空间力热环境下张拉整体模块的力学行为分析方法技术

本发明专利技术提出空间力热环境下张拉整体模块的力学行为分析方法，在已知轨道参数、材料参数、模块节点本体坐标的情况下，计算节点各项热流分量，进一步计算节点瞬时温度，求得模块的平均温度场；在有预应力的情况下，建立单元刚度矩阵；建立系统在空间环境下的动力学方程，将第一步中的平均温度转化为结构载荷；最终对动力学方程进行求解，进一步对张拉整体模块的力学行为进行分析。本方法更加真实模拟空间力热环境；本方法使用共旋坐标法，在刚度矩阵内使其刚体运动、变形相结合，更加符合张拉整体结构模块的特点；同时考虑了绳索松弛情况，使其更符合实际。本发明专利技术采用纽马克平均加速度法进行计算，更适用于张拉整体结构模块。更适用于张拉整体结构模块。更适用于张拉整体结构模块。

【技术实现步骤摘要】
空间力热环境下张拉整体模块的力学行为分析方法


[0001]本专利技术属于航空航天领域，特别涉及空间力热环境下张拉整体模块的力学行为分析方法。

技术介绍

[0002]在如今的航空航天领域，超大型航天器的发展已成为重要趋势。但由于其超大体积、质量，无法直接发射升空，必须进行模块化设计与组装。张拉整体结构以其高体积质量比、可控性更强等优点，相比桁架更适合作为超大型航天器模块设计。
[0003]航天器在空间中运行时，热载荷诱导结构运动通常发生在地球轨道上的昼夜转换时，太阳通量引起的热负荷的突然变化会引起附件的温度时变梯度，并进一步导致热应力和变形。例如：温度增加使哈勃望远镜的指针抖动；太阳阵列对高层大气研究卫星造成姿态干扰等。
[0004]目前研究人员已研究了对于梁单元在热载荷下的力学行为。但张拉整体结构不同于普通梁单元，张拉整体结构模块中除了杆件之外还有绳索，绳索并不能承受弯矩与剪切，因此之前的分析方法不能完全应用于张拉整体结构单元。
[0005]因此，由于张拉整体结构单元的特殊性，需要一套不同于梁的的分析方法对其在空间热力耦合情况下的力学行为进行分析。

技术实现思路

[0006]针对处于空间环境下的张拉整体结构，由于太阳通量等热负载影响下产生热致振动，振动导致结构出现变形，为分析其力学响应，本专利技术提供一种更加符合实际，计算耗时更短的力学行为分析方法。
[0007]本专利技术的技术方案是：空间力热环境下张拉整体模块的力学行为分析方法，其特征在于，包括以下步骤：
[0008]步骤1：在已知张拉整体模块的轨道参数、材料参数和模块节点本体坐标的情况下，计算节点各项热流分量，进一步计算节点瞬时温度，求得模块的平均温度场；
[0009]步骤2：在有预应力的情况下，建立单元刚度矩阵，进行组装后可得到整体刚度矩阵；
[0010]步骤3：通过已有的整体刚度矩阵与外部环境，建立系统在空间环境下的动力学方程，将步骤1中的平均温度转化为结构载荷；
[0011]步骤4：对动力学方程进行求解，可得到模块节点位移
‑
时间曲线，分析其动力学响应。
[0012]本专利技术进一步的技术方案是：所述步骤1包括以下子步骤：
[0013]步骤1.1：取地球中心为原点，x1、x2处于轨道平面，z1垂直于x1y1，建立固定坐标系X1Y1Z1；取模块中心o2为坐标系原点，建立随模块转动的体坐标系X2Y2Z2；假设模块某一节点i在体坐标系中的坐标为则该节点在固定坐标系X1Y1Z1中的坐标表示为：
[0014][0015]其中表示单元在轨道上转过的角度；(**)
T
表示向量的转置，(**)
‑1表示矩阵求逆；步骤1.2：计算第i部分的热平衡方程：
[0016][0017]其中，c表示第i部分比热容，ρ表示第i部分密度，A表示第i部分截面积，l表示第i部分长度，表示第i部分温度变化率，表示第i部分太阳辐射热流，表示第i部分杆件间的热传导，表示第i部分对外散热；通过步骤1.1本体坐标与固定坐标间的转换，得到模块与太阳辐射间的几何关系。
[0018]步骤1.3：通过差分法求解热平衡方程，求出模块节点的平均温度T
i
。
[0019]本专利技术进一步的技术方案是：所述步骤1.2中，各项热流的计算表达式为：
[0020][0021]a
sr
表示材料对太阳辐射的吸收率；I
sun
表示太阳辐射强度；表示第i部分单元轴向与太阳辐射的夹角；d
i
表示第i部分的直径；
[0022][0023]其中k
i
为第i部分与相邻单元间的导热系数；H
i
为单元间的距离，A
i
表示截面面积；
[0024][0025]其中ε表示单元对外辐射的发射率。
[0026]本专利技术进一步的技术方案是：所述步骤2包括以下内容：假设张拉整体结构模块各个部分满足欧拉
‑
伯努利梁假设，各单元仅承受轴向力；
[0027]所述单元刚度矩阵K表达式为：
[0028]k＝k
E
+k
G
[0029]其中，k
E
为几何刚度矩阵，K
G
为材料刚度矩阵；
[0030]k可进一步表示为：
[0031][0032]l表示单元的原长，
[0033]l
′
表示变形后的长度，
[0034][0035]E表示材料的弹性模量。F表示单元预应力大小，A表示单元截面面积
[0036][0037]本专利技术进一步的技术方案是：所述步骤3包括以下内容：
[0038]在忽略阻尼力和空间微重力的情况下，动力学方程表示为：
[0039][0040]其中M为全局质量矩阵；M＝λmλ，m为局部坐标系中的单元质量矩阵，λ为坐标转换矩阵K为全局刚度矩阵K＝λkλ；
[0041]q表示单元位移向量
[0042]表示等效热载荷，
[0043][0044]Q
i
，Q
j
分别表示i，j节点的轴向载荷，α
T
表示材料的热膨胀系数；T
i
，T
j
是第一步中计算的节点平均温度，T0表示初始温度。
[0045]本专利技术进一步的技术方案是：所述步骤4包括以下子步骤：
[0046]步骤4.1：建立的动力学方程中的通过步骤1中的平均温度T
i
求得；M、K从步骤3中得到，q表示总体的位移向量，表示速度向量，表示加速度向量；
[0047]步骤4.2：求得等效刚度矩阵与等效载荷
[0048]常数：β,γ；时间步Δt；
[0049]系数：
[0050][0051]得到等效刚度矩阵
[0052][0053]为等效刚度矩阵
[0054]得到等效载荷
[0055][0056]为t+Δt时刻的等效载荷。
[0057]步骤4.3：计算系统的动力学响应方程：
[0058][0059]q
t+Δt
表示t+Δt时刻的位移
[0060][0061][0062]表示t+Δt时刻的速度，表示t+Δt时刻的加速度。可以求得位移、速度、加速度随时间的变化情况，即得到张拉整体结构模块在空间热力环境下的响应。
[0063]专利技术效果
[0064]本专利技术的技术效果在于：
[0065]1.在现有研究中，计算温度场时，通常是采用梁单元在一维、二维瞬态传热模型，通过假设太阳通量的方位与大小来进行计算。但是这种方法假设了太阳通量的方位与固定大小，没有考虑结构在空间环境下由于结构做周期性运动而引起的太阳通量变化。本方法先考虑平均温度场的变化，再由温度场考虑热致振动的影响。这样做能更加真实模拟空间力热环境。
[0066]2.通常情况下本文档来自技高网...

【技术保护点】

【技术特征摘要】
1.空间力热环境下张拉整体模块的力学行为分析方法，其特征在于，包括以下步骤：步骤1：在已知张拉整体模块的轨道参数、材料参数和模块节点本体坐标的情况下，计算节点各项热流分量，进一步计算节点瞬时温度，求得模块的平均温度场；步骤2：在有预应力的情况下，建立单元刚度矩阵，进行组装后可得到整体刚度矩阵；步骤3：通过已有的整体刚度矩阵与外部环境，建立系统在空间环境下的动力学方程，将步骤1中的平均温度转化为结构载荷；步骤4：对动力学方程进行求解，可得到模块节点位移
‑
时间曲线，分析其动力学响应。2.如权利要求1所述的空间力热环境下张拉整体模块的力学行为分析方法，其特征在于，所述步骤1包括以下子步骤：步骤1.1：取地球中心为原点，x1、x2处于轨道平面，z1垂直于x1y1，建立固定坐标系X1Y1Z1；取模块中心o2为坐标系原点，建立随模块转动的体坐标系X2Y2Z2；假设模块某一节点i在体坐标系中的坐标为则该节点在固定坐标系X1Y1Z1中的坐标表示为：其中表示单元在轨道上转过的角度；(**)
T
表示向量的转置，(**)
‑1表示矩阵求逆；步骤1.2：计算第i部分的热平衡方程：其中，c表示第i部分比热容，ρ表示第i部分密度，A表示第i部分截面积，l表示第i部分长度，表示第i部分温度变化率，表示第i部分太阳辐射热流，表示第i部分杆件间的热传导，表示第i部分对外散热；通过步骤1.1本体坐标与固定坐标间的转换，得到模块与太阳辐射间的几何关系。步骤1.3：通过差分法求解热平衡方程，求出模块节点的平均温度T
i
。3.如权利要求2所述的空间力热环境下张拉整体模块的力学行为分析方法，其特征在于，所述步骤1.2中，各项热流的计算表达式为：a
sr
表示材料对太阳辐射的吸收率；I
sun
表示太阳辐射强度；表示第i部分单元轴向与太阳辐射的夹角；d
i
表示第i部分的直径；其中k
i
为第i部分与相邻单元间的导热系数；H
i
为单元间的距离，A
i
表示截面面积；
其中ε表示单元对外...

【专利技术属性】
技术研发人员：韩飞，吴磊，邓子辰，
申请(专利权)人：西北工业大学，
类型：发明
国别省市：