[发明专利]一种计及铰链间隙的柔性航天器动力学建模方法

说明书

本发明公开了一种计及铰链间隙的柔性航天器动力学建模方法，该方法包括以下步骤：步骤1：构建锁定后含间隙的铰链力学模型；步骤2：展开锁定后具有含间隙铰链的柔性体动力学建模；步骤3：展开锁定后具有含间隙铰链的柔性航天器刚柔耦合非线性动力学建模；步骤4：采用Newmark算法，求解柔性航天器刚柔耦合非线性动力学模型，并分析复杂外载荷条件下含间隙铰链的柔性航天器动力学响应。本发明克服了传统的柔性航天器建模方法中未考虑铰链间隙影响的缺陷，可以细致刻画局部的铰链接触碰撞，能够准确描述铰链间隙对柔性航天器的姿态运动及柔性振动的影响，且方法适用性强，为实现柔性航天器的高精度高稳定性指向控制提供精确和高效的动力学模型。

技术领域

本发明涉及柔性航天器动力学建模研究领域，具体涉及一种计及铰链间隙的柔性航天器动力学建模方法。

背景技术

柔性航天器是指可以简化为由中心刚体1(本体)和柔性体2构成的数学模型的系统，其中柔性体2之间通过含间隙的铰链3连接，铰链3的销孔(轴承31)和销轴32之间存在一定的间隙，如图1和图3所示。柔性体2为悬臂外伸铰接组合结构，具有大挠性、低阻尼、模态密集等特点。

对于柔性航天器的动力学建模问题，目前常用的方法是基于光滑铰链3连接的刚柔耦合动力学建模方法。但对于实际的大型柔性航天器，铰链3运动副之间的间隙无法避免，铰链3间隙会使铰链3部件间产生强的非线性碰撞力，而众多间隙的累计贡献将对柔性航天器展开锁定后的动力学特性造成较大的影响，尤其对于大挠性航天器，将直接影响航天器的姿态运动和有效载荷的指向精度及稳定度。当前在对柔性航天器刚柔耦合动力学建模的研究中，为了建模上的便利，通常都未计及铰链3间隙，而实际上间隙对航天器动力学特性的影响不容忽视；目前在仅有的考虑航天器铰链3间隙的动力学建模中，均是针对航天器可展机构的展开过程进行的，而关于航天器展开锁定后的动力学建模，尤其计及铰链3间隙对展开锁定后航天器的姿态运动及柔性振动影响的动力学建模技术还鲜有研究；现有的考虑铰链3间隙的航天器动力学建模，大都是采用中心刚体1+柔性体2这类较为理想的模型且考虑较为简单的激励载荷，而针对具有复杂柔性体2铰接结构且经受复杂外载荷激励的航天器建模及其非线性求解方法，目前的动力学建模技术并不能很好地解决这一问题。

发明内容

本发明的目的是针对含间隙铰链连接的柔性航天器展开锁定后的动态特性，为了能够更精确地描述铰链间隙对航天器姿态运动及柔性振动的影响，建立了一种计及铰链间隙的柔性航天器动力学建模方法，构建含间隙铰接的柔性航天器精确动力学模型，求解非线性耦合动力学模型并进行动力学响应分析，为大尺度柔性航天器高精度高稳定性的指向控制的发展奠定技术基础。

为达到上述目的，本发明提供了一种计及铰链间隙的柔性航天器动力学建模方法，其包括以下步骤：步骤1：构建锁定后含间隙的铰链力学模型；步骤2：展开锁定后具有含间隙铰链的柔性体动力学建模；步骤3：展开锁定后具有含间隙铰链的柔性航天器刚柔耦合非线性动力学建模；步骤4：采用Newmark数值迭代算法，求解柔性航天器刚柔耦合非线性动力学模型，并分析复杂外载荷条件下具有含间隙铰链的柔性航天器动力学响应。

上述的计及铰链间隙的柔性航天器动力学建模方法，其中，步骤1和步骤2中，采用Lankarani-Nikravesh连续接触力模型，铰链的销轴和轴承发生碰撞时，接触点处的法向接触力F_n与变形的非线性关系为：

其中，K表示铰链的接触刚度系数，为其中，R₁和R₂分别为销轴和轴承的半径，铰链间隙为d＝R₂-R₁，E₁和E₂分别为销轴和轴承的弹性模量，v₁和v₂分别为销轴和轴承的泊松比；δ为弹性变形量，c_e为恢复系数，为撞击点的初始相对速度，η为接触阻尼因子，n表示变形的指数系数；