姿控动力系统空间飞行力学环境预示方法与流程

1.本发明涉及科学卫星探测技术领域，具体涉及一种姿控动力系统空间飞行力学环境预示方法。


背景技术：

2.在姿控动力系统的飞行过程中，经历了不同工况的飞行阶段，不同的飞行阶段所受的力学环境不同，姿控动力系统真实力学环境预示的不准确，必将导致姿控动力系统空间飞行力学环境条件以及地面试验条件制定的不合理，常引起承力或链接结构发生破坏。主要原因是结构的固有频率与瞬态振动激励发生耦合，动力响应放大引起破坏。造成不合理的设计或不合格的产品带着隐患上天，因此准确的空间飞行力学环境预示对姿控动力系统的安全性和可靠性具有重要意义。
3.姿控动力系统空间飞行力学环境条件是姿控动力系统及其部组件设计和地面试验验证的重要依据，在载荷场的激励下，材料可能产生微裂纹，并随时间不断扩展，损伤连续累积，最后导致材料强度降低、疲劳断裂或寿命下降，结构局部或整体破坏。准确的空间飞行环境预示直接影响着姿控动力系统的总体设计水平，姿控动力系统结构设计和地面考核不足，可能导致结构破坏或电子器件的失效，空间飞行力学环境预示常容易暴露航天产品的设计缺陷以及存在的固有缺陷，提早暴露了产品缺陷，对姿控动力系统结构进行优化，提高设计的可靠性。
4.现有的技术方案,cn103678822a公开了一种月球探测器软着陆冲击力学环境预示方法，公开了一种通过建立探测器月面软着陆的非线性有限元模型，利用广义动力缩聚方法对探测器进行模型降阶，然后对降阶模型进行非线性有限元求解，得到探测器结构的动力学响应,cn105243246a,公开了一种基于返回器组件的着陆力学环境分析方法，具体同公开了一种通过对返回器软着陆的非线性有限元模型求解，采用递归数字滤波方法计算结构加速度响应的冲击谱，用于描述返回器着陆冲击的力学环境。
5.上述公开的两项专利能够进行力学环境进行预测，但是不能对模型进行精细化建模，力学环境预示结果不够准确，同时只是通过分析软件本身查看分析结果，操作步骤较多，降低了分析效率。


技术实现要素：

6.为了解决不能准确反应姿控动力系统在载荷场的作用下加速度响应问题，提出一种姿控动力系统空间飞行力学环境预示方法，能够快速地得到关键点准确数据。
7.本发明所采用的技术方案是姿控动力系统空间飞行力学环境预示方法，具体包括如下步骤：
8.步骤1：简化姿控动力系统几何模型，抽取姿控动力系统实体模型中性面，建立壳单元模型组件，建立n个属性组，n大于1，赋予不同的壳单元模型属性；
9.步骤2：网格质量检查，优化不符合要求的网格；
10.步骤3：单机质点建模，在贮箱、气瓶及发动机单机安装位置建立局部坐标系，在局部坐标系中输入各单机质心位置，输入各单机的质量及质心相对坐标系的转动惯量；
11.步骤4：采用刚性和柔性相结合的连接方式对姿控动力系统进行耦合连接；
12.步骤5：对姿控动力系统分析模型进行空间飞行力学环境激励，分析姿控动力系统的共振频率；
13.步骤6：建立空间飞行力学环境载荷场，在姿控动力系统整机模型上施加边界条件和力学环境载荷，创建分析工况，设置积分步长和输出结果，设置不同空间飞行力学环境仿真工况；
14.步骤7：将步骤6得到的分析文件提交给有限元软件msc.nastran进行求解，查看姿控动力系统在不同工况下加速度响应及最大加速度位置节点编号；
15.步骤8：采用matlab程序提取结点加速度响应。
16.更优选的，所述的步骤1采用hypermesh软件对舱段、气瓶安装板、贮箱安装板和发动机载荷板实体模型进行抽取中性面，分别定义各属性组的厚度尺寸和位置坐标。
17.更优选的，所述的步骤2中网格质量检查包括网格纵横比、翘曲度、倾斜度和雅克比标准检查。
18.更优选的，所述的步骤4中的耦合连接具体为贮箱、气瓶及发动机单机单元通过柔性单元与载荷板进行连接，载荷板通过刚性单元与舱段进行连接。
19.本发明的有益效果是：本发明采用姿控动力系统整机非线性模型预示其空间飞行的力学环境，能够准确得到姿控动力系统在空间飞行不同工况下舱段、气瓶组件、贮箱组件、发动机组件及各单机的加速度响应，对姿控动力系统中受力学环境载荷场影响严重的组件进行合理化设计，消除航天产品带来的上天隐患。本发明采用matlab程序读取关键点的加速度响应，得到姿控动力系统力学环境预示关键点准确数据，缩短了数据提取时间，提高了数据处理的效率，保证了型号研制进度。
附图说明
20.图1为本发明的姿控动力系统空间飞行力学环境预示方法的流程示意图。
21.图2为姿控动力系统整机非线性有限元模型示意图。
22.图3为采用matlab程序读取x向正弦振动关键点加速度响应图。
23.图4为采用matlab程序读取x向随机振动关键点加速度响应图。
24.图5为采用matlab程序读取y向正弦振动关键点加速度响应图。
25.图6为采用matlab程序读取y向随机振动关键点加速度响应图。
具体实施方式
26.为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例。通常在此处附图中描述和示出的本发明实施例的组件能够以各种不同的配置来布置和设计。
27.本发明的目的是为了解决不能准确反应姿控动力系统在载荷场的作用下加速度响应问题，提出一种姿控动力系统空间飞行力学环境预示方法，能够快速地得到关键点准
确数据。
28.姿控动力系统空间飞行力学环境预示方法，首先采用精细化网格建模方法，对姿控动力系统进行有限元建模，采用质点法对系统中的单机进行建模，运用刚性和柔性相结合的连接方式对姿控动力系统进行耦合连接，形成专用的工程建模方法，完成姿控动力系统整机非线性建模。同时加载力学环境振动条件，得到准确姿控动力系统力学环境响应，采用matlab程序读取关键点的加速度响应，方便快速得到姿控动力系统空间飞行力学环境预示准确数据，用于姿控动力系统结构合理化设计，保证型号研制进度。
29.一种姿控动力系统空间飞行力学环境预示方法，如图1所示，具体三大步骤如下：
30.步骤1：简化姿控动力系统几何模型，去除倒角、圆角等对分析结果影响不大的结果，提高网格质量，降低分析问题的规模。
31.在hypermesh软件中对舱段、气瓶安装板、贮箱安装板和发动机载荷板等实体模型进行抽取中性面。建立不同壳单元模型组件，。
32.建立多个单元属性组，定义不同的厚度尺寸，分别赋予不同的壳单元模型组件。
33.定义铝合金、不锈钢等材料属性，对不同的壳单元模型组件赋予不同的材料属性。
34.对网格纵横比、翘曲度、倾斜度和雅克比等标准进行质量检查。
35.优化不合格网格，提升网格质量，提交姿控动力系统高质量网格模型。
36.在贮箱、气瓶及发动机等单机安装位置建立局部坐标系。
37.在局部坐标系中输入各单机质心位置。
38.输入各单机的质量及质心相对坐标系的转动惯量，完成各单机质点建模。
39.将贮箱、气瓶及发动机等单机单元通过rbe3(柔性连接)单元模拟螺栓与载荷板进行柔性连接。
40.将载荷板通过rbe2(刚性连接)单元模拟螺栓与舱段进行刚性连接；完成姿控动力系统整机耦合建模。
41.步骤2：在msc.nastran软件中对0～2000hz频率范围内姿控动力系统分析模型施加0.1g的空间飞行力学环境激励。
42.分析姿控动力系统共振频率。
43.创建空间飞行力学环境载荷场。
44.在姿控动力系统舱段螺栓孔处施加全约束载荷，在螺栓孔外围施加空间飞行力学环境载荷场。
45.设置积分步长，输出加速度分析结果。
46.对姿控动力系统的共振频率进行加密分析设置，创建不同空间飞行力学环境工况分析文件。
47.图3至图6所示4种空间飞行力学环境典型工况：
48.姿控动力系统空间飞行x向正弦振动工况。
49.姿控动力系统空间飞行x向随机振动工况。
50.姿控动力系统空间飞行y向正弦振动工况。
51.姿控动力系统空间飞行y向随机振动工况。
52.步骤3：在msc.nastran软件中提交不同工况分析文件，利用msc.natran软件求解器对姿控动力系统空间飞行的典型工况进行非线性有限元仿真。
53.查看姿控动力系统在不同工况下加速度响应。
54.查看最大加速度位置节点编号。
55.在matlab程序中输入姿控动力系统最大加速度节点编号。
56.提取节点的加速度响应，得到姿控动力系统空间飞行力学环境预示准确数据。
57.本发明采用姿控动力系统整机非线性模型预示其空间飞行的力学环境，能够准确得到姿控动力系统在空间飞行不同工况下舱段、气瓶组件、贮箱组件、发动机组件及各单机的加速度响应，对姿控动力系统中受力学环境载荷场影响严重的组件进行合理化设计，消除航天产品带来的上天隐患。本发明采用matlab程序读取关键点的加速度响应，得到姿控动力系统力学环境预示关键点准确数据，缩短了数据提取时间，提高了数据处理的效率，保证了型号研制进度。
58.以上显示和描述了本发明的基本原理和主要特征和本发明的优点。本行业的技术人员应该了解，本发明不受上述实施例的限制，上述实施例和说明书中描述的只是说明本发明的原理，在不脱离本发明精神和范围的前提下，本发明还会有各种变化和改进，这些变化和改进都落入要求保护的本发明范围内。本发明要求保护范围由所附的权利要求书及其等效物界定。