[发明专利]一种基于Kane方程的充液柔性航天器动力学建模方法

说明书

本发明涉及一种基于Kane方程的充液柔性航天器动力学建模方法，涉及航天宇航科学与技术领域。包括1、针对航天器系统各个部分的运动，选择恰当的广义速率进行描述和表示；2、采用步骤1中选取的广义速率表示系统各个部分的速度和角速度；3、确定系统的偏速度和偏角速度；步骤4、对步骤3中得到的偏速度和偏加速度作线性化，进而推导出系统各部分线性化后的加速度和角加速度，由此得到系统的广义惯性力；步骤5、由步骤4中得到的线性化后的偏速度和偏角速度，推导出系统受到的广义作用力；步骤6、将步骤4和步骤5中得到的广义惯性力和广义作用力代入到Kane方程中，把所有的广义速率组成系统的状态向量后，得到集成形式的航天器动力学模型。

技术领域

本发明涉及一种基于Kane方程的充液柔性航天器动力学建模方法，属于航天器动力学技术领域。

背景技术

现有的针对结构相对简单的航天器系统展开的动力学建模研究，如柔性航天器模型中仅考虑了柔性附件振动与航天器主体刚体运动之间发生的刚-柔耦合动力学问题、充液航天器模型中仅考虑了单个贮箱内液体小幅晃动与航天器主体刚体运动之间发生的刚-液耦合动力学问题，这些已无法适应现代航天器逐步向大型化、组合结构及机动任务复杂化发展的趋势。一方面，传统的晃动等效力学模型(如弹簧-质量模型及单摆模型)，均基于液体燃料小幅度晃动的假设，实际上已无法有效处理微重力环境下的液体大幅晃动动力学问题，为了提高姿态控制的精度和稳定性，亟需对液体燃料大幅晃动动力学开展深入研究，并建立大幅晃动等效力学模型。另一方面，采用传统的基于小变形假设的Euler-Bernoulli梁理论或Kirchhoff-Love板理论建立的航天器刚-柔耦合动力学模型中未能计及因航天器大范围运动与柔性附件非线性振动之间耦合而诱导的柔性附件动力刚化效应，进而可能导致错误的结果和结论。本申请所提出的基于Kane方程的充液柔性航天器耦合动力学建模方法，已成功地应用于同时含多个充液贮箱发生大幅的组合晃动和大型柔性附件几何非线性振动的复杂航天器动力学高效建模，为现代充液柔性航天器总体设计和在轨姿态控制等航天工程重大问题奠定了重要的研究基础。

发明内容

本发明的目的是为了解决上述已有技术存在的无法处理大幅晃动动力学问题，提出了一种基于Kane方程的充液柔性航天器动力学建模方法。

本发明的目的是通过下述技术方案实现的：

所述基于Kane方程的充液柔性航天器动力学建模方法，包括以下步骤：

步骤1、针对航天器系统各个部分的运动，包括航天器主刚体平台的大范围平动和转动、姿态控制反作用轮绕自身转轴的转动、1～n号充液贮箱等效质心点在约束面上的运动以及1～m个柔性附件的变形振动，选取对应的广义速率；

步骤2、采用步骤1中选取的广义速率表示系统各个部分的速度和角速度；

步骤3、根据Kane方法定义偏速度和偏角速度；

其中，偏速度和偏角速度为相应的速度和角速度中广义速率的系数；

步骤4、对步骤3中得到的偏速度和偏角速度作线性化，得到线性化后的偏速度和偏角速度，推导航天器系统各部分的加速度和角加速度，由此得到系统的广义惯性力；

其中，航天器系统各部分包括航天器主刚体、姿态控制反作用轮、1～n号充液贮箱等效质心点以及1～m个柔性附件；

步骤5、由步骤4中得到的线性化后的偏速度和偏角速度，推导出航天器系统受到的广义作用力；

步骤6、将步骤4和步骤5中分别得到的广义惯性力和广义作用力代入到Kane方程中，把步骤1中选取的广义速率组成系统的状态向量后，最终得到集成形式的航天器动力学模型，完成了基于Kane方程的充液柔性航天器动力学建模方法。

有益效果

本发明所述的一种基于Kane方程的充液柔性航天器动力学建模方法，对比已有技术，存在如下有益效果：