【技术实现步骤摘要】
本专利技术属于高精度航天器设计及动力学仿真与控制
,具体为航天器热扰动响应仿真分析平台。
技术介绍
在航天器进出地球阴影区时,空间热环境发生改变,温度的剧烈变化不仅会使柔性附件发生较大的热变形,诱发热振动,而且扰动力作用还会传递到航天器主体上。由于角动量守恒,柔性附件的振动会导致航天器主体姿态发生抖动,进而影响航天器有效载荷的指向精度和姿态稳定度,导致航天器无法正常工作或功能失效。NASA已观察到了热致振动对航天器轨道姿态的影响,国际上也已经发表了诸多因柔性附件发生热致振动而造成航天器工作失效的例子。随后一批学者对热载荷作用对航天器姿态动力学的影响作了研究。对应的相关分析技术已从部件级角度开展了大量的研究工作。然而大多数文献考虑的都是附件的准静态热变形对卫星姿态的影响,即忽略了热响应的瞬态项,在模型中体现不出因轨道昼夜交替导致的热诱发振动问题。从整体系统层面出发分析柔性结构热致运动对航天器姿态运动的影响,国内外的研究工作并不十分充分。柔性附件热致动态变形诱发航天器姿态变化的分析与仿真,涉及柔性附件在轨外热流/角系数、瞬态温度场、模态、动态变形、耦合响应等多方面的计算,属于典型多学科交叉问题,单一的仿真分析系统完成计算分析非常困难,专用的仿真软件系统也非常缺乏。在航天器刚体-附件耦合系统热-动力学研究领域的较新进展当数Johnston和Thornton的研究。Johnston和Thornton用热-结构非耦合方法讨论了柔性附件热致振动对航天器动力响应的影响,针对一类由中心刚体和柔性附件构成的卫星系统简化模型,发展了一种热-结构动力学非耦合的二维平面运 ...
【技术保护点】
航天器热扰动响应仿真分析平台,其特征在于,依次包括数据输入建模模块、柔性附件在轨热分析模块、等效热荷载导算模块、模态分析模块、耦合动力学建模模块、耦合动力学模型求解模块和后处理模块;(1)数据输入建模模块:利用交互方式结合自动转换方式建立航天器中心刚体‑柔性附件耦合系统的有限元模型以及在轨热分析模型;(2)柔性附件在轨热分析模块:利用建立的航天器中心刚体‑柔性附件耦合系统在轨热分析模型,进行航天器柔性附件的在轨热分析,获得柔性附件上的瞬态温度场;(3)等效热荷载导算模块:采用初应变方法进行柔性附件上瞬态温度场的等效热荷载导算,获得各节点上随时间变化的等效节点力和力矩;(4)模态分析模块:利用结构有限元模型采用迭代WYD‑Ritz向量直接迭加法进行中心刚体‑柔性附件耦合系统的模态分析,获得耦合系统的周期及振型;(5)耦合动力学建模模块:利用模态展开和Lagrange方程,根据有限元数据和等效热荷载数据,建立航天器耦合系统的热致微振动耦合动力学模型;(6)耦合动力学模型求解模块:利用Newmark方法结合牛顿迭代法,进行航天器耦合系统的热致微振动耦合动力学模型的求解,获得柔性附件的时程响应 ...
【技术特征摘要】
1.航天器热扰动响应仿真分析平台,其特征在于,依次包括数据输入建模模块、柔性附件在轨热分析模块、等效热荷载导算模块、模态分析模块、耦合动力学建模模块、耦合动力学模型求解模块和后处理模块;(1)数据输入建模模块:利用交互方式结合自动转换方式建立航天器中心刚体-柔性附件耦合系统的有限元模型以及在轨热分析模型;(2)柔性附件在轨热分析模块:利用建立的航天器中心刚体-柔性附件耦合系统在轨热分析模型,进行航天器柔性附件的在轨热分析,获得柔性附件上的瞬态温度场;(3)等效热荷载导算模块:采用初应变方法进行柔性附件上瞬态温度场的等效热荷载导算,获得各节点上随时间变化的等效节点力和力矩;(4)模态分析模块:利用结构有限元模型采用迭代WYD-Ritz向量直接迭加法进行中心刚体-柔性附件耦合系统的模态分析,获得耦合系统的周期及振型;(5)耦合动力学建模模块:利用模态展开和Lagrange方程,根据有限元数据和等效热荷载数据,建立航天器耦合系统的热致微振动耦合动力学模型;(6)耦合动力学模型求解模块:利用Newmark方法结合牛顿迭代法,进行航天器耦合系统的热致微振动耦合动力学模型的求解,获得柔性附件的时程响应结果以及航天器姿态角的时程响应结果;(7)后处理模块:提取并显示、输出柔性附件各节点的温度变化曲线、等效荷载变化曲线、微振动时程响应曲线以及航天器姿态角变化曲线等计算结果。2.根据权利要求1所述的航天器热扰动响应仿真分析平台,其特征在于,所述的耦合动力学建模模块建立航天器耦合系统的热致微振动耦合动力学模型具体为:柔性附件与星体耦合系统的动能表达式为:T=12X·TMX·+X·T(ΣAdma[d~bT+CbaT(r~aT+δ~a)Cba]+ΣBdmbr~bT)ωb+X·TΣAdmaCbaTδ·aT+12ωbT(ΣAdma(Cbad~bT+r~aTCba)T(Cbad~bT+r~aTCba)+ΣBdmbr~br~bT)ωb+ωbTΣAdma(Cbad~bT+r~aTCba)Tδ·aT+12ΣAdmaδ·aTδ·aT]]>式中M为航天器系统质量;用模态坐标对上式中柔性附件的结构变形进行模态展开后,航天器柔性附件与星体耦合系统的动能方程为:T=12X·TMX·+X·TPωb+X·TRη&CenterD...
【专利技术属性】
技术研发人员:周志成,刘正山,孙树立,孙治国,袁俊刚,勾志宏,苑远,吕书明,隋杰,汤槟,郑方毅,陈璞,曲广吉,王大钧,
申请(专利权)人:北京大学,
类型:发明
国别省市:北京;11
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