簡介
現代大型複雜太空飛行器的研製過程中，耦合載荷分析具有著重要的意義。首先，通過耦合載荷分析能夠準確的預示太空飛行器發射過程中所要經受的苛刻的力學環境，並為太空飛行器結構設計與最佳化提供準靜態約束條件(即設計空間的邊界)。其次，耦合載荷分析是太空飛行器地面驗證試驗條件制定的重要輸入。最後，耦合載荷分析的結果將被用於發射過程中太空飛行器結構以及星上儀器設備安全性與可靠性的評估，並作為上級部門正式批准型號發射的重要依據。
精確的太空飛行器動力學模型是開展耦合載荷分析的基礎。目前，有限元分析方法因為其適應性廣、分析速度快、設計周期短，已經成為航天領域結構動力學分析的主要手段。然而，有限元建模中必須對結構特性、邊界條件和連線條件等進行簡化，這就使得有限元模型與實際結構之間必然存在誤差。相比有限元分析，由於避免了許多理論分析中的簡化，動力學試驗結果具有較高的可信度。因此，根據試驗數據，對初始的有限元分析模型進行修正，消除建模誤差，是獲得高精度分析模型的有效手段，也為開展準確的耦合載荷分析提供基礎。
對於大型複雜太空飛行器結構系統，動力學模型的試驗驗證需要統籌安排動力學試驗、相關分析、模型修正等工作，是一項艱巨的挑戰，因此必須制定一套系統的模型試驗驗證策略。
動力學模型試驗驗證的基本流程
圖1太空飛行器動力學模型的試驗驗證首先需要組織結構動力學試驗以準確獲取結構的動態特性，然後通過相關分析對初始模型進行評價，最後基於精確試驗數據和模型修正技術獲得高精度的能夠反映真實結構動態特性的動力學分析模型。圖1給出了結構動力學模型試驗驗證的基本流程。其中，動力學試驗是通過人為激勵使結構產生振動，提取結構輸入和回響輸出，進而辨識結構動態特性的方法。動力學試驗為模型修正提供目標數據，試驗數據的測量精度與完整性關乎模型驗證的成敗。
相關分析是評價分析模型與動力學試驗一致性的技術，而模型修正是通過調整初始分析模型的參數，消除分析預示與試驗結果的偏差，提高分析與試驗的相關度，從而獲得高精度的動力學分析模型。如前所述，初始的分析模型不可避免的存在誤差，而模型修正是獲得高精度分析模型的主要方法，也是模型驗證的核心。
動力學試驗方案
動力學試驗是分析模型驗證的重要環節，合理的選擇試驗方案，精心的試驗設計以及有效的試驗數據處理是精確獲取結構動態特性的基本保障。
動力學試驗是精確獲取結構動態特性的有效手段，目前航天工程中，常見的結構動力學試驗包括正弦振動試驗和模態試驗等。相比正弦振動試驗，模態試驗激勵輸入和回響輸出的能量都較低，因此結構非線性特性的影響也較小，同時模態試驗能夠更好地克服邊界條件的影響，獲取結構純淨的動力學特性，而且目前對模態試驗數據質量的評價以及試驗與分析模型的相關都已經具備了相對成熟的分析技術，因此複雜結構動力學模型修正及試驗驗證中，模態試驗是首選方案。然而，為了獲取精確的結構模態特性，模態試驗過程中需要精心的進行激勵方位、激勵能量的調整以及反覆的模態參數辨識等工作，使得試驗時間較長。在航天工程中，受到型號研製進度與研製經費等條件的制約，往往根據相似型號的經驗，僅僅安排正弦振動試驗，評估結構的安全性，只有在新型衛星平台的研製中，才安排模態試驗和模型驗證工作，目標是形成一個衛星平台的標準分析模型，並將模型固化，為衛星設計改進以及後繼星的研製提供參考。
