[发明专利]一种多自由度太阳电池阵在轨载荷工况确定方法及系统

说明书

本发明涉及一种多自由度太阳电池阵在轨载荷工况确定方法及系统，首先采用有限元软件建立太阳电池阵的有限元模型；从有限元模型中获取太阳电池阵在轨转动部分所有有限元节点的质量矩阵和在旋转点局部坐标系下的坐标矩阵；采用有限元软件对有限元模型进行动特性分析，提取模型的模态频率和模态振型；根据带挠性太阳电池阵的飞行器在轨动力学模型，按照飞行器在轨任务工况开展动力学仿真，得到模态坐标、飞行器本体加速度、角加速度和角速度；分别采用弹性法和胡克法计算关节力矩，对比两种方法得到关节力矩的一致性，如一致说明计算无误，求取关节力矩绝对值最大值，得到太阳电池阵的载荷工况，从而确保飞行器在轨任务的可靠性。

技术领域

本发明涉及一种多自由度太阳电池阵在轨载荷工况确定方法及系统，尤其涉及一种考虑弹性振动的多自由度太阳电池阵在轨载荷工况确定方法及系统，属于空天飞行器结构载荷与力学环境领域。

背景技术

太阳电池阵依靠大面积且轻质量的翼面反射太阳光获取能源，是实现飞行器长时间在轨运行、执行任务的重要保障，因此近年来大挠性太阳电池阵飞行器成为航天领域内的研究热点。太阳电池阵具有大面积、刚度低、阻尼小的结构特点，导致其动力学特性复杂，一旦由于外界干扰力矩激励起低阶模态，轻则影响飞行器正常工作，重则导致任务的失利。因此对其弹性振动研究具有重要的意义。

以往国内外学者对带挠性附件飞行器的动力学仿真研究较多，特别是对于过度振动控制研究较为深入，但对于太阳电池阵自身弹性载荷研究较少。因此研究考虑弹性振动的多自由度太阳电池阵在轨载荷工况确定方法具有重要的现实意义。

发明内容

本发明的目的在于克服现有技术的上述不足，提供一种多自由度太阳电池阵在轨载荷工况确定方法及系统，针对多自由度太阳电池阵在飞行器姿控发动机干扰力作用下引起弹性振动，可能导致锁止电机失效问题，梳理飞行器在轨工作模式，基于动力学模型，开展动力学仿真后获得太阳翼飞行器姿态运动信息和广义坐标，进行太阳电池阵关节刚体、弹性载荷分析研究，指导太阳电池阵结构和机构设计。

本发明的上述目的主要是通过如下技术方案予以实现的：

一种多自由度太阳电池阵在轨载荷工况确定方法，包括：

采用有限元软件建立太阳电池阵的有限元模型；

从所述太阳电池阵的有限元模型中获取太阳电池阵在轨转动部分所有有限元节点的质量矩阵[M]和在旋转点局部坐标系下的坐标矩阵[r]；

采用有限元软件对所述太阳电池阵的有限元模型进行动特性分析，提取模型的模态频率[F]和模态振型[φ]；

根据带挠性太阳电池阵的飞行器在轨动力学模型，按照飞行器在轨任务工况开展动力学仿真，得到模态坐标[q]、飞行器本体加速度[A]、角加速度[a]和角速度[w]；

根据所述模态振型[φ]、模态坐标[q]、飞行器本体加速度[A]、角加速度[a]、角速度[w]、质量矩阵[M]和坐标矩阵[r]，采用弹性法计算关节力矩M_a1、M_b1，采用胡克法计算关节力矩M_a2、M_b2；

比较M_a1、M_b1与M_a2、M_b2，若同时满足M_a1与M_a2一致，M_b1与M_b2一致，则分别求取M_a1或M_a2中的最大值，以及M_b1或M_b2中的最大值，作为太阳电池阵在轨载荷工况。

在上述多自由度太阳电池阵在轨载荷工况确定方法中，所述建立的太阳电池阵有限元模型，包括采用壳单元模拟的太阳电池阵帆板模型和采用梁单元模拟的太阳电池阵机构，其中太阳电池阵帆板模型即太阳电池阵在轨转动部分；边界条件为根部固支。