[发明专利]航天器热扰动响应仿真分析平台

摘要

本发明属于高精度航天器设计及动力学仿真与控制技术领域，具体为航天器热扰动响应仿真分析平台，依次包括数据输入建模模块、柔性附件在轨热分析模块、等效热荷载导算模块、模态分析模块、耦合动力学建模模块、耦合动力学模型求解模块和后处理模块；该仿真分析平台，建立了星载大型柔性附件与星体耦合动力学模型，提出了一种星载大型柔性附件与星体耦合响应专用仿真分析平台。该仿真分析平台可以用来求解带复杂柔性附件的航天器由其柔性附件热致动态变形所诱发的姿态变化，能够为实际情形下带柔性附件航天器热致振动响应的预测和评估提供一种简单有效的模型、方法和工具，可以作为实际卫星设计过程中的参考。

主权项

航天器热扰动响应仿真分析平台，其特征在于，依次包括数据输入建模模块、柔性附件在轨热分析模块、等效热荷载导算模块、模态分析模块、耦合动力学建模模块、耦合动力学模型求解模块和后处理模块；(1)数据输入建模模块：利用交互方式结合自动转换方式建立航天器中心刚体‑柔性附件耦合系统的有限元模型以及在轨热分析模型；(2)柔性附件在轨热分析模块：利用建立的航天器中心刚体‑柔性附件耦合系统在轨热分析模型，进行航天器柔性附件的在轨热分析，获得柔性附件上的瞬态温度场；(3)等效热荷载导算模块：采用初应变方法进行柔性附件上瞬态温度场的等效热荷载导算，获得各节点上随时间变化的等效节点力和力矩；(4)模态分析模块：利用结构有限元模型采用迭代WYD‑Ritz向量直接迭加法进行中心刚体‑柔性附件耦合系统的模态分析，获得耦合系统的周期及振型；(5)耦合动力学建模模块：利用模态展开和Lagrange方程，根据有限元数据和等效热荷载数据，建立航天器耦合系统的热致微振动耦合动力学模型；(6)耦合动力学模型求解模块：利用Newmark方法结合牛顿迭代法，进行航天器耦合系统的热致微振动耦合动力学模型的求解，获得柔性附件的时程响应结果以及航天器姿态角的时程响应结果；(7)后处理模块：提取并显示、输出柔性附件各节点的温度变化曲线、等效荷载变化曲线、微振动时程响应曲线以及航天器姿态角变化曲线等计算结果。