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本發(fā)明公開了一種航天器熱致振動動力學響應評估方法，采用柔性航天器熱致微振動耦合動力學分析方法，可比目前使用的二維懸臂梁加中心剛體組成的簡化航天器熱致微振動非耦合動力學建模方法得到更高精度的響應，更有助于分析柔性附件熱致微振動力學環(huán)境對航天器...該專利屬于北京空間飛行器總體設計部所有，僅供學習研究參考，未經(jīng)過北京空間飛行器總體設計部授權不得商用。
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本發(fā)明公開了一種航天器熱致振動動力學響應評估方法，采用柔性航天器熱致微振動耦合動力學分析方法，可比目前使用的二維懸臂梁加中心剛體組成的簡化航天器熱致微振動非耦合動力學建模方法得到更高精度的響應，更有助于分析柔性附件熱致微振動力學環(huán)境對航天器...