發(fā)布時間：2021-04-02 03:27

　　隨著航天事業(yè)的發(fā)展,各種航天器承擔的任務越來越多,使得航天器的構(gòu)型越來越復雜,規(guī)模越來越大,許多航天器都帶有多個大型撓性附件,這些撓性附件質(zhì)量輕、剛度低、阻尼小,其彈性振動與系統(tǒng)運動之間存在耦合作用。由于撓性附件結(jié)構(gòu)的撓性變形所引起的慣性作用將可能導致?lián)闲院教炱鬟\動失穩(wěn),因此,探討和研究撓性航天器系統(tǒng)的剛?cè)狁詈献饔脝栴}是撓性航天器動力學研究的重點。撓性航天器動力學建模中的撓性耦合影響系數(shù)是動力學建模中的重要力學概念,它反映了航天器姿態(tài)和軌道運動與撓性附件的彈性振動效應。撓性耦合影響系數(shù)間的恒等式關(guān)系,即慣性完備性準則,是撓性航天器動力學模型降階和模態(tài)截斷的重要依據(jù)。本文以中心剛體帶撓性附件類航天器為研究對象,對其動力學建模及與撓性耦合影響系數(shù)相關(guān)的問題進行了研究。首先,本文利用混合坐標法對航天器的姿態(tài)運動進行描述,建立系統(tǒng)運動學方程,通過利用約束模態(tài)法和非約束模態(tài)法對系統(tǒng)振動進行展開,并結(jié)合牛頓—歐拉法和拉格朗日方程建立系統(tǒng)動力學方程。隨后,基于Hughes的研究成果,對約束模態(tài)慣性完備性準則進行推導,通過算例仿真分析驗證其有效性。通過對系統(tǒng)兩種模態(tài)的動力學方程進行拉普拉斯變換,探討它... 

【文章來源】：北京信息科技大學北京市

【文章頁數(shù)】：74 頁

【學位級別】：碩士

【部分圖文】：

質(zhì)心軌道坐標系與星體坐標系

第四章慣性完備性準則30心的轉(zhuǎn)動慣量為2Edig48.81300.417049.2300kgmnI=，其結(jié)構(gòu)尺寸如圖4.2所示，其中太陽帆板短邊長度為0.01m。為了對約束模態(tài)慣性完備性準則（式4-40和式4-42）進行驗算，利用Ansys軟件對y軸正向的帆板進行約束模態(tài)仿真分析。圖4.1撓性航天器模型圖4.2太陽帆板結(jié)構(gòu)求得太陽帆板前六階約束模態(tài)固有頻率和振型，如圖4.3所示。1=0.0938Hz（一階外彎）3=0.8667Hz（一階扭轉(zhuǎn)）5=3.0998Hz（二階扭轉(zhuǎn)）2=0.7761Hz（二階外彎）4=2.3428Hz（三階外彎）6=3.2438Hz（一階內(nèi)彎）圖4.3太陽帆板前六階約束模態(tài)固有頻率和振型

第四章慣性完備性準則443=2.9061Hz（二階外彎）5=6.5665Hz（二階扭轉(zhuǎn)）4=4.9250Hz（一階內(nèi)彎）6=8.9149Hz（三階外彎）圖4.5單側(cè)安裝長度為2m的太陽帆板時系統(tǒng)前六階非約束模態(tài)固有頻率和振型求得前八階非約束模態(tài)平動和轉(zhuǎn)動撓性耦合影響系數(shù)如表4-14和表4-15所示。表4-14單側(cè)安裝長度為2m的太陽帆板時系統(tǒng)前六階非約束模態(tài)平動撓性耦合影響系數(shù)1/2p(,x)/kgp(,y)/kg1/2p(,z)/kg1/210.00000.00001.342620.00000.0000-0.008730.00000.0000-0.605041.34250.00190.000050.00000.0000-0.002360.00000.00000.3263表4-15單側(cè)安裝長度為2m的太陽帆板時系統(tǒng)前六階非約束模態(tài)轉(zhuǎn)動撓性耦合影響系數(shù)21/2h(,x)/(kgm)h(,y)/(kgm2)1/2h(,z)/(kgm2)1/212.7755-0.00970.000020.0191-0.37310.00003-0.6880-0.02050.000040.00000.0000-2.802750.01940.06610.000060.39940.0107-0.0001根據(jù)式（4-62）和式（4-64），計算理論值，可以得到


本文編號：3114494