[发明专利]一种卫星星架系统动力学响应分析方法和系统

说明书

本发明公开了一种卫星星架系统动力学响应分析方法和系统，其中，所述方法包括：根据支架的有限元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，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，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；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；若计算得到的支架安装处的拉拔力小于所述埋件拉拔力，则重新进行设计直至满足要求。通过本发明提高了卫星星架系统结构设计及动力学分析水平。

技术领域

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。

发明内容

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，w_i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w_i；