【摘要】：柔性太陽翼結構具有結構質(zhì)量輕、折疊空間小、使用壽命長、供電效率高等顯著優(yōu)點,被廣泛地應用于空間站等大型航天器。但在空間熱環(huán)境中,由于周期性進出地球陰影區(qū)產(chǎn)生的突變熱載荷,柔性太陽翼結構上容易出現(xiàn)周期性變化的熱應力,引發(fā)熱誘振動現(xiàn)象。為了確保空間站在軌期間電源模塊的穩(wěn)定運行,需要對柔性太陽翼的熱誘振動進行分析。柔性太陽翼結構復雜,規(guī)模龐大,采用傳統(tǒng)的有限元方法進行分析時,離散得到的有限元模型自由度往往成千上萬階,建模和分析工作會耗費巨大的人力物力。針對柔性太陽翼這種包含周期性重復單元的大型結構,動態(tài)子結構法能大量減縮模型自由度,提高建模和計算效率。本文基于動態(tài)子結構方法,建立柔性太陽翼子結構模型,研究太陽翼熱誘振動問題。首先,針對柔性太陽翼結構特性,研究了子結構建模方法。然后對中央桅桿和柔性陣面子結構模型進行模態(tài)分析,通過與有限元法比較,驗證動態(tài)子結構法的準確性,并研究子結構劃分方式對柔性太陽翼動力學問題計算精度和求解效率的影響。最后利用子結構模型進行柔性太陽翼熱誘振動分析,并選取特征節(jié)點輸出振動響應,通過與有限元模型計算結果的對比,證明動態(tài)子結構方法能夠準確且高效地求解大型復雜結構動力學問題。
【圖文】：

基于動態(tài)子結構法的柔性太陽翼熱誘振動分析方法研究，各模塊功能也發(fā)展得越發(fā)全面。隨著航天器的發(fā)展，其在軌飛行期間對電源系也在不斷增長，同時也促進了太陽陣列技術的發(fā)展。出于航天任務對高成本效益不斷追求，航天工程師們對航天器太陽電池陣列的結構型式進行了各種改進，先裝式、太陽槳式、展開式等多種構型的太陽電池，如圖 1.1 所示。

圖 1.2 展開式太陽翼太陽翼簡介陽翼是航天器常用的能量提供裝置，將具有光電轉(zhuǎn)換特性的電池片既定形狀的基板上，構成太陽翼的主體部分。相同條件下，用于轉(zhuǎn)能功率也就越大，大面積太陽電池陣列因此成為航天器能源技術發(fā)整流罩內(nèi)部空間的限制使得發(fā)射前可折疊儲存的展開式太陽翼備受陽翼的出現(xiàn)極大地增加了太陽電池片的鋪設面積，提高了電源系統(tǒng)務的開展提供了條件。展開式太陽翼按照發(fā)射前太陽陣列的收攏方式太陽翼。卷式太陽翼的主體部分是一整塊大面積的柔性基板，發(fā)圓柱形以減少體積，入軌后再展開；折疊式太陽翼主體部分是若干射前各基板折疊收攏于航天器側面，，入軌后再由展開鎖定機構進行開基板的數(shù)量可分為單板展開式和多板展開式，其中多板展開式太性而廣泛應用于各類大型航天設備。式太陽翼主要有三種類型：剛性太陽翼，半剛性太陽翼和柔性太陽
【學位授予單位】：南京航空航天大學
【學位級別】：碩士
【學位授予年份】：2018
【分類號】：V442

【參考文獻】

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本文編號：2640671