【技術實現步驟摘要】
本專利技術涉及航天器結構動力學分析領域，尤其涉及一種航天器熱致振動動力學響應評估方法。
技術介紹
隨著高精度航天器的快速發展，微振動對于高精度航天器已成為影響其高成像分辨率和高指向精度的重要因素。航天器微振動中的柔性結構熱致微振動力學環境，已成為高指向精度通信衛星和高分辨率遙感衛星這類高精度航天器有效載荷性能指標必須要考慮的重要因素。原因在于這類航天器具有重量輕、剛度小、固有頻率低的大型柔性附件結構，在軌運行過程中因空間熱環境改變導致熱載荷誘發航天器微振動響應。航天器柔性附件結構熱致微振動已在航天領域引發多起故障。研究柔性航天器熱致微振動耦合動力學建模與分析對于我國目前亟需解決的高精度航天器大型柔性附件熱致靜態/動態變形，尤其是對航天器大型天線指向影響的建模和評估問題，具有重要意義。航天器在軌運行期間經歷空間熱環境劇烈變化后，不僅柔性附件結構會產生較大的熱載荷引起微振動響應，而且由于角動量守恒，這類熱擾動會傳遞到星本體上，造成星體姿態發生改變，進而有可能影響航天器正常工作。目前，對于此類問題的研究，僅見到二維懸臂梁加中心剛體組成的簡化航天器熱致微振動解析模型，而且均采用非耦合建模方法。對于復雜航天器，這類方法難以滿足分析要求，需要從系統高度開展航天器熱致微振動耦合動力學的建模與仿真分析，對分析柔性附件熱致微振動力學環境對航天器姿態的影響，尤其是高分辨率遙感衛星成像分辨率，具有重要的工程應用價值。<...
【技術保護點】
一種航天器熱致振動動力學響應評估方法，其特征在于，包括如下步驟：步驟1、航天器系統包括中心剛體和柔性附件，令B表示中心剛體，Ai表示第i個柔性附件，ob為航天器的中心剛體質心，oa為柔性附件Ai與中心剛體鉸接點；建立以下三個三維直角坐標系：軌道坐標系{r}、星體坐標系{b}和附件坐標系{a}；軌道坐標系{r}的原點為Or；星體坐標系{b}的原點為ob；附件坐標系{a}的原點為oa；分析航天器系統質點速度，獲取柔性附件上任意點dma的速度表達式：vao=X·+ωb×(db+ra+δa)+δ·a]]>其中，X為中心剛體質心相對標稱位置的攝動量；db為點Oa到點Ob的矢徑；ra為點dma到點Oa的矢徑；δa為dma點由外激勵引起的變形δae和熱荷載引起的變形δaT組成，δa＝δae+δaT；ωb為中心剛體相對軌道坐標系{r}的角速度；將X在軌道坐標系{r}中度量，db在星體坐標系{b}中度量，求取中心剛體上任意點dmb相對軌道坐標系{r}的速度在星體坐標系{b}的表達式為：vb=AX·...
【技術特征摘要】
1.一種航天器熱致振動動力學響應評估方法，其特征在于，包括如下步驟：
步驟1、航天器系統包括中心剛體和柔性附件，令B表示中心剛體，Ai...
【專利技術屬性】
技術研發人員：劉紹奎，鄒元杰，劉正山，葛東明，史紀鑫，龐世偉，
申請(專利權)人：北京空間飛行器總體設計部，
類型：發明
國別省市：北京;11
還沒有人留言評論。發表了對其他瀏覽者有用的留言會獲得科技券。