[发明专利]一种柔性航天器多级复合控制动力学建模方法

权利要求书

1.一种柔性航天器多级复合控制动力学建模方法，所述柔性航天器包括载荷、星体和主动指向超静平台三部分，所述主动指向超静平台为六自由度并联平台，用于连接星体和载荷，其特征在于包括如下步骤：

(1)、建立包含主动指向超静平台的航天器有限元模型，即航天器一体化有限元模型；

(1.1)、采用有限元分析方法，对载荷和星体两部分建模，分别得到载荷模型和星体模型；

(1.2)、将满足设计构型和刚度系数要求的主动指向超静平台有限元模型，添加到载荷模型和星体模型之间，共同构成包含主动指向超静平台的航天器有限元模型，即航天器一体化有限元模型；

(2)、以主动指向超静平台与载荷和星体连接节点、星体执行机构节点为输入节点，载荷敏感器节点、星体敏感器节点、主动指向超静平台与载荷和星体连接节点为输出节点，建立航天器基于有限元方法的结构动力学方程；

(3)、引入模态坐标变换公式，将航天器基于有限元方法的结构动力学方程变换为航天器模态坐标下的结构动力学方程，并进一步改写成航天器模态坐标下的状态空间方程；

(4)、对模态坐标下的状态空间方程进行输入输出变换，得到以输入节点作用力为输入，以输出节点运动学状态为输出的柔性航天器多级复合控制动力学模型，用于控制系统仿真分析。

2.根据权利要求1所述的一种柔性航天器多级复合控制动力学建模方法，其特征在于：所述航天器基于有限元方法的结构动力学方程为：

其中，x为航天器一体化有限元模型所有节点位移向量，为n×1维向量，n为自由度数，n＝R×N，N为航天器一体化有限元模型节点数，R为单个节点的自由度，M为航天器一体化有限元模型质量阵；D为航天器一体化有限元模型阻尼阵，G为航天器一体化模型陀螺阵；K为航天器一体化模型刚度阵；v为航天器一体化有限元模型中输入节点的控制力向量，为n_v×1维向量,n_v为R×N_v，N_v为输入节点的个数，w为输入扰振力向量，为n_v×1维向量；B_v与B_w分别为控制力向量和输入扰振力向量输入变换矩阵，y为输出节点的状态向量，C为输出变换矩阵。

3.根据权利要求2所述的一种柔性航天器多级复合控制动力学建模方法，其特征在于所述航天器模态坐标下的结构动力学方程为：

式中，q为模态坐标，为航天器一体化有限元模型的特征向量振型矩阵，由求解的航天器一体化有限元模型的特征方程得到的m(m≤n)个特征值λ_i对应的m个特征向量构成，i＝1～m，m为模态数。

4.根据权利要求1所述的一种柔性航天器多级复合控制动力学建模方法，其特征在于所述航天器模态坐标下的状态空间方程为：

其中：

其中，x_s为模态坐标q表示的状态向量，为x_s的导数，q为模态坐标，为q的导数，Λ为求解航天器一体化有限元模型的特征方程得到的m(mn)个特征值λ_{i，i＝1～m}构成的对角矩阵，v为航天器一体化有限元模型中输入节点的控制力向量，为n_v×1维向量,n_v为R×N_v，N_v为输入节点的个数，w为输入扰振力向量，为n_v×1维向量，σ、g、b_v、b_w、c分别为航天器一体化有限元模型模态坐标下的阻尼矩阵、陀螺矩阵、控制力向量输入变换矩阵、扰振力向量输入变换矩阵和输出变换矩阵。