一种航天器热致振动动力学响应评估方法
【技术领域】
[0001] 本发明设及航天器结构动力学分析领域，尤其设及一种航天器热致振动动力学响 应评估方法。
【背景技术】
[0002] 随着高精度航天器的快速发展，微振动对于高精度航天器已成为影响其高成像分 辨率和高指向精度的重要因素。航天器微振动中的柔性结构热致微振动力学环境，已成为 高指向精度通信卫星和高分辨率遥感卫星运类高精度航天器有效载荷性能指标必须要考 虑的重要因素。原因在于运类航天器具有重量轻、刚度小、固有频率低的大型柔性附件结 构，在轨运行过程中因空间热环境改变导致热载荷诱发航天器微振动响应。航天器柔性附 件结构热致微振动已在航天领域引发多起故障。研究柔性航天器热致微振动禪合动力学建 模与分析对于我国目前亟需解决的高精度航天器大型柔性附件热致静态/动态变形，尤其 是对航天器大型天线指向影响的建模和评估问题，具有重要意义。
[0003] 航天器在轨运行期间经历空间热环境剧烈变化后，不仅柔性附件结构会产生较大 的热载荷引起微振动响应，而且由于角动量守恒，运类热扰动会传递到星本体上，造成星体 姿态发生改变，进而有可能影响航天器正常工作。目前，对于此类问题的研究，仅见到二维 悬臂梁加中屯、刚体组成的简化航天器热致微振动解析模型，而且均采用非禪合建模方法。 对于复杂航天器，运类方法难W满足分析要求，需要从系统高度开展航天器热致微振动禪 合动力学的建模与仿真分析，对分析柔性附件热致微振动力学环境对航天器姿态的影响， 尤其是高分辨率遥感卫星成像分辨率，具有重要的工程应用价值。
【发明内容】
[0004] 有鉴于此，本发明提供了一种航天器热致振动动力学响应评估方法，可分析柔性 附件热致微振动力学环境对航天器姿态的影响。
[0005] 本发明的一种航天器热致振动动力学响应评估方法，包括如下步骤：
[0006] 步骤1、航天器系统包括中屯、刚体和柔性附件，令B表示中屯、刚体，Ai表示第i个柔 性附件，Ob为航天器的中屯、刚体质屯、，oa为柔性附件Ai与中屯、刚体较接点；建立W下Ξ个Ξ 维直角坐标系:轨道坐标系{r}、星体坐标系{b}和附件坐标系{a};轨道坐标系{r}的原点为 Or;星体坐标系{b}的原点为Ob ;附件坐标系{a}的原点为Oa;
[0007] 分析航天器系统质点速度，获取柔性附件上任意点血a的速度表达式：
[000引
[0009] 其中，X为中屯、刚体质屯、相对标称位置的摄动量;db为点Oa到点化的矢径;ra为点dma 到点Oa的矢径;Sa为dma点由外激励引起的变形Sae和热荷载引起的变形SaT组成，Sa=Sae+SaT; ω b为中屯、刚体相对轨道坐标系{r}的角速度；
[0010] 将X在轨道坐标系{r}中度量，db在星体坐标系{b}中度量，求取中屯、刚体上任意点 血b相对轨道坐标系{r}的速度在星体坐标系{b}的表达式为：
[0011]
[001 ^ 式中，A为轨道坐标系w到星体坐标系{b}的坐标转换矩阵，取A为单位阵；"~"表 示反对称矩阵，上标叩'表示转置;η为航天器中屯、刚体上任意点血翊点化的矢径；
[0013] 步骤2、获得航天器系统的动能表达式：
[0014]
[001引式中，Tb为航天器中屯、刚体动能;Ta功第i个柔性附件的动能;Ma功第i个附件质量 阵;Μ为航天器系统的结构质量阵；巧W、巧分别为第i个柔性附件结构弹性变形对航天器 系统平动、转动的禪合系数矩阵；I = Ib+Ia为航天器的中屯、刚体加柔性附件相对航天器系统 质屯、的转动惯量矩阵
为柔性附件相对航天器系统质屯、 的转动惯量由热致静变形产生的偏置量
妇柔性 附件相对于航天器系统质屯、的转动惯量矩阵
为中屯、刚体相对于航天器系 统质屯、的转动惯量矩阵;为由星体坐标系{W到附件坐标系{a}的坐标转换矩阵;δι为第i 个柔性附件结构的弹性位移；
[0016] 步骤3、求取计及热荷载作用的航天器系统的势能：
[0017]
[001引式中，Ka功第i个柔性附件的刚度矩阵，η功其热荷载；
[0019]步骤4、由步骤2获得的航天器系统动能和步骤3获得的势能表达式，得到航天器系 统的Lagrange函数，再经准坐标变换得到航天器系统的热致微振动禪合动力学方程：
[0023] 式中，Ma为柔性附件质量阵；Ω为柔性附件模态频率对角阵;Fsa为柔性附件弹性振 动对航天器系统转动的柔性禪合系数矩阵；巧。为柔性附件热致微振动对航天器系统转动 的热致禪合系数矩阵;η为柔性附件的模态坐标阵；ξ为柔性附件的模态阻尼系数，C为阻尼 阵C，K为刚度阵；
[0024] 步骤5、根据柔性航天器热致微振动禪合动力学方程，求解热致微振动禪合动力学 响应，具体为：
[0025] (1)分析航天器外热流，通过热分析软件计算得到航天器在轨溫度场，并根据溫度 场计算得到航天器中屯、刚体中的结构单元和柔性附件的等效热荷载η;
[0026] (2)应用化tran和化stran软件进行结构有限元建模和模态计算，得到模态频率 Ω、模态坐标阵nW及模态阻尼系数ξ参数；
[0027] (3)输入已知量：转动惯量I、航天器系统的结构质量阵Μ、阻尼阵C、刚度阵Κ，在 MTLAB平台上进行求解；
[0028] (4)输出中屯、刚体的角速度wb和热颤振δτ数据，对星体动力学响应进行评估。
[0029] 本发明具有如下有益效果：
[0030] 本发明采用柔性航天器热致微振动禪合动力学分析方法，可比目前使用的二维悬 臂梁加中屯、刚体组成的简化航天器热致微振动非禪合动力学建模方法得到更高精度的响 应，更有助于分析柔性附件热致微振动力学环境对航天器姿态的影响，尤其是高分辨率遥 感卫星成像分辨率。
【附图说明】
[0031] 图1计及热荷载作用中屯、刚体加柔性附件类航天器示意图。
【具体实施方式】
[0032] 下面结合附图并举实施例，对本发明进行详细描述。
[0033] 计及空间热荷载作用的柔性航天器示意图见图1所示。Β表示航天器中屯、刚体，Ai 表示第i个柔性附件，Ob为航天器质屯、，Oa为附件Ai与星体较接点。建模坐标系采用轨道坐标 系{r}、星体坐标系{b}和附件坐标系{a}，均为Ξ维直角坐标系。轨道坐标系{r}的原点为 〇Γ，Ξ个坐标轴分别为Xr、yr和Zr;星体坐标系{b}的原点为州，；个坐标轴分别为Xb、yb和Zb; 附件坐标系{a}的原点为〇a，S个坐标轴分别为Xa、ya和Za。
[0034] (1)求系统质点速度
[0035] 坐标系定义如前所述，设柔性附件上任意点血a到点Or的矢径为
[0036] Ra = X+山+ra+Sa (1)
[0037] 将式(1)在{r}系中求导，可得点dma的速度表达式为
[00測
（苗：
[0039] 将X在{r}系中度量，db在{b}系中度量，。、53、536、83巧{曰}系中度量。将式（2)向 {a}系中投影