[發明專利]一種計及鉸鏈間隙的柔性航天器動力學建模方法

有效

• 申請號: 201911193026.1
• 申請日: 2019-11-28
• 公開（公告）號: CN110990949B
• 公開（公告）日: 2023-09-12
• 發明（設計）人: 孫杰;劉付成;朱東方;孫俊;黃靜
• 申請（專利權）人: 上海航天控制技術研究所
• 主分類號: G06F30/15
• 分類號: G06F30/15;G06F30/20;G06F119/14
• 代理公司: 上海元好知識產權代理有限公司 31323
• 代理人: 張妍;劉琰

本發明公開了一種計及鉸鏈間隙的柔性航天器動力學建模方法，該方法包括以下步驟：步驟1：構建鎖定后含間隙的鉸鏈力學模型；步驟2：展開鎖定后具有含間隙鉸鏈的柔性體動力學建模；步驟3：展開鎖定后具有含間隙鉸鏈的柔性航天器剛柔耦合非線性動力學建模；步驟4：采用Newmark算法，求解柔性航天器剛柔耦合非線性動力學模型，并分析復雜外載荷條件下含間隙鉸鏈的柔性航天器動力學響應。本發明克服了傳統的柔性航天器建模方法中未考慮鉸鏈間隙影響的缺陷，可以細致刻畫局部的鉸鏈接觸碰撞，能夠準確描述鉸鏈間隙對柔性航天器的姿態運動及柔性振動的影響，且方法適用性強，為實現柔性航天器的高精度高穩定性指向控制提供精確和高效的動力學模型。

技術領域

本發明涉及柔性航天器動力學建模研究領域，具體涉及一種計及鉸鏈間隙的柔性航天器動力學建模方法。

背景技術

柔性航天器是指可以簡化為由中心剛體1(本體)和柔性體2構成的數學模型的系統，其中柔性體2之間通過含間隙的鉸鏈3連接，鉸鏈3的銷孔(軸承31)和銷軸32之間存在一定的間隙，如圖1和圖3所示。柔性體2為懸臂外伸鉸接組合結構，具有大撓性、低阻尼、模態密集等特點。

對于柔性航天器的動力學建模問題，目前常用的方法是基于光滑鉸鏈3連接的剛柔耦合動力學建模方法。但對于實際的大型柔性航天器，鉸鏈3運動副之間的間隙無法避免，鉸鏈3間隙會使鉸鏈3部件間產生強的非線性碰撞力，而眾多間隙的累計貢獻將對柔性航天器展開鎖定后的動力學特性造成較大的影響，尤其對于大撓性航天器，將直接影響航天器的姿態運動和有效載荷的指向精度及穩定度。當前在對柔性航天器剛柔耦合動力學建模的研究中，為了建模上的便利，通常都未計及鉸鏈3間隙，而實際上間隙對航天器動力學特性的影響不容忽視；目前在僅有的考慮航天器鉸鏈3間隙的動力學建模中，均是針對航天器可展機構的展開過程進行的，而關于航天器展開鎖定后的動力學建模，尤其計及鉸鏈3間隙對展開鎖定后航天器的姿態運動及柔性振動影響的動力學建模技術還鮮有研究；現有的考慮鉸鏈3間隙的航天器動力學建模，大都是采用中心剛體1+柔性體2這類較為理想的模型且考慮較為簡單的激勵載荷，而針對具有復雜柔性體2鉸接結構且經受復雜外載荷激勵的航天器建模及其非線性求解方法，目前的動力學建模技術并不能很好地解決這一問題。

發明內容

本發明的目的是針對含間隙鉸鏈連接的柔性航天器展開鎖定后的動態特性，為了能夠更精確地描述鉸鏈間隙對航天器姿態運動及柔性振動的影響，建立了一種計及鉸鏈間隙的柔性航天器動力學建模方法，構建含間隙鉸接的柔性航天器精確動力學模型，求解非線性耦合動力學模型并進行動力學響應分析，為大尺度柔性航天器高精度高穩定性的指向控制的發展奠定技術基礎。

為達到上述目的，本發明提供了一種計及鉸鏈間隙的柔性航天器動力學建模方法，其包括以下步驟：步驟1：構建鎖定后含間隙的鉸鏈力學模型；步驟2：展開鎖定后具有含間隙鉸鏈的柔性體動力學建模；步驟3：展開鎖定后具有含間隙鉸鏈的柔性航天器剛柔耦合非線性動力學建模；步驟4：采用Newmark數值迭代算法，求解柔性航天器剛柔耦合非線性動力學模型，并分析復雜外載荷條件下具有含間隙鉸鏈的柔性航天器動力學響應。

上述的計及鉸鏈間隙的柔性航天器動力學建模方法，其中，步驟1和步驟2中，采用Lankarani-Nikravesh連續接觸力模型，鉸鏈的銷軸和軸承發生碰撞時，接觸點處的法向接觸力F_n與變形的非線性關系為：

其中，K表示鉸鏈的接觸剛度系數，為其中，R₁和R₂分別為銷軸和軸承的半徑，鉸鏈間隙為d＝R₂-R₁，E₁和E₂分別為銷軸和軸承的彈性模量，v₁和v₂分別為銷軸和軸承的泊松比；δ為彈性變形量，c_e為恢復系數，為撞擊點的初始相對速度，η為接觸阻尼因子，n表示變形的指數系數；