薄膜天线结构模态参数在轨辨识研究

发布时间：2020-05-31 00:30

【摘要】：大型薄膜结构由于具有重量轻、收纳率高、易展开和低成本等优点,目前被航天领域广泛应用,比如大型的薄膜天线和太阳帆板等。这一类结构呈现大型化和低刚度的特点,其固有频率往往数值低且分布密集。本文的研究对象薄膜天线结构,参考有限元软件的计算结果,其前10阶固有频率分布在0.149Hz~0.620Hz之间,是极低密频的结构。因此当其处于工作状态时,即使微小的扰动也会引起长时间大幅度的振动,必须设计有效的振动控制器来抵制干扰,确保其长时间良好的工作状态。结构的模态参数对其控制器的设计至关重要。文中薄膜天线结构薄膜阵面长18.4m,宽4.5m,难以开展全尺寸的地面试验。另一方面,通过有限元建模计算其模态参数时,由于必须进行的简化和边界条件的假设,使得计算结果和实际的模态参数之间存在较大误差。而通过模态参数的在轨辨识可以获得更加精确可靠的结果。因此开展薄膜天线结构模态参数在轨辨识的研究不但具有良好的科学意义,而且具有工程应用价值。本学位论文在上海市自然科学基金(16ZR1436200)的资助下,对薄膜天线结构在轨辨识技术进行研究,主要研究工作如下:(1)基于有限元软件Abaqus建立了薄膜天线结构的有限元模型,用于仿真计算模态参数辨识所需的动力学响应数据,并对建立的有限元模型进行了模态分析作为模态参数辨识的参照。(2)利用仿真计算的脉冲响应数据和正弦激励响应数据,分别采用频域的辨识方法FFT和时域的辨识方法ERA辨识系统的模态参数,并对比辨识结果。文中分别采用了位移速度格式的ERA方法和加速度格式的ERA方法,采用加速度输出进行辨识时,首先利用优化准则和粒子群算法对测点的位置进行了优化。采用ERA方法进行辨识,当输入为正弦激励时,通过OKID方法计算系统的Markov参数。利用ERA方法对薄膜天线结构进行模态参数辨识时,由于需要对系统的阶次进行过估计,因此会有大量的虚假模态出现,另外薄膜天线结构的固有频率呈现低频密集的特点,因此如何有效剔除虚假模态是一大难点,文中分别采用模态相位共线性法(MPC)、模态幅值相关系数法(MAC)和稳定图法来剔除虚假模态。(3)以薄膜天线结构的缩比框架为研究对象,开展模态参数辨识试验,验证各理论方法的实际有效性。对框架施加扫频激励、正弦激励、脉冲激励和初始状态四种激励形式,采用了FFT、OKID和加速度格式的ERA方法辨识系统的固有频率。针对由于实测信号夹杂噪声干扰而导致辨识结果出现虚假频率的情况,当采用FFT方法辨识时,通过消除趋势项和平滑处理对输出数据进行预处理。当采用ERA方法辨识时,则分别应用了稳定图法、MPC结合MAC剔除虚假模态。
【图文】：

示意图,卫星,示意图,模态参数

进入太空后通过展开装置进行展开，展开后往往有着巨大的外形尺寸，例如，美国 AstroMesh 天线，口径可达 25m[1]；日本 ETS-VIII 两副大型展开式天线的长度均为 19.2m，宽为 16.7m[2]，如图 1-1 所示，ETS-VI 帆板展开后长达 30m，，单个帆板长 14m[3]，如图 1-2 所示。薄膜结构的薄膜阵面本身不具有刚度，只有展开以后，通过拉伸装置使膜面张紧才使其具有一定的刚度，但张紧后薄膜阵面的刚度值依然较小，即使微小的扰动可能也会影响正常工作，甚至造成毁灭性的破坏。为了设计高精度可靠的振动控制器，必须知道挠性结构的模态参数。通常获得模态参数的方法包括在地面开展结构的模态试验和将结构离散化为有限元模型进行分析计算。当结构尺寸巨大时往往难以开展地面试验，另外由于地面试验过程中空气阻力和重力的影响，必然导致试验结果和结构实际的模态参数之间存在较大误差。而有限元分析过程中的简化和假设也会导致计算的模态参数和实际的模态参数有较大误差。这种情况下，现在国内外普遍采用的一条途径是开展在轨辨识试验。通过航天结构模态参数的在轨辨识，不仅可以用于设计高效的控制器，也可以用于修正建立的航天结构动力学模型，使其更能反映该航天结构的真实的动力学行为。

示意图,卫星,示意图,模态参数

进入太空后通过展开装置进行展开，展开后往往有着巨大的外形尺寸，例如，美国 AstroMesh 天线，口径可达 25m[1]；日本 ETS-VIII 两副大型展开式天线的长度均为 19.2m，宽为 16.7m[2]，如图 1-1 所示，ETS-VI 帆板展开后长达 30m，单个帆板长 14m[3]，如图 1-2 所示。薄膜结构的薄膜阵面本身不具有刚度，只有展开以后，通过拉伸装置使膜面张紧才使其具有一定的刚度，但张紧后薄膜阵面的刚度值依然较小，即使微小的扰动可能也会影响正常工作，甚至造成毁灭性的破坏。为了设计高精度可靠的振动控制器，必须知道挠性结构的模态参数。通常获得模态参数的方法包括在地面开展结构的模态试验和将结构离散化为有限元模型进行分析计算。当结构尺寸巨大时往往难以开展地面试验，另外由于地面试验过程中空气阻力和重力的影响，必然导致试验结果和结构实际的模态参数之间存在较大误差。而有限元分析过程中的简化和假设也会导致计算的模态参数和实际的模态参数有较大误差。这种情况下，现在国内外普遍采用的一条途径是开展在轨辨识试验。通过航天结构模态参数的在轨辨识，不仅可以用于设计高效的控制器，也可以用于修正建立的航天结构动力学模型，使其更能反映该航天结构的真实的动力学行为。
【学位授予单位】：上海交通大学
【学位级别】：硕士
【学位授予年份】：2018
【分类号】：V443.4

【参考文献】