挠性航天器动力学建模及相关问题研究

发布时间：2021-04-02 03:27

　　随着航天事业的发展,各种航天器承担的任务越来越多,使得航天器的构型越来越复杂,规模越来越大,许多航天器都带有多个大型挠性附件,这些挠性附件质量轻、刚度低、阻尼小,其弹性振动与系统运动之间存在耦合作用。由于挠性附件结构的挠性变形所引起的惯性作用将可能导致挠性航天器运动失稳,因此,探讨和研究挠性航天器系统的刚柔耦合作用问题是挠性航天器动力学研究的重点。挠性航天器动力学建模中的挠性耦合影响系数是动力学建模中的重要力学概念,它反映了航天器姿态和轨道运动与挠性附件的弹性振动效应。挠性耦合影响系数间的恒等式关系,即惯性完备性准则,是挠性航天器动力学模型降阶和模态截断的重要依据。本文以中心刚体带挠性附件类航天器为研究对象,对其动力学建模及与挠性耦合影响系数相关的问题进行了研究。首先,本文利用混合坐标法对航天器的姿态运动进行描述,建立系统运动学方程,通过利用约束模态法和非约束模态法对系统振动进行展开,并结合牛顿—欧拉法和拉格朗日方程建立系统动力学方程。随后,基于Hughes的研究成果,对约束模态惯性完备性准则进行推导,通过算例仿真分析验证其有效性。通过对系统两种模态的动力学方程进行拉普拉斯变换,探讨它... 

【文章来源】：北京信息科技大学北京市

【文章页数】：74 页

【学位级别】：硕士

【部分图文】：

质心轨道坐标系与星体坐标系

第四章惯性完备性准则30心的转动惯量为2Edig48.81300.417049.2300kgmnI=，其结构尺寸如图4.2所示，其中太阳帆板短边长度为0.01m。为了对约束模态惯性完备性准则（式4-40和式4-42）进行验算，利用Ansys软件对y轴正向的帆板进行约束模态仿真分析。图4.1挠性航天器模型图4.2太阳帆板结构求得太阳帆板前六阶约束模态固有频率和振型，如图4.3所示。1=0.0938Hz（一阶外弯）3=0.8667Hz（一阶扭转）5=3.0998Hz（二阶扭转）2=0.7761Hz（二阶外弯）4=2.3428Hz（三阶外弯）6=3.2438Hz（一阶内弯）图4.3太阳帆板前六阶约束模态固有频率和振型

第四章惯性完备性准则443=2.9061Hz（二阶外弯）5=6.5665Hz（二阶扭转）4=4.9250Hz（一阶内弯）6=8.9149Hz（三阶外弯）图4.5单侧安装长度为2m的太阳帆板时系统前六阶非约束模态固有频率和振型求得前八阶非约束模态平动和转动挠性耦合影响系数如表4-14和表4-15所示。表4-14单侧安装长度为2m的太阳帆板时系统前六阶非约束模态平动挠性耦合影响系数1/2p(,x)/kgp(,y)/kg1/2p(,z)/kg1/210.00000.00001.342620.00000.0000-0.008730.00000.0000-0.605041.34250.00190.000050.00000.0000-0.002360.00000.00000.3263表4-15单侧安装长度为2m的太阳帆板时系统前六阶非约束模态转动挠性耦合影响系数21/2h(,x)/(kgm)h(,y)/(kgm2)1/2h(,z)/(kgm2)1/212.7755-0.00970.000020.0191-0.37310.00003-0.6880-0.02050.000040.00000.0000-2.802750.01940.06610.000060.39940.0107-0.0001根据式（4-62）和式（4-64），计算理论值，可以得到


本文编号：3114494