[发明专利]基于关节热应变释放冲击的航天器动力学建模方法

说明书

基于关节热应变释放冲击的航天器动力学建模方法，首先根据关节部件的运动关系，将当前关节部件分为第一部分、第二部分，然后建立关节第一部分的动力学方程进而得到当关节第一部分与第二部分为静摩擦时关节的状态约束方程，计算关节静摩擦状态下的动力学方程，进而得到关节静摩擦状态下的无量纲动力学方程，同时计算关节滑动摩擦状态下的动力学方程，进而得到进而得到关节滑动摩擦状态下的无量纲动力学方程，最后将航天器有效载荷M通过等效刚度K、等效阻尼C连接在关节的第一部分，进而得到关节的扰动力模型，再根据热变形扰动力、热应变释放扰动力得到关节扰动力模型的航天器有效载荷的动力学方程。

技术领域

本发明涉及一种基于关节热应变释放冲击的航天器动力学建模方法，可用于分析由于关节热应变释放冲击扰动产生的航天器动力学响应，为高精度遥感平台的设计和微振动环境分析提供技术支撑。

背景技术

大型高精度平台是近年来航天器平台研发的一个热点，如国外在研的JWST等。为了获得足够高的分辨率，该类平台一般尺寸较大，同时考虑到运载工具的空间约束，通常采用可展开结构进行设计，即在发射过程中处于压紧状态，入轨后通过关节等活动机构展开。结合平台工作性能和结构设计的要求，大型高精度遥感平台呈现以下三个特点：(1)为了满足分辨率要求，平台的设计尺寸大，基频低；(2)由于运载工具的空间限制，平台需采用可展开结构设计；(3)对在轨微振动环境要求苛刻，要求在轨工作过程中，尽可能减小外界干扰，使平台构形、姿态能够在恶劣的环境空间中保持理想状态。目前空间大型高精度可展开结构的设计是一个公认的技术难题，识别和掌握扰动源是结构和控制系统设计过程中的关键环节，其中航天器热致振动是其中一类重要扰源。

热致振动按照诱发机理可以分为两类：一类是航天器在轨温度载荷分布不均和变化导致结构的热变形从而诱发结构的振动；另一类是由于航天器关节非线性导致的热冲击载荷产生的扰动。一般情况下，航天器热变形的热特征时间远大于结构的基频的周期，因此第一类热致振动的影响很小，但是随着航天器的构型不断增大，柔性部件不断增多，航天器的基频越来越低，热变形可能与航天器基频产生耦合，因此第一类热致振动在大型高精度遥感平台的在轨微振动环境分析中已经成为不可忽略的因素。第二类热致振动与活动部件关节的非线性、预紧力、局部热参数和关节温度分布相关，建模与分析难度较大。上述两类热致振动除了产生机理不同，其对航天器的影响也存在较大差异：第一类热致振动一般出现在温度变化剧烈的时刻，如航天器进入地影的过程，另外如果此时有效载荷不工作(如光学相机等)，则该类热致振动的影响也可不予考虑；第二类热致振动是短时宽频脉冲扰动，可与结构基频耦合，但是由于涉及的因素众多复杂，其出现时间不可预知，因此预示难度大，在实际工程中应当予以消除，防止在有效载荷工作时出现热应变释放扰动，进而对平台性能造成影响。

目前国内外针对第一类热致振动的研究比较深入，理论研究和试验也开展较多，反之第二类热致振动由于产生机理复杂，建模难度大，在国内尚无文献可供参考，国外在该方面做了部分的理论研究、地面试验和在轨验证工作，但是相关的理论分析方法还不完善，主要表现在以下几个方面：(1)没有提出系统的第二类热致振动建模与分析方法；(2)现有扰源建模理论没有考虑关节的阻尼特征，无法准确描述实际结构特征；(3)扰源与有效载荷无法解耦求解。因此需要针对上述几个问题，考虑关节摩擦的非线性因素，提出一种基于关节热应变释放冲击扰动下的航天器动力学建模与分析方法。

发明内容

本发明解决的技术问题是：克服现有技术的不足，提出一种基于关节热应变释放冲击的航天器动力学建模方法，解决了目前对航天器第二类热致振动建模与分析缺少系统分析方法、基于关节摩擦的扰源模型没有考虑阻尼项，无法准确刻画实际结构特征，且不能将扰源模型嵌入到实际的航天器动力学模型的缺陷。

本发明的技术解决方案是：基于关节热应变释放冲击的航天器动力学建模方法，包括如下步骤：