本申请提供了一种火箭模态参数的确定方法、装置、设备及存储介质。火箭模态参数的确定方法包括：当火箭的全箭模态模型在激励脉冲信号的作用下发生振动时，获取至少一阶弯曲模态的模态振型；将每阶弯曲模态的模态振型转换为俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型，并确定俯仰平面的弯曲模态质量和偏航平面的弯曲模态质量；全箭模态模型是火箭整体结构系统的计算机仿真模型。本申请可适用于火箭非严格轴对称的情形，符合控制系统按照俯仰方向和偏航方向单独进行设计的思路，有利于控制系统的设计和使用，进而有利火箭的研制和设计，同时可简化模态试验。可简化模态试验。可简化模态试验。
【技术实现步骤摘要】
火箭模态参数的确定方法、装置、设备及存储介质
[0001]本申请涉及飞行器
，具体而言，本申请涉及一种火箭模态参数的确定方法、装置、设备及存储介质。
技术介绍
[0002]运载火箭的模态参数（包括模态振型、模态质量、模态频率等参数）是火箭控制系统设计的输入条件，对火箭飞行的伺服弹性稳定性至关重要。
[0003]在基于火箭模型确定模态参数时，由于火箭的质量和刚度分布不是严格的轴对称，因此计算所得同一阶的两个弯曲模态振型不会完全沿俯仰方向和偏航方向，多数模态振型存在于与俯仰方向、偏航方向呈任意夹角的平面内，这与控制系统按照俯仰方向和偏航方向单独进行设计的思路矛盾，因此不便于控制系统的设计和使用。
技术实现思路
[0004]本申请针对现有方式的缺点，提出一种火箭模态参数的确定方法、装置、设备及存储介质，用以解决现有的模态参数计算方式所得的同一阶弯曲模态振型与控制系统的设计思路矛盾的技术问题。
[0005]第一方面，本申请实施例提供了一种火箭模态参数的确定方法，包括：当火箭的全箭模态模型在激励脉冲信号的作用下发生振动时，获取至少一阶弯曲模态的模态振型；全箭模态模型是火箭整体结构系统的计算机仿真模型；将每阶弯曲模态的模态振型转换为俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型，并确定俯仰平面的弯曲模态质量和偏航平面的弯曲模态质量。
[0006]第二方面，本申请实施例提供了一种火箭模态参数的确定装置，包括：数据获取模块，用于当火箭的全箭模态模型在激励脉冲信号的作用下发生振动时，获取至少一阶弯曲模态的模态振型；全箭模态模型是火箭整体结构系统的计算机仿真模型；参数确定模块，用于将每阶弯曲模态的模态振型转换为俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型，并确定俯仰平面的弯曲模态质量和偏航平面的弯曲模态质量。
[0007]第三方面，本申请实施例提供了一种火箭模态参数的确定设备，包括：存储器；处理器，与存储器电连接；存储器存储有计算机程序，计算机程序由处理器执行以实现本申请实施例第一方面提供的火箭模态参数的确定方法。
[0008]第四方面，本申请实施例提供了一种计算机可读存储介质，存储有计算机程序，该计算机程序被处理器执行时实现本申请实施例第一方面提供的火箭模态参数的确定方法。
[0009]本申请实施例提供的技术方案，至少具有如下有益效果：1）本申请实施例可将任意平面的模态振型转换为俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型，并确定俯仰平面的弯曲模态质量和偏航平面的弯曲模态质量，从而得到火箭的
模态参数（包括模态振型向量和弯曲模态质量），该方式适用于火箭非严格轴对称的情形，符合控制系统按照俯仰方向和偏航方向单独进行设计的思路，有利于控制系统的设计和使用，进而有利火箭的研制和设计，以满足火箭等运载器的发射和飞行需求，以及飞行器宇宙航行的需求。
[0010]2）本申请实施例基于计算机仿真的全箭模态模型来获取任意平面的模态振型，进而对该平面的模态振型进行转换，相较于现有的基于实体模型进行模态试验的方式，降低了模态试验的复杂度，可提升模态试验的效率。
[0011]本申请附加的方面和优点将在下面的描述中部分给出，这些将从下面的描述中变得明显，或通过本申请的实践了解到。
附图说明
[0012]本申请上述的和/或附加的方面和优点从下面结合附图对实施例的描述中将变得明显和容易理解，其中：图1为本申请实施例提供的一种火箭模态参数的确定方法的流程示意图；图2为本申请实施例中非线性动力模型的结构示意图；图3为本申请实施例提供的一种火箭模态参数的确定装置的结构框架示意图；图4为本申请实施例提供的另一种火箭模态参数的确定装置的结构框架示意图；图5为本申请实施例提供的一种火箭模态参数的确定设备的结构框架示意图。
具体实施方式
[0013]下面详细描述本申请，本申请的实施例的示例在附图中示出，其中自始至终相同或类似的标号表示相同或类似的部件或具有相同或类似功能的部件。此外，如果已知技术的详细描述对于示出的本申请的特征是不必要的，则将其省略。下面通过参考附图描述的实施例是示例性的，仅用于解释本申请，而不能解释为对本申请的限制。
[0014]本
技术人员可以理解，除非另外定义，这里使用的所有术语（包括技术术语和科学术语），具有与本申请所属领域中的普通技术人员的一般理解相同的意义。还应该理解的是，诸如通用字典中定义的那些术语，应该被理解为具有与现有技术的上下文中的意义一致的意义，并且除非像这里一样被特定定义，否则不会用理想化或过于正式的含义来解释。
[0015]本
技术人员可以理解，除非特意声明，这里使用的单数形式“一”、“一个”、“所述”和“该”也可包括复数形式。应该进一步理解的是，本申请的说明书中使用的措辞“包括”是指存在所述特征、整数、步骤、操作、元件和/或组件，但是并不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、组件和/或它们的组。应该理解，当我们称元件被“连接”或“耦接”到另一元件时，它可以直接连接或耦接到其他元件，或者也可以存在中间元件。这里使用的措辞“和/或”包括一个或更多个相关联的列出项的全部或任一单元和全部组合。
[0016]首先对本申请涉及的几个名词进行介绍和解释：1）模态：结构系统的固有振动特性。线性系统的自由振动被解耦合为N个正交的单自由度振动系统，对应系统的N个模态，每一个模态具有特定的固有频率、阻尼比和模态振型。模
态包括多种类型，本申请实施例基于其中的一种模态（即弯曲模态）确定火箭的模态参数。
[0017]2）模态振型（也称模态向量、模态振型向量、模态位移向量）：通俗地讲，模态振型是每阶模态振动的形态。从数学上讲，模态振型是模态空间的“基”向量；在线性代数中，基向量是描述、刻画向量空间的基本工具。向量空间中任意一个元素，都可以唯一地表示成基向量的线性组合。在模态空间，这个基向量的个数就是模态的阶数。
[0018]3）模态频率：即一般说的固有频率。通常在结构设计中，需要将固有频率避开主要激励频率，以防引起共振。模态频率是模态中最重要的一个参数，也是动力学设计的基础。
[0019]4）模态质量：指在该模态下系统的质量。模态质量能反映出模态的指标好坏。
[0020]5）刚度：指材料或结构在受力时抵抗弹性变形的能力。
[0021]6）俯仰方向、偏航方向：以火箭顶点为原点O建立坐标系，火箭对称轴方向为X向，与X向的垂直的方向为Y向（作为俯仰方向），与X向和Y向均垂直的方向为Z向（作为偏航方向或称侧向），XOY面为俯仰平面，XOZ面为偏航平面或称侧向平面。
[0022]本申请的专利技术人进行研究发现，整箭的模态参数预示方法通常将火箭等效为简化模型（集中质量梁模型或壳模型），然后根据模态试验结果修正简化模型的动力学参数，最终获得其它不同质量状态下火箭的模态参数。
[0023]该模态参数预示方法存在以下不足：1）通过简化模型计算得到的模态参数与实际值偏差较大，无法满足设计需要，本文档来自技高网...
【技术保护点】
【技术特征摘要】
1.一种火箭模态参数的确定方法，其特征在于，包括：当火箭的全箭模态模型在激励脉冲信号的作用下发生振动时，获取至少一阶弯曲模态的模态振型；所述全箭模态模型是火箭整体结构系统的计算机仿真模型；将每阶弯曲模态的所述模态振型转换为俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型，并确定所述俯仰平面的弯曲模态质量和所述偏航平面的弯曲模态质量。2.根据权利要求1所述的火箭模态参数的确定方法，其特征在于，所述全箭模态模型是通过如下方式构建出的：建立任意两个舱段连接的线性动力模型；调整所述线性动力模型中两个舱段之间的连接件的刚度值，在每个刚度值下对所述线性动力模型进行模态分析，确定所述线性动力模型的一阶频率值，直至所述线性动力模型的一阶频率值等于目标频率值；根据所述目标频率值对应的所述连接件的刚度值，构建所述全箭模态模型。3.根据权利要求2所述的火箭模态参数的确定方法，其特征在于，所述建立任意两个舱段连接的线性动力模型，包括：建立任意两个舱段连接的非线性动力模型，所述非线性动力模型中的两个舱段通过所述连接件连接且两个舱段的对接面之间非线性接触；去除所述非线性动力模型中所述两个舱段之间的非线性接触的因素，将所述非线性动力模型转换为所述线性动力模型。4.根据权利要求3所述的火箭模态参数的确定方法，其特征在于，所述目标频率值是通过如下方式确定出的：对所述非线性动力模型施加所述激励脉冲信号，获取所述非线性动力模型的加速度响应信号；根据所述加速度响应信号，确定所述非线性动力模型的一阶频率值，作为所述目标频率值。5.根据权利要求1-3中任一项所述的火箭模态参数的确定方法，其特征在于，所述将每阶弯曲模态的模态振型转换为俯仰平面的模态振型和偏航平面的模态振型，包括：对于每阶弯曲模态，针对所述俯仰平面对该阶弯曲模态的各模态振型进行正交化，得到针对所述俯仰平面的第一线性组合系数，根据所述第一线性组合系数对该阶弯曲模态的各模态振型进行线性组合，得到...
【专利技术属性】
技术研发人员：刘百奇，董威利，刘建设，
申请(专利权)人：北京星河动力装备科技有限公司，
类型：发明
国别省市：
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