一种大型航天器在轨装配的姿轨振一体化建模方法技术

本发明专利技术公开了大型航天器在轨装配的姿轨振一体化建模方法，包括：S1、进行结构振动动态演变特性分析；S2、进行建模假设，并定义所需矢量；S3、根据动态演变特性分析结果，进行大型结构振动特性变化与姿轨运动耦合作用机理分析；S4、基于所需矢量，根据振动、姿态和轨道三者的耦合效应，建立本体坐标系下的动力学方程组；S5、定义对偶矩阵，并根据动力学方程组构建航天器在轨装配时基于对偶四元数的航天器轨道

【技术实现步骤摘要】
一种大型航天器在轨装配的姿轨振一体化建模方法


[0001]本专利技术属于航空航天
，具体涉及一种大型航天器在轨装配的姿轨振一体化建模方法。

技术介绍

[0002]大型航天器是未来空间资源利用、宇宙奥秘探索、长期在轨居住的重大战略性航天装备，无法通过单次发射和入轨展开方式进行构建，常需要多次发射和在轨装配进行建造，组装过程中大型航天器姿轨运动与大型结构振动非线性耦合效应造成大型航天器一体化建模的困难，是阻碍大型航天器在轨装配的核心技术难题。
[0003]现有的航天器姿轨一体化建模方法可分为三类，一类是将航天器的轨道和姿态运动分开描述，然后再联合形成姿轨一体化动力学模型；第二类为基于对偶四元数建立姿轨一体化动力学模型；第三类为基于Lie群SE(3)上指数坐标建模，在三维空间中无奇异地描述刚体的转动及平动，进而描述航天器的六自由度运动，基于该建模思想建立姿轨一体化动力学模型。现有的航天器姿态振动一体化建模方法主要有两种，即基于主动振动抑制和基于被动振动抑制的一体化模型。但就理论而言，针对以上姿轨一体化建模和姿态振动一体化建模方法，前者未考虑结构振动，后者未考虑轨道运动的影响，无法充分凸显大型航天器轨道
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姿态
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振动相互耦合的动力学特性，致使因动力学耦合机理不清难以实现一体化控制或者无法满足高精高稳控制需求。
[0004]而现有的轨道
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姿态
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振动一体化建模大多是考虑重力梯度影响，建立Hamilton体系下的在轨动力学模型，再利用辛龙格库塔法得到了不同参数影响下的动力学响应。但该方法没有分析多源扰动激励下大型柔性结构振动动态演变特性，且更多的是分析了姿态与结构振动的耦合以及重力梯度对姿态运动及轨道运动的影响，对结构振动与轨道运动之间的耦合等并没有深入的分析。

技术实现思路

[0005]针对现有技术中的上述不足，本专利技术提供的大型航天器在轨装配的姿轨振一体化建模方法解决了现有的姿轨一体化动力学模型未考虑结构振动的影响以及姿态振动一体化模型未考虑轨道运动的影响，无法充分凸显大型航天器轨道
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姿态
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振动相互耦合的动力学特性的问题。
[0006]为了达到上述专利技术目的，本专利技术采用的技术方案为：一种大型航天器在轨装配的姿轨振一体化建模方法，包括以下步骤：
[0007]S1、进行多扰动激励下大型柔性结构振动动态演变特性分析；
[0008]S2、在航天器本体坐标系中进行建模假设，并定义所需矢量；
[0009]S3、根据动态演变特性分析结果，进行大型结构振动特性变化与姿轨运动耦合作用机理分析；
[0010]S4、基于所需矢量，根据耦合作用机理分析得到的振动、姿态和轨道三者的耦合效
应，建立本体坐标系下的动力学方程组；
[0011]S5、定义对偶矩阵，并根据动力学方程组构建航天器在轨装配时基于对偶四元数的航天器轨道
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姿态
‑
振动一体化动力学模型。
[0012]进一步地，所述步骤S1具体为：
[0013]在大型柔性结构上，将压电制动器粘合到柔性附件表面，利用其电压产生导致力矩的变形，在多扰动激励下进行基于主动振动抑制的结构振动特性分析。
[0014]进一步地，所述步骤S2中，航天器本体坐标系中的建模假设为：
[0015]l
i
+r
i
≈r
i
[0016]式中，l
i
为标称质量m0中由于在轨装配而导致发生变化的摄动部分Δm发生结构振动前在本体系下位置处r
i
的质量元素m
i
发生结构振动后质量元素m
i
的移动距离。
[0017]进一步地，所述步骤S4中，本体坐标系下的动力学方程组为：
[0018][0019]式中，F为合外力，v航天器速度矢量，为航天器加速度矢量，ω为姿态角速度矢量，δ
a
为轨道耦合系数矩阵，为发生结构振动后模态坐标的加速度矢量，为发生结构振动后模态坐标的速度矢量；
[0020]T为动量矩，J0为标称惯量矩阵，ΔJ为由于在轨装配而导致的转动惯量发生变化的摄动部分，为姿态角加速度，δ
b
为振动对航天器的姿态耦合系数矩阵；
[0021]Β为模态阻尼矩阵，K为刚度矩阵，η为模态坐标，u
p
和Δ
p
分别为压电输入和对应的耦合矩阵。
[0022]进一步地，所述步骤S5中的对偶矩阵为：
[0023][0024]式中，为振动对航天器的耦合系数矩阵，ε为一个无穷小量；
[0025]所述对偶矩阵的等效对偶矩阵为：
[0026][0027]式中，I为单位矩阵。
[0028]进一步地，所述步骤S5中的航天器轨道
‑
姿态
‑
振动一体化动力学模型为：
[0029][0030]式中，中，
[0031][0032]其中，
[0033]本专利技术的有益效果为：
[0034]本专利技术充分分析振动特性变化与姿轨运动的相互作用机制，考虑轨道、姿态和振动之间的耦合效应，建立轨道
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姿态
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振动一体化模型，充分凸显大型航天器轨道
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姿态
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振动相互耦合的动力学特性，更加便于动力学特性的分析，进而产生更好的控制效果。
附图说明
[0035]图1为本专利技术提供的大型航天器在轨装配的姿轨振一体化建模方法流程图。
具体实施方式
[0036]下面对本专利技术的具体实施方式进行描述，以便于本
的技术人员理解本专利技术，但应该清楚，本专利技术不限于具体实施方式的范围，对本
的普通技术人员来讲，只要各种变化在所附的权利要求限定和确定的本专利技术的精神和范围内，这些变化是显而易见的，一切利用本专利技术构思的专利技术创造均在保护之列。
[0037]对于大型航天器而言，受环境力等复杂扰动影响十分明显，组装过程中大尺度与构型变化极易引发结构振动问题，姿轨运动与弹性变形呈现较强的运动耦合性。仅考虑轨道和姿态的耦合，建立姿轨一体化动力学模型，在结构振动的影响下之下，动力学耦合机理不清，致使最终结果无法满足高精度的要求。而仅考虑姿态和振动的耦合，不考虑轨道运动，动力学特性与真实情况会出现较大的偏差，难以实现一体化控制。
[0038]因此，本专利技术实施例提供了一种大型航天器在轨装配的姿轨振一体化建模方法，选择对四元素来表示在轨装配时大型航天器轨道、姿态以及振动一体化动力学模型，考虑轨道、姿态和振动三者的耦合效应，推到本体坐标系下的动力学方程组，再基于该方程组，得出在轨装配时基于对偶四元素的航天器轨道
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姿态
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振动一体化动力学模型，如图1所示，包括以下步骤：
[0039]S1、进行多扰动激励下大型柔性本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.一种大型航天器在轨装配的姿轨振一体化建模方法，其特征在于，包括以下步骤：S1、进行多扰动激励下大型柔性结构振动动态演变特性分析；S2、在航天器本体坐标系中进行建模假设，并定义所需矢量；S3、根据动态演变特性分析结果，进行大型结构振动特性变化与姿轨运动耦合作用机理分析；S4、基于所需矢量，根据耦合作用机理分析得到的振动、姿态和轨道三者的耦合效应，建立本体坐标系下的动力学方程组；S5、定义对偶矩阵，并根据动力学方程组构建航天器在轨装配时基于对偶四元数的航天器轨道
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姿态
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振动一体化动力学模型。2.根据权利要求1所述的大型航天器在轨装配的姿轨振一体化建模方法，其特征在于，所述步骤S1具体为：在大型柔性结构上，将压电制动器粘合到柔性附件表面，利用其电压产生导致力矩的变形，在多扰动激励下进行基于主动振动抑制的结构振动特性分析。3.根据权利要求1所述的大型航天器在轨装配的姿轨振一体化建模方法，其特征在于，所述步骤S2中，航天器本体坐标系中的建模假设为：l
i
+r
i
≈r
i
式中，l
i
为标称质量m0中由于在轨装配而导致发生变化的摄动部分Δm发生结构振动前在本体系下位置处r
i
的质量元素m

【专利技术属性】
技术研发人员：刘闯，马怡青，张剑桥，代洪华，岳晓奎，吕佰梁，
申请(专利权)人：西北工业大学深圳研究院，
类型：发明
国别省市：