论文总字数：25401字

摘 要

地面振动试验是航天器研究制造过程中非常重要结构动力学试验，其目的是为了验证设计分析模型的正确性，并对之后的改正提供指导依据。因为试验的条件相对于其他方法而言更接近实际状况，以此方法得到的模态数据更加具有工程意义。本文实现了利用自由边界条件下对卫星整体模型进行模态试验获得的数据主要是固有频率和振型，对卫星有限元模型参数进行修正的工作。具体工作如下：

使用商用有限元软件，利用简化好的卫星几何模型进行有限元网格划分，网格单元类型全部采用实体单元，螺栓连接部分用薄层单元代替，大小为相邻单元的五分之一，最后计算卫星有限元模型的自由模态。划分网格时遇到的困难在于各部分构件之间连接部分的网格由于是分开划分，连接部分网格单元节点需要注意是否对齐和是否有缝隙。

采用两点悬挂的方式模拟自由边界条件，采用多点激励，单点测量的方式开展了结构的模态是试验，获得模态数据，并与计算模态数据进行比较。

以试验模态数据为目标，修改薄层单元材料参数，使得仿真计算数据趋近试验数据，为了验证振型的误差，计算对角线上的振型相关性系数。结果表明：修正之后有限元分析频率和模态试验频率差距较小，振型相关性系数达到工程要求，达到较为理想的建模误差精度。

关键词：卫星结构；有限元模型；模态试验；模型修正

Abstract

Ground vibration test is a very important structural dynamic test in spacecraft research and manufacturing. Its purpose is to verify the correctness of the design analysis model and provide guidance for subsequent correction. Because the test conditions are closer to the actual conditions than other methods, the modal data obtained by this method are of more engineering significance. In this paper, the updating of the parameters of the satellite finite element model is realized by using the natural frequencies and vibration modes obtained from the modal test of the satellite model under the free boundary condition. The specific work is as follows:

The commercial finite element software is used to divide the finite element mesh by using the simplified satellite geometric model. The mesh element types are all solid elements, and the bolt connection parts are replaced by thin layer elements, the size of which is one fifth of that of the adjacent elements. Finally, the free mode of the satellite finite element model is calculated. The difficulty encountered in grid division lies in the fact that the grids of the connecting parts between the components are divided separately, and the nodes of the connecting parts need to pay attention to whether they are aligned and whether there are gaps.

The free boundary condition is simulated by means of two-point suspension, and the modal test of the structure is carried out by means of multi-point excitation and single-point measurement. The modal data are obtained and compared with the calculated modal data.

Taking the experimental modal data as the target, the material parameters of the thin layer element are modified so that the simulation calculation data approach the experimental data. In order to verify the modal error, the modal correlation coefficient on the diagonal is calculated. The results show that the difference between the finite element analysis frequency and the modal test frequency is small after correction, and the modal correlation coefficient meets the engineering requirements and achieves ideal modeling error accuracy.

Keywords: Satellite structure; finite element model; model test; model adjust

目 录

摘 要 I

Abstract II

第一章 绪论 1

1.1研究背景及意义 1

1.2 国内外研究现状 2

1.3 本文的主要研究内容 4

第二章 卫星结构有限元建模及模态分析 5

2.1引言 5

2.2薄层单元理论 5

2.3结构有限元建模 9

2.4模态分析 12

2.5 本章小结 13

第三章 卫星结构模型模态试验 14

3.1 引言 14

3.2模态分析基本理论 14

3.3试验方案 16

3.3.1 试验对象 16

3.3.2 试验工况 16

3.3.3 测试系统 18

3.4 模态识别结果 19

3.5本章小结 21

第四章 卫星结构有限元模型修正 22

4.1引言 22

4.2修正理论概述 22

4.2.1 灵敏度分析的模型修正 22

4.2.2 相关性分析 24

4.3卫星有限元模型修正 24

4.4本章小结 26

第五章 总结与展望 27

5.1 总结 27

5.2展望 27

参考文献 29

致 谢 31

第一章 绪论

1.1研究背景及意义

古往今来，人类一直梦想着能离开地面，飞向天空。美国莱特兄弟率先取得成功，他们在1903年制造的第一架飞机的成功飞行，标志着人类飞天梦的正式开始。一百多年以来，随着时代的发展，从只能进入近地轨道的无人卫星，到如今能够进行科学研究的空间站，人类不断开拓着头顶这片未知而又广阔的空间。航天器担负着进行太空探索、执行空间任务的责任，承担着人类未来开拓生存空间的希望。而航天工业是一个国家经济、技术、工业化水平和国防实力的重要指标，航天器的发展状况，也直接代表了一个国家工业系统的能力。

随着人类科学技术的发展，航天工业里整体的材料、结构、制造水平以及分析的方法在不断的进步，总体上体现出复杂化、轻量化的趋势。为减轻每一克重量而奋斗，不仅对于飞机制造有着重要意义，对于目前的人类航天器也同样重要。而作为运载火箭重要有效荷载的卫星，其结构轻量化设计便成为了目前航空航天领域研究的热点之一。但在实际设计卫星的过程中，由于对复杂卫星结构高保真建模技术的缺乏，导致卫星结构设计过于保守。在航空航天工程中，随着航天器携带的仪器数量更多，精度更高，执行的任务也越来越复杂，因此保证航天器在发射、运行过程中的良好性能变得尤为重要。为了实现这一要求，航天器研发制造过程中的动态设计地位逐渐提高，设计过程中结构有限元动力学建模成为不可或缺的重要环节。过去几十年，虽然随着计算机技术的发展，计算能力有了长足的进步，关于有限元建模理论的研究也取得了相当大的进步，但是在对边界条件的模拟问题和不同构件的连接部分的力学模拟问题上，仍然没有达成统一，确定一个统一的建模标准，构件的相关材料和力学参数的设定仍然存在误差。这些问题属于定义物理结构模型的假设导致的理想化错误和数值方法产生的离散化错误，这两类问题是难以被选取模型参数的值来修正的，因此难以建立高精度的复杂卫星结构的有限元模型。这些问题的存在导致在实践工程设计中，人们经常发现由模态试验测得的模态数据，比如固有频率、振型和阻尼等，与有限元模态分析计算得到的频率、特征值等动态特性参数误差较大。因此，为了解决这些问题，航天工程设计过程中复杂卫星结构最初建立的有限元模型必须通过地面振动试验或振动模态试验来验证和修正。利用试验模态数据和基于有限元的分析的模态数据之间的差异，开展卫星结构模型的参数调整与修正，实现卫星结构的高保真动力学建模。已成为航天部门卫星设计的一个重要研究方向。

1.2 国内外研究现状

关于模型修正的理论与实践，国内外已经进行了许多年，有限元模型修正方法在土木、机械、航空航天等领域得到了极大发展。开始是根据直接物理参数识别理论，在得到了相对精确的试验模态参数之后，就直接用来建立模型。但由于Berman等人^[1]提出了试验结果具有不完备性，可以概述为有限元模型的自由度一般远大于实际测量的坐标数量，而测量坐标数目通常又远大于实测模态数目。因此基于试验结果的直接物理参数识别的建模方法已逐渐不被人们重视。后来逐渐发展为以理论有限元模型为先验模型，并利用地面振动试验结果的间接结构系统识别，又被称为基于动态试验的有限元模型修正。有限元模型修正可以分为两大环节，即试验、计算相关分析与模型参数修正。

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