CN105956348A - 一种航天器动力学建模方法 - Google Patents

一种航天器动力学建模方法 Download PDF

Info

Publication number
CN105956348A
CN105956348A CN201610494135.7A CN201610494135A CN105956348A CN 105956348 A CN105956348 A CN 105956348A CN 201610494135 A CN201610494135 A CN 201610494135A CN 105956348 A CN105956348 A CN 105956348A
Authority
CN
China
Prior art keywords
coordinate system
spacecraft
hinge
speed
flexible
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Granted
Application number
CN201610494135.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN105956348B (zh
Inventor
刘付成
孙宏丽
朱东方
孙禄君
孙俊
田路路
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Original Assignee
Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Shanghai Aerospace Control Technology Institute filed Critical Shanghai Aerospace Control Technology Institute
Priority to CN201610494135.7A priority Critical patent/CN105956348B/zh
Publication of CN105956348A publication Critical patent/CN105956348A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN105956348B publication Critical patent/CN105956348B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F30/00—Computer-aided design [CAD]
    • G06F30/30—Circuit design
    • G06F30/36—Circuit design at the analogue level
    • G06F30/367—Design verification, e.g. using simulation, simulation program with integrated circuit emphasis [SPICE], direct methods or relaxation methods

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Computer Hardware Design (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Theoretical Computer Science (AREA)
  • Microelectronics & Electronic Packaging (AREA)
  • Evolutionary Computation (AREA)
  • Geometry (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • General Physics & Mathematics (AREA)
  • Details Of Aerials (AREA)

Abstract

一种航天器动力学建模方法，用等效摆代替液体晃动的等效力学模型，将闭环拓扑结构等效为开环树形拓扑结构，在铰链关节定义坐标系，定义基本联系算子，表征柔性体的弹性位移，递推计算柔性体的力和速度，判断系统计算力学类型是前向动力学建模过程还是后向动力学建模过程，对应代入前向动力学建模过程或后向动力学建模过程，推导得出系统动力学方程。本发明不但达到了精确建模的要求，而且简化了设计过程，节省了大量的工作量，加快了航天器的研制周期，解决了大型柔性索网天线航天器高精确高效率动力学建模的问题，取得了用最简单的计算形式计算闭环形式航天器构形的柔性多体系统建模，节省了大量繁琐而困难的工作。

Description

一种航天器动力学建模方法
技术领域
本发明涉及一种航天器动力学建模方法，尤其涉及一种用于复杂柔性多体结构航天器的动力学建模方法。
背景技术
航天器的动力学建模与分析是姿态控制系统设计的基础。随着现代航天技术的发展和航天任务的多样性，现代航天器的结构也日趋复杂，这对动力学建模和分析提出了更高的要求和挑战。现代复杂航天器平台具有以下几方面特点：1、大尺寸、大柔性附件，如锁网天线，充气天线或者太阳薄膜天线；2、质量大，带大量液体燃料；3、结构复杂；4、复杂的多体运动。
电子侦察卫星中最重要的技术就是超大口径天线技术，由于天线必须满足非常宽的信号接收频带，同时所要侦察的敌方信号很弱，因此要求其增益就特别高，这样装备在电子侦察卫星上的天线就很大。据初步测算，地球静止轨道的电子侦察卫星的接收天线口径通常在30米以上甚至达到100多米。
针对这种锁网天线结构的航天器，自由度多且展开过程缓慢，采用以能量形式的建模方法，计算速度慢且建模过程繁琐。位移和速度牵连传递形式的动力学建模方法计算效率高，但该动力学建模方法尚未应用到航天器领域中。
发明内容
本发明提供一种航天器动力学建模方法，不但达到了精确建模的要求，而且简化了设计过程，节省了大量的工作量，加快了航天器的研制周期，解决了大型柔性索网天线航天器高精确高效率动力学建模的问题，取得了用最简单的计算形式计算闭环形式航天器构形的柔性多体系统建模，节省了大量繁琐而困难的工作。
为了达到上述目的，本发明提供一种航天器动力学建模方法，包含以下步骤：
步骤S1、根据索网天线航天器的本体结构特征，将索网天线航天器中液体晃动的等效力学模型用等效摆来代替；
步骤S2、定义索网天线航天器的系统拓扑结构，将闭环拓扑结构等效为开环树形拓扑结构；
步骤S3、在铰链关节定义坐标系；
分别定义惯性坐标系、轨道坐标系、中心体体坐标系、体坐标系统、等效单摆坐标系、铰链坐标系、天线体坐标系、帆板体坐标系、天线支撑臂体坐标系；
步骤S4、定义基本联系算子，计算各个体的速度、加速度和力的初始值；
分别定义力算子、速度算子、连接体位移联系算子、每个体的广义力、广义速度和广义角速度；
步骤S5、表征柔性体的弹性位移；
针对柔性体，采用有限元和模态综合法对柔性体进行结构振动特性分析，得到模态参数用于表征柔性变形；
步骤S6、递推计算柔性体的力和速度；
根据上一体选取的速度、加速度和力，并利用体间联系算子传递关系，得到下一体的速度、加速度和力；
步骤S7、判断系统计算力学类型是前向动力学建模过程还是后向动力学建模过程，对应代入前向动力学建模过程或后向动力学建模过程，得到各个体的关节空间变量，进一步投影到各个体状态空间变量，从而得出各体的速度、加速度、力变量，进而推导得出系统动力学方程。
所述的步骤S2中，闭环拓扑结构以主动展开铰链为关节铰链，被动式铰链部分作为可以删除的去掉腹杆，而在主动展开铰链处等效为加一个等效力矩作用，从而将原来的闭环拓扑结构等效为开环树形拓扑结构。
所述的步骤S3中，设附件2k铰接于附件1i上，引入如下几个坐标系：
1、惯性坐标系FI(OXYZ)；
2、轨道坐标系Fr(orxryrz)；
3、中心体体坐标系Fb(obxbybz)；
4、体坐标系统都建立在铰链处Fj(ojxjyjz)；
5、等效单摆坐标系Fsl(oslxslyslzsl)，l＝1,2,…m，此处m为中心刚体内贮箱的个数；
6、铰链坐标系Fj(ojxjyjzj)；
7、天线体坐标系Fa(oaxayaza)；
8、帆板体坐标系Ff(ofxfyfzf)；
9、天线支撑臂体Fl(olxlylzl)。
所述的步骤S4中，定义的基本联系算子包含：
1、定义两点位置联系算子、力联系算子和速度位置联系算子；
2、计算中心体关节空间6自由度的广义力和广义速度；
3、计算柔性附件li上体坐标系下自由度的柔性体广义力、广义速度；
4、计算每个体j上任一中心点的广义力和广义速度；
5、计算等效摆质量l的广义力和广义速度矢量；
6、计算等效圆盘l的广义力和广义速度矢量；
7、计算在航天器正常的轨道运行模式下的轨道角速度；
8、计算中心体坐标系相对于惯性坐标系的角速度；
9、计算铰链处弹性角速度，即附件铰链坐标系相对于其体坐标系的转动角速度；
10、计算锁网天线角速度，即天线体坐标系相对于附件铰链坐标系的转动角速度；
11、计算太阳帆板角速度，即帆板体坐标系相对于中心体坐标系的转动角速度；
12、计算天线支撑臂角速度，即天线支撑臂体坐标系相对于中心体坐标系的转动角速度；
13、计算等效摆质量位移，即等效摆质量在等效摆坐标系中的位移。
通过父体阵列，就可以知道系统中每个相邻体之间的连接关系，就可以对每对父子体建立移位算子，得到各变量体间传递关系为：
V ( k ) = φ * ( P a ( k ) , k ) V ( k + 1 ) + H * ( k ) · θ · ( k ) α ( k ) = φ * ( P a ( k ) , k ) α ( k + 1 ) + H * ( k ) · θ ·· ( k ) + a ( k ) f ( k ) = φ ( P a ( k ) , k ) f ( k - 1 ) + M ( k ) · α ( k ) + b ( k ) T ( k ) = H ( k ) · f ( k )
为提高计算效率所求解的速度和加速度都是在本体坐标系下定义的，首先按照从每条链i(i＝1，…，s)的基座到顶端的顺序递推计算航天器本体和柔性附件的的速度模型和加速度模型；然后将分叉处的速度和加速度线性相加得到系统中各个体的广义速度和加速度，上述两次运动学递推过程可表示成如下形式：
f o r i = 1... s f o r k = S i ( L 0 ) , S i ( L 1 ) , ... , S i ( L j - 1 ) V m ( k ) = V m ( k ) + V i m ( k ) a m ( k ) = a m ( k ) + a i m ( k ) e n d l o o p V ( 1 ) = V ( 1 ) + V i ( 1 ) a ( 1 ) = a ( 1 ) + a i ( 1 ) e n d l o o p
其中，iV(k)是i链中k体在本体坐标系下的刚体速度；iη(k)表示i链中k体的模态坐标；iam(k)为i链中的柔性体k的加速度项；ibm(k)表示i链中的柔性体的科氏加速度项；Ci(Lj)表示低序体阵列i链中的第j个柔性附件的编号，在本发明中即为1体。
所述的步骤S6中，所述的柔性体变量自由度第k个体的模态空间速度为：
式中，Vm(k)下脚标m表示为柔性体，其中η(k)为模态坐标，V(k)为该体速度变量，Φ(k+1,k)为第k+1体到k体的刚性力移位算子，为铰链关节映射算子，表征该铰链关节形式；
单个物体的模态质量为：
加速度的传递关系为：
力的传递关系为：
力矩传递关系为：
T(k)＝H(k)fm(k)
其中，bm(k)为哥氏加速度，Km(k)为模态刚度。
在步骤S7中，所述的后向动力学递推建模过程如下：
铰接惯量的递推过程如下：
在步骤S7中，所述的前向动力学的递推过程如下：
本发明与现有技术相比，其优点和有益效果是：
1、对构形较为复杂的柔性多体系统，可以得到最简单的方程式，使得求解过程比较简单。
2、相比于拉格朗日方程，本发明不需要计算动能和势能表达式的偏倒数和时间倒数，从而节省了大量细致而繁琐的运算。
3、由于本发明的优越性和新颖性，在多柔体系统动力学建模中得到了广泛的应用，也曾应用于NASA应用于航天飞行器的可重构地面控制台的研究和开发。
附图说明
图1是本发明提供的一种航天器动力学建模方法的流程图。
图2是航天器背景平台的结构示意图。
图3是闭环拓扑结构等效为开环树形拓扑结构的示意图。
具体实施方式
以下根据图1～图3，具体说明本发明的较佳实施例。
如图1所示，本发明提供一种航天器动力学建模方法，包含以下步骤：
步骤S1、根据索网天线航天器的本体结构特征，将索网天线航天器中液体晃动的等效力学模型用等效摆来代替；
如图2所示，本实施例中，索网天线航天器为卫星，卫星本体包含：中心刚体1，液体晃动等效摆6和7，正交安装的飞轮组合8、9和10，以及柔性太阳帆板4和5，柔性天线支撑臂2和柔性索网天线3；
步骤S2、定义索网天线航天器的系统拓扑结构，将闭环拓扑结构等效为开环树形拓扑结构；
如图3所示，闭环拓扑结构以主动展开铰链为关节铰链，被动式铰链部分作为可以删除的去掉腹杆，图2中中心刚体1与柔性天线支撑臂2之间、柔性天线支撑臂2与柔性索网天线3之间的铰链为主动展开铰链，其他部分铰链为被动铰链，而在主动展开铰链处等效为加一个等效力矩作用，从而将原来的闭环拓扑结构等效为开环树形拓扑结构，易于传递计算；
步骤S3、在铰链关节定义坐标系；
分别定义惯性坐标系、轨道坐标系、中心体体坐标系、体坐标系统、等效单摆坐标系、铰链坐标系、天线体坐标系、帆板体坐标系、天线支撑臂体坐标系；
本实施例中，为描述系统各体之间的相对运动，设附件2k铰接于附件1i上，2k为序号比li小的体号且两者相连接，引入如下几个坐标系：
1、惯性坐标系FI(OXYZ)；
2、轨道坐标系Fr(orxryrz)；
3、中心体体坐标系Fb(obxbybz)；
4、体坐标系统都建立在铰链处Fj(ojxjyjz)；
5、等效单摆坐标系Fsl(oslxslyslzsl)(l＝1,2,…m，此处m为中心刚体内贮箱的个数)；
6、铰链坐标系Fj(ojxjyjzj)；
7、天线体坐标系Fa(oaxayaza)；
8、帆板体坐标系Ff(ofxfyfzf)；
9、天线支撑臂体Fl(olxlylzl)。
步骤S4、定义基本联系算子，计算各个体的速度、加速度和力的初始值；
本实施例中，定义的基本空间算子包含：
1、定义两点位置联系算子、力联系算子和速度位置联系算子；
2、计算中心体关节空间6自由度的广义力和广义速度；
3、计算柔性附件li上体坐标系下自由度的柔性体广义力、广义速度；
4、计算每个体j上任一中心点的广义力和广义速度；
5、计算等效摆质量l的广义力和广义速度旋量；
6、计算等效圆盘l的广义力和广义速度矢量；
7、计算在航天器正常的轨道运行模式下的轨道角速度；
8、计算中心体坐标系相对于惯性坐标系的角速度；
9、计算铰链处弹性角速度，即附件铰链坐标系相对于其体坐标系的转动角速度；
10、计算锁网天线角速度，即天线体坐标系相对于附件铰链坐标系的转动角速度；
11、计算太阳帆板角速度，即帆板体坐标系相对于中心体坐标系的转动角速度；
12、计算天线支撑臂角速度，即天线支撑臂体坐标系相对于中心体坐标系的转动角速度；
13、计算等效摆质量位移，即等效摆质量在等效摆坐标系中的位移。
步骤S5、表征柔性体(柔性太阳帆板、柔性天线支撑臂、和柔性索网天线)的弹性位移；
针对柔性体，采用有限元和模态综合法对柔性体进行结构振动特性分析，得到模态参数用于表征柔性变形；
弹性变形采用振型与模态坐标的乘积坐标描述物理坐标的变形量；
步骤S6、递推计算柔性体的力和速度；
根据上一体选取的速度、加速度和力，并利用体间联系算子传递关系，得到下一体的速度、加速度和力；
所述的柔性体变量自由度第k个体的模态空间速度为：
式中，Vm(k)下脚标m表示为柔性体，其中η(k)为模态坐标，V(k)为该体速度变量，Φ(k+1,k)为第k+1体到k体的刚性力移位算子，为铰链关节映射算子，表征该铰链关节形式；
单个物体的模态质量为：
加速度的传递关系为：
力的传递关系为：
力矩传递关系为：
T(k)＝H(k)fm(k)
其中，bm(k)为哥氏加速度，Km(k)为模态刚度。
步骤S7、判断系统计算力学类型是前向动力学建模过程还是后向动力学建模过程，即，已知铰链加速度求力过程为后向动力学建模过程，已知铰链力求加速度过程为前向动力学建模过程，对应代入前向动力学建模过程或后向动力学建模过程，得到各个体的关节空间变量，进一步投影到各个体状态空间变量，从而得出各体的速度、加速度、力变量，进而推导得出系统动力学方程，包括了各个体铰链加速度与力的映射关系的递推形式动力学模型。
通过低序体列阵中得到的父体阵列就可以知道系统中每个相邻体之间的连接关系，就可以对每对父子体建立移位算子，得到各变量体间传递关系为：
V ( k ) = φ * ( P a ( k ) , k ) V ( k + 1 ) + H * ( k ) · θ · ( k ) α ( k ) = φ * ( P a ( k ) , k ) α ( k + 1 ) + H * ( k ) · θ ·· ( k ) + a ( k ) f ( k ) = φ ( P a ( k ) , k ) f ( k - 1 ) + M ( k ) · α ( k ) + b ( k ) T ( k ) = H ( k ) · f ( k )
为提高计算效率所求解的速度和加速度都是在本体坐标系下定义的，首先按照从每条链i(i＝1，…，s)的基座到顶端的顺序递推计算航天器本体和柔性附件的的速度模型和加速度模型；然后将分叉处的速度和加速度线性相加得到系统中各个体的广义速度和加速度，上述两次运动学递推过程可表示成如下形式：
其中，iV(k)是i链中k体在本体坐标系下的刚体速度；iη(k)表示i链中k体的模态坐标；iam(k)为i链中的柔性体k的加速度项；ibm(k)表示i链中的柔性体的科氏加速度项；Ci(Lj)表示低序体阵列i链中的第j个柔性附件的编号，在本发明中即为1体；
在步骤S7中，所述的后向动力学递推建模过程如下：
后向动力学建模过后，要进行铰接惯量的计算，进而才可以进行前向动力学建模，铰接惯量的递推过程如下：
在步骤S7中，所述的前向动力学的递推过程如下：
本发明不但达到了精确建模的要求，而且简化了设计过程，节省了大量的工作量，加快了航天器的研制周期，解决了大型柔性索网天线航天器高精确高效率动力学建模的问题，取得了用最简单的计算形式计算闭环形式航天器构形的柔性多体系统建模，节省了大量繁琐而困难的工作。
本发明与现有技术相比，其优点和有益效果是：
1、对构形较为复杂的柔性多体系统，可以得到最简单的方程式，使得求解过程比较简单。
2、相比于拉格朗日方程，本发明不需要计算动能和势能表达式的偏倒数和时间倒数，从而节省了大量细致而繁琐的运算。
3、由于本发明的优越性和新颖性，在多柔体系统动力学建模中得到了广泛的应用，也曾应用于NASA应用于航天飞行器的可重构地面控制台的研究和开发。
尽管本发明的内容已经通过上述优选实施例作了详细介绍，但应当认识到上述的描述不应被认为是对本发明的限制。在本领域技术人员阅读了上述内容后，对于本发明的多种修改和替代都将是显而易见的。因此，本发明的保护范围应由所附的权利要求来限定。

Claims (8)

1.一种航天器动力学建模方法，其特征在于，包含以下步骤：
步骤S1、根据索网天线航天器的本体结构特征，将索网天线航天器中液体晃动的等效力学模型用等效摆来代替；
步骤S2、定义索网天线航天器的系统拓扑结构，将闭环拓扑结构等效为开环树形拓扑结构；
步骤S3、在铰链关节定义坐标系；
分别定义惯性坐标系、轨道坐标系、中心体体坐标系、体坐标系统、等效单摆坐标系、铰链坐标系、天线体坐标系、帆板体坐标系、天线支撑臂体坐标系；
步骤S4、定义基本联系算子，计算各个体的速度、加速度和力的初始值；
分别定义力算子、速度算子、连接体位移联系算子、每个体的广义力、广义速度和广义角速度；
步骤S5、表征柔性体的弹性位移；
针对柔性体，采用有限元和模态综合法对柔性体进行结构振动特性分析，得到模态参数用于表征柔性变形；
步骤S6、递推计算柔性体的力和速度；
根据上一体选取的速度、加速度和力，并利用体间联系算子传递关系，得到下一体的速度、加速度和力；
步骤S7、判断系统计算力学类型是前向动力学建模过程还是后向动力学建模过程，对应代入前向动力学建模过程或后向动力学建模过程，得到各个体的关节空间变量，进一步投影到各个体状态空间变量，从而得出各体的速度、加速度、力变量，进而推导得出系统动力学方程。
2.如权利要求1所述的航天器动力学建模方法，其特征在于，所述的步骤S2中，闭环拓扑结构以主动展开铰链为关节铰链，被动式铰链部分作为可以删除的去掉腹杆，而在主动展开铰链处等效为加一个等效力矩作用，从而将原来的闭环拓扑结构等效为开环树形拓扑结构。
3.如权利要求1所述的航天器动力学建模方法，其特征在于，所述的步骤S3中，设附件2k铰接于附件1i上，引入如下几个坐标系：
1、惯性坐标系FI(OXYZ)；
2、轨道坐标系Fr(orxryrz)；
3、中心体体坐标系Fb(obxbybz)；
4、体坐标系统都建立在铰链处Fj(ojxjyjz)；
5、等效单摆坐标系Fsl(oslxslyslzsl)，l＝1,2,…m，此处m为中心刚体内贮箱的个数；
6、铰链坐标系Fj(ojxjyjzj)；
7、天线体坐标系Fa(oaxayaza)；
8、帆板体坐标系Ff(ofxfyfzf)；
9、天线支撑臂体Fl(olxlylzl)。
4.如权利要求1所述的航天器动力学建模方法，其特征在于，所述的步骤S4中，定义的基本联系算子包含：
1、定义两点位置联系算子、力联系算子和速度位置联系算子；
2、计算中心体关节空间6自由度的广义力和广义速度；
3、计算柔性附件li上体坐标系下自由度的柔性体广义力、广义速度；
4、计算每个体j上任一中心点的广义力和广义速度；
5、计算等效摆质量l的广义力和广义速度矢量；
6、计算等效圆盘l的广义力和广义速度矢量；
7、计算在航天器正常的轨道运行模式下的轨道角速度；
8、计算中心体坐标系相对于惯性坐标系的角速度；
9、计算铰链处弹性角速度，即附件铰链坐标系相对于其体坐标系的转动角速度；
10、计算锁网天线角速度，即天线体坐标系相对于附件铰链坐标系的转动角速度；
11、计算太阳帆板角速度，即帆板体坐标系相对于中心体坐标系的转动角速度；
12、计算天线支撑臂角速度，即天线支撑臂体坐标系相对于中心体坐标系的转动角速度；
13、计算等效摆质量位移，即等效摆质量在等效摆坐标系中的位移。
5.如权利要求1所述的航天器动力学建模方法，其特征在于，通过父体阵列，就可以知道系统中每个相邻体之间的连接关系，就可以对每对父子体建立移位算子，得到各变量体间传递关系为：
V ( k ) = φ * ( P a ( k ) , k ) V ( k + 1 ) + H * ( k ) · θ · ( k ) α ( k ) = φ * ( P a ( k ) , k ) α ( k + 1 ) + H * ( k ) · θ ·· ( k ) + a ( k ) f ( k ) = φ ( P a ( k ) , k ) f ( k - 1 ) + M ( k ) · α ( k ) + b ( k ) T ( k ) = H ( k ) · f ( k )
为提高计算效率所求解的速度和加速度都是在本体坐标系下定义的，首先按照从每条链i(i＝1，…，s)的基座到顶端的顺序递推计算航天器本体和柔性附件的的速度模型和加速度模型；然后将分叉处的速度和加速度线性相加得到系统中各个体的广义速度和加速度，上述两次运动学递推过程可表示成如下形式：
f o r i = 1... s f o r k = S i ( L 0 ) , S i ( L 1 ) , ... , S i ( L j - 1 ) V m ( k ) = V m ( k ) + V i m ( k ) a m ( k ) = a m ( k ) + a i m ( k ) e n d l o o p V ( 1 ) = V ( 1 ) + V i ( 1 ) a ( 1 ) = a ( 1 ) + a i ( 1 ) e n d l o o p
其中，iV(k)是i链中k体在本体坐标系下的刚体速度；iη(k)表示i链中k体的模态坐标；iam(k)为i链中的柔性体k的加速度项；ibm(k)表示i链中的柔性体的科氏加速度项；Ci(Lj)表示低序体阵列i链中的第j个柔性附件的编号，在本发明中即为1体。
6.如权利要求1所述的航天器动力学建模方法，其特征在于，所述的步骤S6中，所述的柔性体变量自由度第k个体的模态空间速度为：
式中，Vm(k)下脚标m表示为柔性体，其中η(k)为模态坐标，V(k)为该体速度变量，Φ(k+1,k)为第k+1体到k体的刚性力移位算子，为铰链关节映射算子，表征该铰链关节形式；
单个物体的模态质量为：
加速度的传递关系为：
力的传递关系为：
力矩传递关系为：
T(k)＝H(k)fm(k)
其中，bm(k)为哥氏加速度，Km(k)为模态刚度。
7.如权利要求1所述的航天器动力学建模方法，其特征在于，在步骤S7中，所述的后向动力学递推建模过程如下：
铰接惯量的递推过程如下：
8.如权利要求1所述的航天器动力学建模方法，其特征在于，在步骤S7中，所述的前向动力学的递推过程如下：
CN201610494135.7A 2016-06-29 2016-06-29 一种航天器动力学建模方法 Active CN105956348B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610494135.7A CN105956348B (zh) 2016-06-29 2016-06-29 一种航天器动力学建模方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN201610494135.7A CN105956348B (zh) 2016-06-29 2016-06-29 一种航天器动力学建模方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN105956348A true CN105956348A (zh) 2016-09-21
CN105956348B CN105956348B (zh) 2019-04-09

Family

ID=56902516

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201610494135.7A Active CN105956348B (zh) 2016-06-29 2016-06-29 一种航天器动力学建模方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN105956348B (zh)

Cited By (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106407588A (zh) * 2016-09-29 2017-02-15 北京大学 航天器热扰动响应仿真分析平台
CN106484984A (zh) * 2016-09-29 2017-03-08 北京大学 星载柔性附件热致微振动响应仿真分析平台
CN107290964A (zh) * 2017-07-28 2017-10-24 西北工业大学 一种航天器非质心相对运动建模方法
CN107301265A (zh) * 2017-05-11 2017-10-27 北京空间飞行器总体设计部 基于关节热应变释放冲击的航天器动力学建模方法
CN107992660A (zh) * 2017-11-24 2018-05-04 上海航天控制技术研究所 一种挠性航天器一体化建模方法
CN108549787A (zh) * 2018-07-13 2018-09-18 哈尔滨工业大学 一种基于运动脉动球的火箭液体大幅晃动模型建立方法
CN109117451A (zh) * 2018-08-16 2019-01-01 居鹤华 基于轴不变量的树链机器人动力学建模与解算方法
CN109388906A (zh) * 2018-10-30 2019-02-26 哈尔滨工业大学 一种基于磁悬浮轴承的柔性航天器动力学模型及建模方法
CN110826251A (zh) * 2019-11-13 2020-02-21 北京理工大学 一种基于Kane方程的充液柔性航天器动力学建模方法
CN112319870A (zh) * 2020-11-05 2021-02-05 北京卫星环境工程研究所 一种大型空间结构热致振动等效外推试验方法
CN112613115A (zh) * 2020-11-26 2021-04-06 上海航天控制技术研究所 含摩擦边界的柔性航天器动力学建模方法
CN113591220A (zh) * 2021-08-02 2021-11-02 中国科学院微小卫星创新研究院 一种航天器地面姿态动力学建模仿真方法
CN115526008A (zh) * 2022-11-28 2022-12-27 中国人民解放军火箭军工程大学 一种面向具备多驱动模式的模块化操作臂动力学建模方法

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120143383A1 (en) * 2007-02-02 2012-06-07 Inovus Solar, Inc. Energy-efficient utility system utilizing solar-power
CN104866666A (zh) * 2015-05-20 2015-08-26 西安电子科技大学 一种基于有限元模型修正的索网反射面形面精度的鲁棒调整方法
CN105160051A (zh) * 2015-06-30 2015-12-16 中国空间技术研究院 基于多体分析试验的桁架天线反射器展开动力学建模方法

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20120143383A1 (en) * 2007-02-02 2012-06-07 Inovus Solar, Inc. Energy-efficient utility system utilizing solar-power
CN104866666A (zh) * 2015-05-20 2015-08-26 西安电子科技大学 一种基于有限元模型修正的索网反射面形面精度的鲁棒调整方法
CN105160051A (zh) * 2015-06-30 2015-12-16 中国空间技术研究院 基于多体分析试验的桁架天线反射器展开动力学建模方法

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
YIQUN ZHANG等: "Deployment analysis considering the cable-net tension effect for deployable antennas", 《AEROSPACE SCIENCE AND TECHNOLOGY》 *

Cited By (23)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106407588B (zh) * 2016-09-29 2019-10-18 中国空间技术研究院 航天器热扰动响应仿真分析平台
CN106484984A (zh) * 2016-09-29 2017-03-08 北京大学 星载柔性附件热致微振动响应仿真分析平台
CN106407588A (zh) * 2016-09-29 2017-02-15 北京大学 航天器热扰动响应仿真分析平台
CN106484984B (zh) * 2016-09-29 2019-11-12 北京大学 星载柔性附件热致微振动响应仿真分析平台
CN107301265A (zh) * 2017-05-11 2017-10-27 北京空间飞行器总体设计部 基于关节热应变释放冲击的航天器动力学建模方法
CN107301265B (zh) * 2017-05-11 2021-06-11 北京空间飞行器总体设计部 基于关节热应变释放冲击的航天器动力学建模方法
CN107290964A (zh) * 2017-07-28 2017-10-24 西北工业大学 一种航天器非质心相对运动建模方法
CN107992660A (zh) * 2017-11-24 2018-05-04 上海航天控制技术研究所 一种挠性航天器一体化建模方法
CN107992660B (zh) * 2017-11-24 2021-02-05 上海航天控制技术研究所 一种挠性航天器一体化建模方法
CN108549787A (zh) * 2018-07-13 2018-09-18 哈尔滨工业大学 一种基于运动脉动球的火箭液体大幅晃动模型建立方法
CN109117451A (zh) * 2018-08-16 2019-01-01 居鹤华 基于轴不变量的树链机器人动力学建模与解算方法
CN109117451B (zh) * 2018-08-16 2020-03-13 居鹤华 基于轴不变量的树链机器人动力学建模与解算方法
CN109388906A (zh) * 2018-10-30 2019-02-26 哈尔滨工业大学 一种基于磁悬浮轴承的柔性航天器动力学模型及建模方法
CN109388906B (zh) * 2018-10-30 2022-09-13 哈尔滨工业大学 一种基于磁悬浮轴承的柔性航天器动力学模型的建模方法
CN110826251A (zh) * 2019-11-13 2020-02-21 北京理工大学 一种基于Kane方程的充液柔性航天器动力学建模方法
CN110826251B (zh) * 2019-11-13 2020-10-20 北京理工大学 一种基于Kane方程的充液柔性航天器动力学建模方法
CN112319870A (zh) * 2020-11-05 2021-02-05 北京卫星环境工程研究所 一种大型空间结构热致振动等效外推试验方法
CN112319870B (zh) * 2020-11-05 2021-12-21 北京卫星环境工程研究所 一种大型空间结构热致振动等效外推试验方法
CN112613115A (zh) * 2020-11-26 2021-04-06 上海航天控制技术研究所 含摩擦边界的柔性航天器动力学建模方法
CN112613115B (zh) * 2020-11-26 2022-10-18 上海航天控制技术研究所 含摩擦边界的柔性航天器动力学建模方法
CN113591220A (zh) * 2021-08-02 2021-11-02 中国科学院微小卫星创新研究院 一种航天器地面姿态动力学建模仿真方法
CN113591220B (zh) * 2021-08-02 2022-05-17 中国科学院微小卫星创新研究院 一种航天器地面姿态动力学建模仿真方法
CN115526008A (zh) * 2022-11-28 2022-12-27 中国人民解放军火箭军工程大学 一种面向具备多驱动模式的模块化操作臂动力学建模方法

Also Published As

Publication number Publication date
CN105956348B (zh) 2019-04-09

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN105956348A (zh) 一种航天器动力学建模方法
CN102073755B (zh) 近空间高超声速飞行器运动控制仿真方法
CN107065565B (zh) 一种用于集群航天器电磁拖拽的自抗扰控制方法
CN106871928B (zh) 基于李群滤波的捷联惯性导航初始对准方法
CN105631167B (zh) 一种航天器热致振动动力学响应评估方法
CN112364571B (zh) 大型复杂耦合航天器动力学模型建模方法
CN106407588B (zh) 航天器热扰动响应仿真分析平台
CN103256928B (zh) 一种分布式惯性导航系统及其姿态传递对准方法
CN109522622B (zh) 一种多自由度太阳电池阵在轨载荷工况确定方法及系统
CN105843074B (zh) 一种获取天线在轨振动影响的动力学建模方法
CN111679592B (zh) 一种航天器追逃博弈闭环半实物仿真系统及方法
CN107861386B (zh) 一种基于角速度观测器的抗干扰姿态控制地面验证系统及其控制方法
CN109343347A (zh) 一种海底飞行节点的轨迹跟踪控制方法
CN103645489A (zh) 一种航天器gnss单天线定姿方法
Zappulla et al. Floating spacecraft simulator test bed for the experimental testing of autonomous guidance, navigation, & control of spacecraft proximity maneuvers and operations
CN109683628A (zh) 一种基于有限时间分布式速度观测器的航天器相对位置控制方法
CN104458123A (zh) 利用零部件的质量和质心信息计算卫星质心的方法
CN102081360A (zh) 惯性天文组合导航半物理实验系统
Chen et al. Dynamic modeling and control of a solar sail considering large-amplitude nonlinear vibration
CN110146082A (zh) 利用测速数据实时估计航天器异常姿态的方法和设备
CN110321598A (zh) 一种j2项摄动条件下航天器相对运动解析求解方法
CN108958276A (zh) 扫描摆镜运动对卫星姿态影响的评估方法
Rozi et al. Quadrotor model with proportional derivative controller
Yan et al. Analytical method for the attitude stability of partially liquid filled spacecraft with flexible appendage
Modi et al. Dynamics of interconnected flexible members in the presence of environmental forces: a formulation with applications

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant