一种获取天线在轨振动影响的动力学建模方法技术

本发明专利技术公开了一种获取天线在轨振动影响的动力学建模方法，包括如下步骤：将整星系统中的环形天线以及用于支撑环形天线的展开臂作为子结构，建立整星系统的刚柔耦合动力学方程组，计算出展开臂带刚性环形天线的模态坐标阵以及环形天线的模态坐标阵；建立姿态控制模型对整星系统进行姿态控制仿真；依据姿态控制仿真结果，计算环形天线振动响应；环形天线振动响应由展开臂变形带动环形天线整体的牵连位置变化和环形天线自身的变形位置变化叠加而成；展开臂变形带动环形天线整体的牵连位置变化依据展开臂带刚性环形天线的模态坐标阵进行解算；环形天线自身的变形位置变化依据环形天线的模态坐标阵进行解算。本发明专利技术属于天线在轨振动技术领域。

【技术实现步骤摘要】
【专利摘要】本专利技术公开了，包括如下步骤：将整星系统中的环形天线以及用于支撑环形天线的展开臂作为子结构，建立整星系统的刚柔耦合动力学方程组，计算出展开臂带刚性环形天线的模态坐标阵以及环形天线的模态坐标阵；建立姿态控制模型对整星系统进行姿态控制仿真；依据姿态控制仿真结果，计算环形天线振动响应；环形天线振动响应由展开臂变形带动环形天线整体的牵连位置变化和环形天线自身的变形位置变化叠加而成；展开臂变形带动环形天线整体的牵连位置变化依据展开臂带刚性环形天线的模态坐标阵进行解算；环形天线自身的变形位置变化依据环形天线的模态坐标阵进行解算。本专利技术属于天线在轨振动
【专利说明】
本专利技术属于天线在轨振动
，具体涉及一种获取天线在轨振动影响的动力 学建模方法。
技术介绍
随着我国航天事业的发展和国防建设的迫切需要，我国正在研制各类带有大型天 线的新型电子侦察卫星、通信卫星和对地观测系统等一系列新型航天器。这些航天器的大 型柔性可展开天线，呈现典型的大柔性、轻质量、弱阻尼、非线性等复杂动力学特性，给这类 航天器带来一系列动力学与控制难题。未来将有越来越多的大型可展开天线在航天器上应 用，口径也会越来越大，指标更加严格，卫星姿轨控、热致振动等导致的机械运动必然会引 起大型反射面天线的振动，从而造成电性能降低，影响任务完成质量。 整星呈现出典型的大挠性体特征，是由包含大口径网状天线、多关节大型伸展臂、 太阳翼与卫星本体组成的大惯量低频刚柔耦合系统。天线的点波束指向精度和稳定度对网 状天线扰动非常敏感。大型柔性附件在低频段的模态堆积、指向及反射面对扰动的高灵敏 度以及结构振动时的弱阻尼等特性，对航天器的精确建模、仿真分析，以及卫星平台与柔性 天线的指向控制提出了新的挑战。 由于整星尺寸和有限的地面试验能力，卫星性能指标主要依赖仿真分析与验证。 目前的型号研制过程中，还缺乏一个整星层面的建模、仿真、分析方法，为整星在轨振动传 递机理、在轨振动对天线波束指向的影响，探索整星振动的规律并采取相应抑制措施，以及 评估振动抑制措施的有效性，提供一套完整的分析方法。整星动力学建模涉及结构动力学、 姿态动力学、刚柔耦合动力学、姿态控制、数据拟合和几何分析等领域，多学科交叉耦合。急 需建立集扰动源、整星刚柔耦合动力学模型、姿态控制系统、天线振动影响分析的一体化仿 真分析模型，完成环形天线的振动响应计算、环形天线整体指向和振动分析方法。
技术实现思路
有鉴于此，本专利技术提供了，建立了 集扰动源、整星刚柔耦合动力学模型、姿态控制系统、天线振动影响分析的一体化仿真分析 模型，实现了环形天线的振动响应计算。 为了达到上述目的，本专利技术的技术方案为:一种获取天线在轨振动影响的动力学 建模方法，包括如下步骤： 步骤（1)将整星系统中的环形天线以及用于支撑环形天线的展开臂作为子结构， 建立整星系统的刚柔耦合动力学方程组，计算出展开臂带刚性环形天线的模态坐标阵以及 环形天线的模态坐标阵。 整星系统的刚柔耦合动力学方程组包括整星系统质心平动运动方程、系统绕质心 的转动运动方程、展开臂带刚性环形天线的振动方程、环形天线自身的振动方程、+Y轴和-Y 轴太阳翼的振动方程，其中Y轴为以整星的质心为原点建立的系统质心坐标系的Y轴。 步骤(2)针对整星系统，建立姿态控制模型对整星系统进行姿态控制仿真。 步骤(3)针对步骤(2)中的姿态控制仿真结果，计算环形天线振动响应。 环形天线振动响应即环形桁架节点相对于展开臂坐标系的几何位置变化，由展开 臂变形带动环形天线整体的牵连位置变化和环形天线自身的变形位置变化叠加而成。 展开臂变形带动环形天线整体的牵连位置变化依据展开臂带刚性环形天线的模 态坐标阵进行解算。环形天线自身的变形位置变化依据环形天线的模态坐标阵进行解算。 整星系统的刚柔耦合动力学方程组具体包括： (I) (2) (3) (4) (5) (6) 其中，方程(1)为整星系统质心平动运动方程。 方程(2)为系统绕质心的转动运动方程。方程(3)为展开臂带刚性环形天线的振动方程。方程(4)为环形天线自身的振动方程。方程(5)和方程(6)分别为+Y轴和-Y轴太阳翼的振动方程。 式中： X为卫星中心体的位移列阵，E3X1。 cos卫星中心体的角速度列阵，E3 XI。 也角速度列阵的反对称阵，E3X3。 M卫星质量阵，Ε3X3。 Is卫星惯量阵，Ε3 X3。 Ps作用在卫星上的外力列阵，E3 XI。 Ts作用在卫星上的外力矩列阵，E3 XI。 nis、nrs分别为+Y轴和-Y轴太阳翼的模态坐标阵，emx 1。 GisZrs分别为+Y轴和-Y轴太阳翼的模态阻尼系数，取0.005。 Ω als、Ω ars分别为+Y轴和-Y轴太阳翼的模态频率对角阵。 %为展开臂带刚性环形天线的模态坐标阵。 %为环形天线的模态坐标阵。 ζζ为展开臂带刚性环形天线的模态阻尼系数，取0.005。 ζ*为环形天线的模态阻尼系数，取0.005。 Ω z为展开臂带刚性环形天线的模态频率对角阵。 Ω*为环形天线的模态频率对角阵。 Ftz为展开臂带刚性环形天线振动对本体平动的柔性耦合系数阵。 Ftt为环形天线振动对本体平动的柔性耦合系数阵。 Fsz为展开臂带刚性环形天线振动对本体转动的柔性耦合系数阵。 Fst为环形天线自身振动对本体转动的柔性耦合系数阵。 Fzt为展开臂带刚性环形天线和环形天线振动的柔性耦合系数阵。 Ftis、Ftrs分别为+Y轴和-Y轴太阳翼对本体平动的柔性耦合系数阵。 Fsis、Fsrs分别为+Y轴和-Y轴太阳翼对本体转动的柔性耦合系数阵。 ?为*的一阶导数。￥为*的二阶导数。 姿态控制模型为比例-微分控制律，具体为： Ts = KP9s+Kd〇s (7) 其中Kp为比例增益，Kd为微分增益，9S为整星姿态角，cos为卫星中心体的角速度列 阵。进一步地，IU为展开臂带刚性环形天线的模态坐标阵；％为环形天线的模态坐标阵。 展开臂变形带动环形天线整体的牵连位置响应 其中心为第i个节点在环线天线坐标系的位置矢量。ξζ?为环线天线坐标系相对于 展开臂坐标系的位置和角度变化量。Izt= Φζ%。 其中，Φζ为展开臂带刚性环形天线的振型。 环形天线自身的变形位置响&δη= Φ tru。其中，Φ*为环形天线的振型。 环形天线振动响应为δ = δζ?+δη。 进一步地，依据步骤(3)计算获得的环形天线振动响应进一步地解算获得环形桁 架下圆相对于展开臂坐标系的物理位置变化。 环形桁架下圆相对于展开臂坐标系的物理位置变化由环形天线振动响应以及环 形天线相对于展开臂坐标系的几何位置的叠加而成。 进一步地，由步骤(3)计算获得的环形天线振动响应进一步地解算获得天线的整 体指向，即环形桁架下圆的位置变化。 环形桁架下圆的位置变化由振动前后法线方向的变化和圆心的变化组合描述。 依据环形桁架下圆相对于展开臂坐标系的物理位置变化，解算获得的环形桁架下 圆的节点响应，拟合环形桁架下圆振动前后所在的平面，计算振动前后法线方向的变化。 在振动后的平面内建立新的坐标系，拟合环形桁架下圆的振动后的圆，计算振动 前后圆心的变化。 进一步地，计算天线的局部变形量包括如下： Nc为环形天线下圆振动前的所在本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种获取天线在轨振动影响的动力学建模方法，其特征在于，包括如下步骤：步骤(1)将整星系统中的环形天线以及用于支撑环形天线的展开臂作为子结构，建立整星系统的刚柔耦合动力学方程组，计算出展开臂带刚性环形天线的模态坐标阵以及环形天线的模态坐标阵；所述整星系统的刚柔耦合动力学方程组包括整星系统质心平动运动方程、系统绕质心的转动运动方程、展开臂带刚性环形天线的振动方程、环形天线自身的振动方程、+Y轴和‑Y轴太阳翼的振动方程，其中Y轴为以整星的质心为原点建立的系统质心坐标系的Y轴；步骤(2)针对整星系统，建立姿态控制模型对整星系统进行姿态控制仿真；步骤(3)针对步骤(2)中的姿态控制仿真结果，计算环形天线振动响应；所述环形天线振动响应即环形桁架节点相对于展开臂坐标系的几何位置变化，由展开臂变形带动环形天线整体的牵连位置变化和环形天线自身的变形位置变化叠加而成；所述展开臂变形带动环形天线整体的牵连位置变化依据展开臂带刚性环形天线的模态坐标阵进行解算；所述环形天线自身的变形位置变化依据环形天线的模态坐标阵进行解算。

【技术特征摘要】

【专利技术属性】
技术研发人员：葛东明，邹元杰，刘绍奎，史纪鑫，邓润然，
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