一种航天器热致振动动力学响应评估方法技术

技术编号:14799793 阅读:78 留言:0更新日期:2017-03-14 21:52
本发明专利技术公开了一种航天器热致振动动力学响应评估方法,采用柔性航天器热致微振动耦合动力学分析方法,可比目前使用的二维悬臂梁加中心刚体组成的简化航天器热致微振动非耦合动力学建模方法得到更高精度的响应,更有助于分析柔性附件热致微振动力学环境对航天器姿态的影响,尤其是高分辨率遥感卫星成像分辨率。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术涉及航天器结构动力学分析领域,尤其涉及一种航天器热致振动动力学响应评估方法
技术介绍
随着高精度航天器的快速发展,微振动对于高精度航天器已成为影响其高成像分辨率和高指向精度的重要因素。航天器微振动中的柔性结构热致微振动力学环境,已成为高指向精度通信卫星和高分辨率遥感卫星这类高精度航天器有效载荷性能指标必须要考虑的重要因素。原因在于这类航天器具有重量轻、刚度小、固有频率低的大型柔性附件结构,在轨运行过程中因空间热环境改变导致热载荷诱发航天器微振动响应。航天器柔性附件结构热致微振动已在航天领域引发多起故障。研究柔性航天器热致微振动耦合动力学建模与分析对于我国目前亟需解决的高精度航天器大型柔性附件热致静态/动态变形,尤其是对航天器大型天线指向影响的建模和评估问题,具有重要意义。航天器在轨运行期间经历空间热环境剧烈变化后,不仅柔性附件结构会产生较大的热载荷引起微振动响应,而且由于角动量守恒,这类热扰动会传递到星本体上,造成星体姿态发生改变,进而有可能影响航天器正常工作。目前,对于此类问题的研究,仅见到二维悬臂梁加中心刚体组成的简化航天器热致微振动解析模型,而且均采用非耦合建模方法。对于复杂航天器,这类方法难以满足分析要求,需要从系统高度开展航天器热致微振动耦合动力学的建模与仿真分析,对分析柔性附件热致微振动力学环境对航天器姿态的影响,尤其是高分辨率遥感卫星成像分辨率,具有重要的工程应用价值。<br>
技术实现思路
有鉴于此,本专利技术提供了一种航天器热致振动动力学响应评估方法,可分析柔性附件热致微振动力学环境对航天器姿态的影响。本专利技术的一种航天器热致振动动力学响应评估方法,包括如下步骤:步骤1、航天器系统包括中心刚体和柔性附件,令B表示中心刚体,Ai表示第i个柔性附件,ob为航天器的中心刚体质心,oa为柔性附件Ai与中心刚体铰接点;建立以下三个三维直角坐标系:轨道坐标系{r本文档来自技高网
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【技术保护点】
一种航天器热致振动动力学响应评估方法,其特征在于,包括如下步骤:步骤1、航天器系统包括中心刚体和柔性附件,令B表示中心刚体,Ai表示第i个柔性附件,ob为航天器的中心刚体质心,oa为柔性附件Ai与中心刚体铰接点;建立以下三个三维直角坐标系:轨道坐标系{r}、星体坐标系{b}和附件坐标系{a};轨道坐标系{r}的原点为Or;星体坐标系{b}的原点为ob;附件坐标系{a}的原点为oa;分析航天器系统质点速度,获取柔性附件上任意点dma的速度表达式:vao=X·+ωb×(db+ra+δa)+δ·a]]>其中,X为中心刚体质心相对标称位置的摄动量;db为点Oa到点Ob的矢径;ra为点dma到点Oa的矢径;δa为dma点由外激励引起的变形δae和热荷载引起的变形δaT组成,δa=δae+δaT;ωb为中心刚体相对轨道坐标系{r}的角速度;将X在轨道坐标系{r}中度量,db在星体坐标系{b}中度量,求取中心刚体上任意点dmb相对轨道坐标系{r}的速度在星体坐标系{b}的表达式为:vb=AX·+r~bTωb]]>式中,A为轨道坐标系{r}到星体坐标系{b}的坐标转换矩阵,取A为单位阵;“~”表示反对称矩阵,上标“T”表示转置;rb为航天器中心刚体上任意点dmb到点Ob的矢径;步骤2、获得航天器系统的动能表达式:T=Tb+ΣiTai=12X·TMX·+X·TΣiF‾taiδ·i+12ωbT(I+ΔI)ωb+ωbTΣiF‾saiδ·i+12Σiδ·iTMaiδ·i]]>式中,Tb为航天器中心刚体动能;Tai为第i个柔性附件的动能;Mai为第i个附件质量阵;M为航天器系统的结构质量阵;分别为第i个柔性附件结构弹性变形对航天器系统平动、转动的耦合系数矩阵;I=Ib+Ia为航天器的中心刚体加柔性附件相对航天器系统质心的转动惯量矩阵;为柔性附件相对航天器系统质心的转动惯量由热致静变形产生的偏置量;为柔性附件相对于航天器系统质心的转动惯量矩阵;为中心刚体相对于航天器系统质心的转动惯量矩阵;为由星体坐标系{b}到附件坐标系{a}的坐标转换矩阵;δi为第i个柔性附件结构的弹性位移;步骤3、求取计及热荷载作用的航天器系统的势能:v=Σi[12δiTKaiδi-δiTrTi]]]>式中,Kai为第i个柔性附件的刚度矩阵,rTi为其热荷载;步骤4、由步骤2获得的航天器系统动能和步骤3获得的势能表达式,得到航天器系统的Lagrange函数,再经准坐标变换得到航天器系统的热致微振动耦合动力学方程:(I+ΔI)ω·b+ω~bIωb+Fsaη··+F‾saδ··T=0]]>η··+2ξΩη·+Ω2η+FsaTω·b=0]]>Maδ··T+Cδ·T+KδT=rT]]>式中,Ma为柔性附件质量阵;Ω为柔性附件模态频率对角阵;Fsa为柔性附件弹性振动对航天器系统转动的柔性耦合系数矩阵;为柔性附件热致微振动对航天器系统转动的热致耦合系数矩阵;η为柔性附件的模态坐标阵;ξ为柔性附件的模态阻尼系数,C为阻尼阵C,K为刚度阵;步骤5、根据柔性航天器热致微振动耦合动力学方程,求解热致微振动耦合动力学响应,具体为:(1)分析航天器外热流,通过热分析软件计算得到航天器在轨温度场,并根据温度场计算得到航天器中心刚体中的结构单元和柔性附件的等效热荷载rT;(2)应用Patran和Nastran软件进行结构有限元建模和模态计算,得到模态频率Ω、模态坐标阵η以及模态阻尼系数ξ参数;(3)输入已知量:转动惯量I、航天器系统的结构质量阵M、阻尼阵C、刚度阵K,在MATLAB平台上进行求解;(4)输出中心刚体的角速度ωb和热颤振δT数据,对星体动力学响应进行评估。...

【技术特征摘要】
1.一种航天器热致振动动力学响应评估方法,其特征在于,包括如下步骤:
步骤1、航天器系统包括中心刚体和柔性附件,令B表示中心刚体,Ai...

【专利技术属性】
技术研发人员:刘绍奎邹元杰刘正山葛东明史纪鑫庞世伟
申请(专利权)人:北京空间飞行器总体设计部
类型:发明
国别省市:北京;11

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