲線的對比圖。
【具體實施方式】
[0037] 下面結(jié)合附圖和具體實施例對本發(fā)明做進(jìn)一步詳細(xì)的說明：
[0038] 本發(fā)明針對上面級分配器分支多、質(zhì)心高、頻率低的復(fù)雜空間構(gòu)型特點，提出一種 集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，該方法對初步建立的空間有限元模型進(jìn) 行初步模態(tài)分析，然后再對初篩后的模型進(jìn)行模態(tài)和頻響分析，并與模態(tài)試驗和正弦掃描 試驗的試驗結(jié)果進(jìn)行比對，根據(jù)比對結(jié)果對模型進(jìn)行進(jìn)一步修正，最后再確定飛行狀態(tài)的 模型。如圖1所示的方法流程圖，本發(fā)明集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，具 體實現(xiàn)步驟如下：
[0039] 第一步:有限元建模以及模型初步檢查
[0040] 在設(shè)定的試驗狀態(tài)下，根據(jù)航天器各部段結(jié)構(gòu)、推進(jìn)劑加注質(zhì)量、試驗邊界條件， 建立航天器的空間有限元模型。其中，試驗邊界條件為自由懸吊工況或固定支撐工況。在建 立該模型時，優(yōu)先使用殼單元進(jìn)行建模，對于不能用殼單元進(jìn)行建模的部件，采用梁單元、 集中質(zhì)量點單元或?qū)嶓w單元進(jìn)行建模。
[0041] 然后對初步建立的空間有限元模型進(jìn)行初步檢查，具體檢查項目包括:將空間有 限元模型檢查部位的質(zhì)量、質(zhì)心和轉(zhuǎn)動慣量值與設(shè)定值或試驗值進(jìn)行比較，如果比較得到 的偏差值是否滿足要求:如果滿足則進(jìn)入下一步，否則返回第一步對空間有限元模型進(jìn)行 調(diào)整。
[0042] 在空間有限元模型建立過程中，需要將模型由非國際單位制統(tǒng)一到國際單位值， 需要檢查是否存在模型修改不到位情況。
[0043]第二步、初步的模態(tài)分析和修正
[0044] 在該步驟中對空間有限元模型進(jìn)行自由狀態(tài)模態(tài)分析和固支狀態(tài)模態(tài)分析具體 分析過程和結(jié)果評估方法如下：
[0045] 對空間有限元模型進(jìn)行自由狀態(tài)模態(tài)分析，得到各部段、組合體的各階自由模態(tài) 頻率，如果前六階為零頻且其他各階為非零頻，則判斷自由狀態(tài)模態(tài)分析結(jié)果滿足設(shè)定指 標(biāo)。并對空間有限元模型進(jìn)行固支狀態(tài)模態(tài)分析，得到第一階橫向固有整體模態(tài)頻率和第 一階縱向固有整體模態(tài)頻率，如果兩個模態(tài)頻率值均滿足設(shè)定的火箭基頻指標(biāo)，則判斷固 支狀態(tài)模態(tài)分析結(jié)果滿足設(shè)定指標(biāo)。如果以上分析結(jié)果均滿足設(shè)定指標(biāo)，則進(jìn)入下一步，否 則返回第一步對空間有限元模型進(jìn)行調(diào)整。
[0046] 在以上自由狀態(tài)模態(tài)分析中，判斷自由模態(tài)頻率是否為零頻的方法有兩種：
[0047] 第1種:將自由狀態(tài)模態(tài)分析得到的各階自由模態(tài)頻率與設(shè)定的零頻門限進(jìn)行比 較，如果自由模態(tài)頻率小于或等于零頻門限，則判斷所述自由模態(tài)頻率為零頻。在本實施例 中可以設(shè)定零頻門限為1 (T5Hz。
[0048] 第2種：自由模態(tài)頻率與第一階橫向固有整體模態(tài)頻率或第一階縱向固有整體模 態(tài)頻率之比小于設(shè)定門限，則判斷所述自由模態(tài)頻率為零頻。在本實施例中可以將該門限 設(shè)定為0.1%。
[0049] 第三步:模態(tài)分析和頻響分析
[0050] 在該步驟中，需要對空間有限元模型進(jìn)行模態(tài)分析和頻響分析，具體分析過程如 下：
[0051] (3a)、進(jìn)行固支狀態(tài)模態(tài)分析，得到組合體固支模態(tài)頻率和固支振型值;進(jìn)行自由 狀態(tài)模態(tài)分析，得到組合體自由模態(tài)頻率和自由振型值；
[0052] (3b)進(jìn)行頻率響應(yīng)分析，得到設(shè)定部位處加速度頻率響應(yīng)曲線，在所述曲線上查 找由大到小排序后的前N個峰值，記錄所述N個峰值對應(yīng)的頻率值和加速度值;N為正整數(shù)。 進(jìn)行以上操作的主要原因在于:頻響分析中的峰值頻率與固支模態(tài)中的模態(tài)頻率有一定對 應(yīng)關(guān)系，且多分支結(jié)構(gòu)的整體二階或三階橫向頻率對組合體加速度響應(yīng)影響較大，因此在 模態(tài)試驗及模型修正前，應(yīng)通過頻響分析篩選出各方向主要峰值頻率及其上限范圍，進(jìn)行 重點識別和修正。
[0053] 在本實施例中，進(jìn)行頻率響應(yīng)分析時，設(shè)定輸入加速度激勵的頻率范圍為5- 100Hz，量級為0.05g，并設(shè)定各階模態(tài)阻尼為1%。在該設(shè)定條件下得到的加速度響應(yīng)曲線 如圖2所示，圖中還將頻率響應(yīng)分析得到的理論值與正弦掃描試驗中的試驗值進(jìn)行了對比。
[0054] 第四步:模態(tài)分析結(jié)果與模態(tài)試驗結(jié)果進(jìn)行比較
[0055] 在該步驟中，將外部模態(tài)試驗得到的模態(tài)頻率和振型值，與第三步模態(tài)分析得到 模態(tài)頻率和振型值進(jìn)行對比，根據(jù)對比結(jié)果確定是否進(jìn)行空間有限元模型修正，具體實現(xiàn) 過程如下：
[0056] (4a )、將模態(tài)試驗得到的模態(tài)頻率與模態(tài)分析得到模態(tài)頻率進(jìn)行比較，得到固支 頻率偏差A(yù) fg和自由頻率偏差A(yù) fz，其中
，匕4和匕4分別為模 態(tài)分析得到固支模態(tài)頻率和自由模態(tài)頻率，fgB和fzB分別為模態(tài)試驗得到的固支模態(tài)頻率 和自由模態(tài)頻率；
[0057] (4b)、將模態(tài)試驗得到的振型值與模態(tài)分析得到的固支振型值和自由振型值相比 得到固支振型一致性指標(biāo)值MACg和自由振型一致性指標(biāo)值MAC Z.
[0058]其中具體計算公式為：
，{: 是第i個固支試驗?zāi)B(tài)振型向 量；{ 是第j個固支分析模態(tài)振型向量。
4>testi_g}是第i個自由試驗?zāi)B(tài)振型向 量；{ 是第j個自由分析模態(tài)振型向量。
[0061] (4。）、如果厶^彡厶^、厶匕彡厶^、]\^(：{；彡]\^(^或1厶(： 2彡]\^(^，則返回步驟（1)， 對空間有限元模型進(jìn)行修正，其中A fth和MACth分別為設(shè)定的第一頻率偏差門限和振型一 致性門限。
[0062] 第五步:頻率響應(yīng)分析結(jié)果與正弦掃描試驗結(jié)果進(jìn)行比較
[0063]在該步驟中，將外部正弦掃描試驗得到的試驗結(jié)果，與第三步的頻率響應(yīng)分析得 到的頻率響應(yīng)結(jié)果進(jìn)行對比，根據(jù)對比結(jié)果確定是否進(jìn)行空間有限元模型修正，具體實現(xiàn) 過程如下：
[0064] (5a)、將第三步記錄的N個峰值對應(yīng)頻率值和加速度值，與外部正弦掃描試驗得到 的加速度頻率響應(yīng)曲線中的N個峰值對應(yīng)的頻率值和加速度值進(jìn)行對比，得到相應(yīng)的相對 頻率偏差和絕對加速度偏差。其中，相對頻率偏差的計算方法為:先將頻率響應(yīng)分析記錄的 頻率值與正弦掃描試驗的頻率值作差，再用該差值除以試驗頻率值，得到相對頻率偏差。絕 對加速度偏差等于頻率響應(yīng)分析記錄的加速度值減去正弦掃描試驗的加速度值。
[0065] (5b)、如果相對頻率偏差大于設(shè)定的第二頻率偏差門限，則返回步驟(1)進(jìn)行空間 有限元模型調(diào)整;如果絕對加速度偏差小于〇，則調(diào)整模態(tài)阻尼值并返回步驟第三步重新進(jìn) 行頻率響應(yīng)分析。其中，在第三步的頻率響應(yīng)分析中，設(shè)定模態(tài)阻尼值的初值為1 %，該初值 為本技術(shù)領(lǐng)域內(nèi)普遍采用的模態(tài)阻尼值，本發(fā)明可以根據(jù)絕對加速度偏差來調(diào)整該模態(tài)阻 尼值，從而得到更為精準(zhǔn)的有限元模型。
[0066] 第六步:確定飛行狀態(tài)模型
[0067] 在該步驟中，將空間有限元模型設(shè)定為飛行狀態(tài)，即將模型中的相關(guān)參數(shù)值均設(shè) 定為飛行狀態(tài)參數(shù)，從而得到飛行狀態(tài)的空間有限元模型，該模型可用于進(jìn)行動響應(yīng)分析， 或者用于基礎(chǔ)級火箭進(jìn)行全箭動特性和全箭動力學(xué)響應(yīng)預(yù)算。
[0068]在該步驟中，為了確定飛行狀態(tài)模型狀態(tài)正常，可以首先對該空間有限元模型進(jìn) 行自由狀態(tài)模態(tài)分析，得到各部段、組合體的各階自由模態(tài)頻率;如果前六階為零頻且其他 各階為非零頻，則判斷飛行狀態(tài)下的空間有限元模型正常;否則判斷為出現(xiàn)異常，則調(diào)整飛 行狀態(tài)參數(shù)或自由模態(tài)分析的邊界條件。
[0069] 然后對該空間有限元模型進(jìn)行固支狀態(tài)模態(tài)分析，檢查組合體橫向固有整體模態(tài) 頻率和縱向固有整體模態(tài)頻率是否滿足設(shè)定的基礎(chǔ)級火箭的基頻指標(biāo)。
[0070] 利用本發(fā)明的模型修正方法得到的模型參數(shù)如表1所示，其中包括試驗值、模型修 正前和模型修正后的結(jié)果對比，從表中的對比結(jié)果可以看出，相對頻率偏差小于10%，MAC 值>〇. 6，模型修正效果比較好。
[0071 ]表1模態(tài)計算值與試驗值對比表
[0073] 以上所述，僅為本發(fā)明一個【具體實施方式】，但本發(fā)明的保護范圍并不局限于此，任 何熟悉本技術(shù)領(lǐng)域的技術(shù)人員在本發(fā)明揭露的技術(shù)范圍內(nèi)，可輕易想到的變化或替換，都 應(yīng)涵蓋在本發(fā)明的保護范圍之內(nèi)。
[0074] 本發(fā)明說明書中未作詳細(xì)描述的內(nèi)容屬于本領(lǐng)域?qū)I(yè)技術(shù)人員的公知技術(shù)。
【主權(quán)項】
1. 一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，其特征在于:包括如下步驟： (1) 、在設(shè)定的試驗狀態(tài)下，根據(jù)航天器各部段結(jié)構(gòu)、推進(jìn)劑加注質(zhì)量、試驗邊界條件， 建立航天器的空間有限元模型，并進(jìn)行各部段檢查和組合體檢查:如果檢查結(jié)果滿足設(shè)定 需求則進(jìn)入步驟(2);如果檢查結(jié)果不滿足設(shè)定需求，則返回步驟（1)對所述空間有限元模 型進(jìn)行調(diào)整； (2) 、對空間有限元模型進(jìn)行自由狀態(tài)模態(tài)分析和固支狀態(tài)模態(tài)分析;分析結(jié)果滿足設(shè) 定指標(biāo)，則進(jìn)入步驟(3);否則返回步驟(1)對空間有限元模型進(jìn)行調(diào)整； (3) 、對空間有限元模型進(jìn)行模態(tài)分析和頻響分析，具體分析過程如下： (3a)、進(jìn)行固支狀態(tài)模態(tài)分析，得到組合體固支模態(tài)頻率和固支振型值;進(jìn)行自由狀態(tài) 模態(tài)分析，得到組合體自由模態(tài)頻率和自由振型值； (3b)進(jìn)行頻率響應(yīng)分析，得到設(shè)定部位處加速度頻率響應(yīng)曲線，在所述曲線上查找由 大到小排序后的前N個峰值，記錄所述N個峰值對應(yīng)的頻率值和加速度值;N為正整數(shù)； (4) 、將外部模態(tài)試驗得到的模態(tài)頻率和振型值，與步驟(3a)模態(tài)分析得到模態(tài)頻率和 振型值進(jìn)行對比，根據(jù)對比結(jié)果確定是否進(jìn)行空間有限元模型修正； (5) 、將外部正弦掃描試驗得到的試驗結(jié)果，與步驟(3b)頻率響應(yīng)分析得到的頻率響應(yīng) 結(jié)果進(jìn)行對比，根據(jù)對比結(jié)果確定是否進(jìn)行空間有限元模型修正； (6) 、將空間有限元模型設(shè)定為飛行狀態(tài)，用于進(jìn)行動響應(yīng)分析，或者用于基礎(chǔ)級火箭 進(jìn)行全箭動特性和全箭動力學(xué)響應(yīng)預(yù)算。2. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，其特征 在于:在步驟（1)中，在建立航天器的空間有限元模型時，優(yōu)先使用殼單元進(jìn)行建模，對于 不能用殼單元進(jìn)行建模的部件，采用梁單元、集中質(zhì)量點單元或?qū)嶓w單元進(jìn)行建模。3. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，其特征 在于:在步驟(2)中，對空間有限元模型進(jìn)行自由狀態(tài)模態(tài)分析和固支狀態(tài)模態(tài)分析，具體 分析過程和結(jié)果評估方法如下： 對空間有限元模型進(jìn)行自由狀態(tài)模態(tài)分析，得到各部段、組合體的各階自由模態(tài)頻率， 如果前六階為零頻且其他各階為非零頻，則判斷自由狀態(tài)模態(tài)分析結(jié)果滿足設(shè)定指標(biāo)； 對空間有限元模型進(jìn)行固支狀態(tài)模態(tài)分析:得到第一階橫向固有整體模態(tài)頻率和第一 階縱向固有整體模態(tài)頻率，如果兩個模態(tài)頻率值均滿足設(shè)定的火箭基頻指標(biāo)，則判斷固支 狀態(tài)模態(tài)分析結(jié)果滿足設(shè)定指標(biāo)。4. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，其特征 在于:判斷自由模態(tài)頻率是否為零頻的具體方法如下:將自由狀態(tài)模態(tài)分析得到的各階自 由模態(tài)頻率與設(shè)定的零頻口限進(jìn)行比較，如果自由模態(tài)頻率小于或等于零頻口限，則判斷 所述自由模態(tài)頻率為零頻。5. 根據(jù)權(quán)利要求3所述的一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，其特征 在于:判斷自由模態(tài)頻率是否為零頻的具體方法如下：自由模態(tài)頻率與第一階橫向固有整 體模態(tài)頻率或第一階縱向固有整體模態(tài)頻率之比小于設(shè)定口限，則判斷所述自由模態(tài)頻率 為零頻。6. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，其特征 在于:在步驟(4)中，將外部模態(tài)試驗得到的模態(tài)頻率和振型值，與步驟(3a)模態(tài)分析得到 模態(tài)頻率和振型值進(jìn)行比較，根據(jù)對比結(jié)果確定是否進(jìn)行空間有限元模型修正，具體實現(xiàn) 過程如下： (4a)、將模態(tài)試驗得到的模態(tài)頻率與模態(tài)分析得到模態(tài)頻率進(jìn)行比較，得到固支頻率 偏差A(yù) fg和自由頻率偏差A(yù) fz，其申gA和f ZA分別為模態(tài)分 析得到固支模態(tài)頻率和自由模態(tài)頻率，fgB和f ZB分別為模態(tài)試驗得到的固支模態(tài)頻率和自 由模態(tài)頻率； (4b)、將模態(tài)試驗得到的振型值與模態(tài)分析得到的固支振型值和自由振型值相比得到 固支振型一致性指標(biāo)值MACg和自由振型一致性指標(biāo)值MACz; (4c)、如果Afg《Afth、Afz《Afth、MACg《MAC化或MACz《MACth，則返回步驟a)，對空 間有限元模型進(jìn)行修正，其中A fth和MACth分別為設(shè)定的第一頻率偏差口限和振型一致性 口限。7. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，其特征 在于:在步驟(5)中，將外部正弦掃描試驗得到的試驗結(jié)果，與步驟(3b)頻率響應(yīng)分析得到 的頻率響應(yīng)結(jié)果進(jìn)行對比，根據(jù)對比結(jié)果確定是否進(jìn)行空間有限元模型修正，具體實現(xiàn)過 程如下： (5a)、將步驟(3b)記錄的N個峰值對應(yīng)頻率值和加速度值，與外部正弦掃描試驗得到的 加速度頻率響應(yīng)曲線中的N個峰值對應(yīng)的頻率值和加速度值進(jìn)行對比，得到相應(yīng)的相對頻 率偏差和絕對加速度偏差； 巧b)、如果相對頻率偏差大于設(shè)定的第二頻率偏差口限，則返回步驟（1)進(jìn)行空間有限 元模型調(diào)整;如果絕對加速度偏差小于0,則調(diào)整模態(tài)阻尼值并返回步驟(3b)重新進(jìn)行頻率 響應(yīng)分析;其中，所述模態(tài)阻尼值的初值設(shè)定為1%。8. 根據(jù)權(quán)利要求1所述的一種集頻率、振型和頻響函數(shù)為一體的模型修正方法，其特征 在于:在步驟(6)中，將空間有限元模型設(shè)定為飛行狀態(tài)后，首先對空間有限元模型進(jìn)行自 由狀態(tài)模態(tài)分析和固支狀態(tài)模態(tài)分析，具體分析內(nèi)容如下： 對空間有限元模型進(jìn)行自由狀態(tài)模態(tài)分析，得到各部段、組合體的各階自由模態(tài)頻率； 如果前六階為零頻且其他各階為非零頻，則判斷飛行狀態(tài)下的空間有限元模型正常；否則 判斷為出現(xiàn)異常，則調(diào)整飛行狀態(tài)參數(shù)或自由模態(tài)分析的邊界條件； 對空間有限元模型進(jìn)行固支狀態(tài)模態(tài)分析，檢查組合體橫向固有整體模態(tài)頻率和縱 向固有整體模態(tài)頻率是否滿足設(shè)定的基礎(chǔ)級火箭的基頻指標(biāo)。
【文檔編號】G06F17/50GK105912772SQ201610218740
【公開日】2016年8月31日
【申請日】2016年4月8日
【發(fā)明人】林宏, 張新宇, 彭慧蓮, 東華鵬, 王國輝, 陳益, 安雪巖, 王雪梅, 王明哲, 于秀麗, 陸浩然, 劉欣, 崔照云, 劉志偉, 張群, 楊自鵬, 楊勇, 唐頎, 曹夢磊, 楊煒平, 周佑君, 苗建全, 張巍, 劉建忠, 葉成敏, 肖澤寧, 郭源
【申請人】北京宇航系統(tǒng)工程研究所, 中國運載火箭技術(shù)研究院