[发明专利]获取航天器中柔性薄膜反射镜的飞行载荷设计方法

说明书

本发明提供了一种获取航天器中柔性薄膜反射镜的飞行载荷设计方法，涉及航天器的柔性薄膜反射镜技术领域。本发明以连接于航天器本体上的大型的柔性薄膜反射镜为研究对象，通过考虑其预紧张力的非线性因素建立动力学模型，然后输入参数分析进行动力学性能影响权重分析，提取出影响柔性薄膜反射镜动力学性能的关键因素，通过调整关键因素获取理想的频率，进一步建立刚体‑柔性体耦合动力学模型。将刚体‑柔性体耦合动力学模型置于不同在轨工况进行动力学分析，解决柔性薄膜反射镜在不同边界条件下各个界面的载荷设计问题，确保载荷设计的完整性，进而保证柔性薄膜反射镜设计的充分有效性。

技术领域

本发明涉及航天器的柔性薄膜反射镜技术领域，尤其涉及一种获取航天器中柔性薄膜反射镜的载荷设计的方法。

背景技术

大型柔性薄膜反射镜在航天器抵达月球轨道后展开，通过反射太阳光实现对月球极地月坑永久阴影区的照明，与光学相机配合实现对月坑的科学探测。柔性薄膜反射镜的中心通过旋转机构或其它张紧机构连接在航天器中，张紧机构控制柔性薄膜反射镜的展开和收起，其中，展开时张紧机构对柔性薄膜反射镜施加预紧张力。航天器在月球轨道可能实施一系列的在轨动作，如轨控(主发动机开机、轨道机动等)、舱段分离(主、被动目标分离等)、交会对接(追踪飞行器、目标飞行器)等在轨动作，处于展开状态的薄膜反射镜在上述过程中需具备较强的承载能力，以确保薄膜反射镜不会出现永久性的物理变形或损伤，因此薄膜反射镜的载荷设计变得非常重要，那么如何获取薄膜反射镜的载荷设计条件成为亟待解决的问题。

发明内容

本发明的目的在于提供一种获取航天器中柔性薄膜反射镜的飞行载荷设计方法，为设计柔性薄膜反射镜及其与航天器本体的连接关系提供载荷设计条件。

为解决上述问题，本发明的技术方案是：

获取航天器中柔性薄膜反射镜的飞行载荷设计方法，包括以下步骤：

S1：建立柔性薄膜反射镜的有限元模型，并对膜面与杆件间的界面进行应力导入，使所述膜面张紧；

S2：对S1中建立的柔性薄膜反射镜的有限元模型参数化，分析不同参数对柔性薄膜反射镜力学性能的影响权重，并依据该分析结果调整柔性薄膜反射镜的频率；

S3：将S2中得到的频率与航天器的控制系统的要求进行对比，若所述频率满足要求，则在所述柔性薄膜反射镜的有限元模型的基础上建立刚体-柔性体耦合动力学模型；否则则返回S1修正相关参数后重新开始；

S4：将S3中建立的刚体-柔性体耦合动力学模型进行在轨工况载荷分析，获得柔性薄膜反射镜的载荷设计条件。

进一步的，S1中所述的应力导入指：在所述膜面与支撑杆件之间建立间隙单元模型，通过向所述间隙单元施加张紧载荷使膜面张紧。

进一步的，S2中所述的参数化指对所述柔性薄膜反射镜的有限元模型赋予参数，该参数包括材料性能参数、薄膜厚度参数以及所述应力导入中对膜面施加的载荷。

进一步的，S2中依据对所述影响权重的分析结果，获取模态有效因子；

S3中通过所述模态有效因子，对柔性薄膜反射镜的主要频率截断，并将柔性薄膜反射镜模型从物理坐标系转换成模态坐标系；

所述的刚体-柔性体耦合动力学模型建立在模态坐标系下的柔性薄膜反射镜的基础上。

进一步的，对柔性薄膜反射镜的主要频率截断时，截断至主要模态的3-5倍。

进一步的，S4中所述的在轨工况包括轨控工况、舱段分离工况以及交会对接工况。

进一步的，S4中通过对所述在轨工况进行载荷分析，获取柔性薄膜反射镜上不同区域质心的过载系数，并对多个界面载荷分解，从而获得所述载荷设计条件。