邹元杰 王泽宇 张志娟 葛东明

（北京空间飞行器总体设计部，北京 100094）

1 引言

航天器结构的在轨微振动响应分析对于光学载荷成像质量评估、振动控制措施应用等都是非常重要的［1-4］。这类分析原则上属于结构动力学的范畴，因此，经典的动力学分析理论和方法都适用。然而，航天器在轨的动力学分析有其自身的特殊性：航天器处于自由-自由状态，与发射段的边界条件差异很大；系统基频较低（小于1 Hz）；激励频率可以达到几百赫兹，有限元模型的精细程度超过星箭耦合分析模型。这些特点使得常规的时程积分数值算法在进行时域响应分析时很不方便。具体说来，存在以下两个问题。

（1）由于航天器结构处于自由-自由状态，其动响应必然包含刚体模态和弹性模态两部分的影响。其中，刚体部分的响应由于没有阻尼作用，受载荷作用时会产生整体姿态“漂移”，呈发散状态。在航天器实际在轨工作时，并不会出现这种姿态发散，主要是因为航天器有姿态控制系统的作用，始终维持姿态在小范围内振荡。如果动力学模型中未引入控制系统的闭环作用，进行开环计算，必然出现姿态“漂移”［5-6］。这个问题可以通过在动力学模型中引入控制系统来消除，也可以人为施加一个低频阻尼器，把刚体模态近似看成一个低频的弹性模态，赋予其振荡特性，自然就不会无限发散。然而，第一种处理方式使动力学模型更为复杂，增加了控制的反馈作用，计算量大大增加；……