CN111177885B - 一种大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法 - Google Patents

Abstract

本发明提供了一种大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法，该方法包含：S1、分别实现编队航天器的各柔性结构的地面零重力环境模拟，分别构建各柔性结构振动特性的地面物理实验系统；S2、分别构建编队航天器的各刚性星体的运动模拟的数值仿真系统；S3、利用多个激励系统实现地面物理实验系统和数值仿真系统之间的力学传递，形成各大型柔性航天器的动力学特性虚拟实验系统；S4、利用数值方法模拟编队航天器各星体间的姿态和轨道运动，以实现各个星体间的相对运动模拟。其优点是：通过激励系统实现地面物理实验系统和数值仿真系统之间的力学传递，构建各个大型柔性航天器的动力学特性虚拟实验系统，实现了编队航天器的各个星体间的相对运动模拟。

Description

一种大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法

技术领域

本发明涉及航天器动力学地面实验方法研究领域，具体涉及一种大型柔性航天器编队动力学特性地面实验及动力学模型的地面验证方法。

背景技术

随着航天技术的发展以及航天任务要求的进一步提高，航天器的设计趋向于大型化、载荷复杂化，如法国的FDAI计划、美国的ISAT计划，其航天器携带的载荷尺度达到百米以上。对于百米以内尺寸的航天器，可利用折叠发射、在轨展开的方式进行部署，对于百米以上尺寸的航天器，受发射火箭直径、载荷的高精度面型控制等技术瓶颈制约，利用高精度航天器编队的方式组成分布式大尺度航天器系统是国际学者普遍认同的一种方式，如美国EYEGLASS计划，利用目镜卫星和物镜卫星通过高精度编队组成超大尺度(大于百米尺度)的虚拟望远镜，而编队卫星的尺寸缩减到几十米量级。区别于传统的演示验证编队，上述编队由柔性航天器组成，对于几十米量级的航天器组成的编队如何进行动力学特性地面实验及动力学模型的地面验证，是尚未解决且必须解决的关键问题。

对于几十米尺度的航天器组成的编队动力学特性进行实验或动力学模型进行验证，面临着如下难点：1)若采用全尺寸的航天器组成航天器编队，在地面上进行实验或者验证，经济花费高、实验场地面积需求大；2)对全尺寸航天器组成的编队进行实验时，大型柔性载荷的地面零重力环境模拟困难；3)若采用缩比试验的方法，柔性结构的振动特性发生改变，试验系统无法验证航天器的动力学特性。

柔性航天器编队的动力学特性实验与动力学模型验证方法可以在柔性航天器动力学地面验证系统的基础上开展，对于柔性航天器的动力学地面实验问题，国内外学者开展了一系列研究。目前，对于空间零重力环境模拟方法一般有四种：气浮法、悬吊法、水下实验方法和高空自由落体实验方法。对于大型柔性结构的零重力模拟一般采用气浮法或者悬吊法，如韦娟芳等利用气浮法，研究了空间4-10米可展开天线的动力学特性。对于大型结构的动力学特新地面实验方法研究，受结构体积和经济性等条件制约，一般采用虚拟实验方法，文传源对基于综合系统、仿真系统与相似理论进行了系统论述，李新华等研究了相似理论在大型复杂构件有限元分析中的应用，刘源等研究了飞行器振动试验虚拟平台设计方法。上述研究表明，目前对于大型结构的动力学特性地面实验问题，相关领域的学者们开展了一系列的研究，但是上述研究对象集中于土木、建筑等地面结构，而大型航天器与上述研究对象具有明显的区别：1)对于航天器的实验需在无重力的环境下进行，以便分析空间环境中大型航天器的动力学特性；2)大型航天器一般由柔性结构和刚性星体两部分组成，若采用虚拟实验技术进行实验，如何利用实验系统模拟刚柔两部分结构之间的耦合效应。对于上述问题，目前尚未提出一种可行的实验方法。

发明内容

本发明的目的在于提供一种大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法，该方法构建了柔性结构的地面物理实验系统以及刚性星体的数值仿真系统，通过激励系统实现地面物理实验系统和数值仿真系统之间的力学传递，构建各个大型柔性航天器的完整的动力学特性虚拟实验系统，并基于此模拟大型柔性编队航天器各个星体间的姿态和轨道运动，实现了大型柔性编队航天器的各个星体间的相对运动模拟。

为了达到上述目的，本发明通过以下技术方案实现：

一种大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法，该方法包含：

S1、基于悬吊法分别实现大型柔性编队航天器的各个柔性结构的地面零重力环境模拟，分别构建各个柔性结构振动特性的地面物理实验系统；

S2、基于数值仿真方法，分别构建大型柔性编队航天器的各个刚性星体的运动模拟的数值仿真系统；

S3、利用多个激励系统实现所述地面物理实验系统和与其对应的所述数值仿真系统之间的耦合效应传递，形成各个大型柔性航天器的完整的动力学特性虚拟实验系统；

S4、根据各个大型柔性航天器的完整的动力学特性虚拟实验系统，基于虚拟实验方法，利用数值方法模拟大型柔性编队航天器各个星体间的姿态和轨道运动，以实现大型柔性编队航天器的各个星体间的相对运动模拟。

优选地，所述步骤S1具体为：

S11、将所述大型柔性编队航天器的各个柔性结构分别悬挂在各自对应的悬吊桁架上；

S12、对所述柔性结构进行零重力模拟；

S13、采用PSD+光纤测量方法对所述柔性结构进行测量，构建柔性结构振动特性的地面物理实验系统。

优选地，所述步骤S11具体为：

所述大型柔性编队航天器的柔性结构上包含若干个悬吊点，若干根吊绳一端通过所述悬吊点与所述柔性结构连接，另一端通过零重力模拟装置与悬吊桁架连接，以将所述柔性结构悬挂在悬吊桁架上。

优选地，所述零重力模拟装置包含：

竖向零重力弹簧，与所述吊绳连接；

横向无摩擦运动的气足，与所述竖向零重力弹簧连接，所述横向无摩擦运动的气足安装在所述悬吊桁架的气足底座上。

优选地，所述悬吊点不在所述柔性结构和所述刚性星体的连接处；

和/或，所述柔性结构悬吊后的变形量小于结构精度要求的十分之一。

优选地，所述步骤S13中，

若干个光纤敏感器分布于所述柔性结构的外侧表面，呈环形分布；

若干个PSD敏感器分布于所述柔性结构的轮廓结构处。

优选地，所述步骤S3具体为：

根据步骤S2的大型柔性编队航天器刚性星体运动的数值仿真系统结果及步骤S1的柔性结构振动特性的地面物理实验系统结果，采用耦合系数计算大型柔性编队航天器的刚性星体与柔性结构之间的耦合加速度数值，将激励系统作用在柔性结构上，以实现柔性结构物理实验系统与刚性星体数值模拟系统之间的耦合效应传递，形成该航天器完整的大型柔性航天器动力学特性虚拟实验系统。

优选地，所述激励系统安装在所述柔性结构与所述刚性星体相连的部位。

优选地，所述激励系统施加在柔性结构上的耦合加速度由航天器刚性星体运动的数值仿真结果和耦合系数计算得出。

优选地，所述激励系统施加在柔性结构上的耦合加速度为

其中，η为柔性结构的振动模态坐标，ξ为柔性结构的模态阻尼矩阵，Λ为柔性结构的模态刚度矩阵，B_tran为柔性结构与刚性星体之间的平动耦合系数，B_rot为柔性结构与星体之间的转动耦合系数，为航天器质心的平动线加速度，/>为航天器的转动角加速度。

本发明与现有技术相比具有以下优点：

(1)本发明提供的一种大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法，构建了柔性结构的地面物理实验系统以及刚性星体的数值仿真系统，通过激励系统实现地面物理实验系统和数值仿真系统之间的力学传递，构建各个大型柔性航天器的完整的动力学特性虚拟实验系统，并基于此模拟大型柔性编队航天器各个星体间的姿态和轨道运动，实现了大型柔性编队航天器的各个星体间的相对运动模拟；

(2)相比于传统的全物理地面模拟器只能对刚性星体航天器编队或小型柔性航天器编队进行实验，本发明的大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法，通过激励系统实现地面物理实验系统和数值仿真系统之间的力学传递，使其可对大型柔性航天器编队进行实验。

附图说明

图1为本发明中的悬吊桁架悬挂柔性结构示意图；

图2为本发明中的光纤敏感器、PSD敏感器和柔性结构示意图。

具体实施方式

以下结合附图，通过详细说明一个较佳的具体实施例，对本发明做进一步阐述。

本发明公开了一种大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法，该方法包含：

S1、基于悬吊法分别实现大型柔性编队航天器的各个柔性结构的地面零重力环境模拟，分别构建各个柔性结构振动特性的地面物理实验系统。

所述步骤S1具体为：

针对大型柔性编队航天器携带的柔性结构振动模拟问题，本发明采用悬吊法来处理。

S11、将所述大型柔性编队航天器的各个柔性结构分别悬挂在各自对应的悬吊桁架1上。

如图1所示，所述步骤S11具体为：所述大型柔性编队航天器的柔性结构上包含若干个悬吊点，若干根吊绳(如图1中的3-1、3-2和3-3)一端通过所述悬吊点与所述柔性结构连接，另一端通过零重力模拟装置(如图1中的2-1、2-2和2-3)与悬吊桁架1连接，以将所述柔性结构悬挂在悬吊桁架1上。

其中，所述悬吊点不在所述柔性结构和所述刚性星体连接的部位，悬吊点的数量根据柔性结构的尺寸进行选择，保证所述柔性结构悬吊后的变形量小于结构精度要求的十分之一。

在本实施例中，所述柔性结构为5米口径的衍射镜结构4，所述悬吊点的数量为3个。

S12、对所述柔性结构进行零重力模拟。

在本实施例中，所述零重力模拟装置包含：竖向零重力弹簧和横向无摩擦运动的气足。所述竖向零重力弹簧与所述吊绳连接；所述横向无摩擦运动的气足与所述竖向零重力弹簧连接，所述横向无摩擦运动的气足安装在所述悬吊桁架1的气足底座上。

采用悬吊法对柔性结构进行零重力模拟时，理论上吊绳的长度越长，零重力模拟的效果越好。但是考虑到悬吊桁架1的实际高度，在本实施例中，吊绳的长度为1.5m，本发明在竖向零重力弹簧的基础上，增加了可以横向无摩擦运动(摩擦力很小，远小于吊绳摇摆产生的横向力)的气足，以抵消吊绳可能出现的吊绳摇摆产生的横向力。

S13、采用PSD(位置测量敏感器)+光纤测量方法对所述柔性结构进行测量，得到柔性结构各点的振动位移，分析柔性结构在空间零重力环境下的振动特性，从而构建柔性结构振动特性的地面物理实验系统。

在所述步骤S13中，若干个光纤敏感器分布于所述柔性结构的外侧表面，呈环形分布，若干个PSD敏感器分布于所述柔性结构的轮廓结构处。

如图2所示，在本实施例中，包含3个光纤敏感器(如图2中的4-1、4-2和4-3)和3个PSD敏感器(如图2中的4-4、4-5和4-6)，所述光纤敏感器分布于所述衍射镜结构4的外侧表面，成环形分布，所述PSD敏感器分布于所述柔性结构的轮廓结构处，呈正三角形分布。

S2、基于数值仿真方法，分别构建大型柔性编队航天器的各个刚性星体的运动模拟的数值仿真系统。

S3、针对大型柔性编队航天器的刚性星体与柔性结构之间运动的耦合效应模拟问题，本发明利用多个激励系统实现所述地面物理实验系统和与其对应的所述数值仿真系统之间的耦合效应传递即力学传递，形成各个大型柔性航天器的完整的动力学特性虚拟实验系统。

所述步骤S3具体为：根据步骤S2的大型柔性编队航天器刚性星体运动的数值仿真系统结果及步骤S1的柔性结构振动特性的地面物理实验系统结果，采用耦合系数计算大型柔性编队航天器的刚性星体与柔性结构之间的耦合加速度数值，将激励系统作用在柔性结构上，以实现柔性结构物理实验系统与刚性星体数值模拟系统之间的耦合效应传递，形成该航天器完整的大型柔性航天器动力学特性虚拟实验系统。

在本实施例中，所述激励系统安装在所述柔性结构与所述刚性星体相连的部位。

所述激励系统施加在柔性结构上的耦合加速度由航天器刚性星体运动的数值仿真结果和耦合系数计算得出。所述激励系统施加在柔性结构上的耦合加速度为如式(1)所示，

其中，η为柔性结构的振动模态坐标，ξ为柔性结构的模态阻尼矩阵，Λ为柔性结构的模态刚度矩阵，B_tran为柔性结构与刚性星体之间的平动耦合系数，B_rot为柔性结构与星体之间的转动耦合系数，为航天器质心的平动线加速度，/>为航天器的转动角加速度。

S4、根据各个大型柔性航天器的完整的动力学特性虚拟实验系统，基于虚拟实验方法，利用数值方法模拟大型柔性编队航天器各个星体间的姿态和轨道运动，以实现大型柔性编队航天器的各个星体间的相对运动模拟。

综上所述，本发明的一种大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法，构建了柔性结构的地面物理实验系统以及刚性星体的数值仿真系统，通过激励系统实现地面物理实验系统和数值仿真系统之间的力学传递，构建各个大型柔性航天器的完整的动力学特性虚拟实验系统，并基于此模拟大型柔性编队航天器各个星体间的姿态和轨道运动，实现了大型柔性编队航天器的各个星体间的相对运动模拟。

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 (9)

1.一种大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法，其特征在于，该方法包含：

S1、基于悬吊法分别实现大型柔性编队航天器的各个柔性结构的地面零重力环境模拟，分别构建各个柔性结构振动特性的地面物理实验系统；

S2、基于数值仿真方法，分别构建大型柔性编队航天器的各个刚性星体的运动模拟的数值仿真系统；

S3、利用多个激励系统实现所述地面物理实验系统和与其对应的所述数值仿真系统之间的耦合效应传递，形成各个大型柔性航天器的完整的动力学特性虚拟实验系统；

S4、根据各个大型柔性航天器的完整的动力学特性虚拟实验系统，基于虚拟实验方法，利用数值方法模拟大型柔性编队航天器各个星体间的姿态和轨道运动，以实现大型柔性编队航天器的各个星体间的相对运动模拟；

所述步骤S3具体为：

根据步骤S2的大型柔性编队航天器刚性星体运动的数值仿真系统结果及步骤S1的柔性结构振动特性的地面物理实验系统结果，采用耦合系数计算大型柔性编队航天器的刚性星体与柔性结构之间的耦合加速度数值，将激励系统作用在柔性结构上，以实现柔性结构物理实验系统与刚性星体数值模拟系统之间的耦合效应传递，形成该航天器完整的大型柔性航天器动力学特性虚拟实验系统。

2.如权利要求1所述的大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法，其特征在于，所述步骤S1具体为：

S11、将所述大型柔性编队航天器的各个柔性结构分别悬挂在各自对应的悬吊桁架上；

S12、对所述柔性结构进行零重力模拟；

S13、采用PSD+光纤测量方法对所述柔性结构进行测量，构建柔性结构振动特性的地面物理实验系统。

3.如权利要求2所述的大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法，其特征在于，所述步骤S11具体为：

所述大型柔性编队航天器的柔性结构上包含若干个悬吊点，若干根吊绳一端通过所述悬吊点与所述柔性结构连接，另一端通过零重力模拟装置与悬吊桁架连接，以将所述柔性结构悬挂在悬吊桁架上。

4.如权利要求3所述的大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法，其特征在于，所述零重力模拟装置包含：

竖向零重力弹簧，与所述吊绳连接；

横向无摩擦运动的气足，与所述竖向零重力弹簧连接，所述横向无摩擦运动的气足安装在所述悬吊桁架的气足底座上。

5.如权利要求3所述的大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法，其特征在于，

所述悬吊点不在所述柔性结构和所述刚性星体的连接处；

和/或，所述柔性结构悬吊后的变形量小于结构精度要求的十分之一。

6.如权利要求2所述的大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法，其特征在于，所述步骤S 1 3中，

若干个光纤敏感器分布于所述柔性结构的外侧表面，呈环形分布；

若干个PSD敏感器分布于所述柔性结构的轮廓结构处。

7.如权利要求1所述的大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法，其特征在于，

所述激励系统安装在所述柔性结构与所述刚性星体相连的部位。

8.如权利要求1或7所述的大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法，其特征在于，

所述激励系统施加在柔性结构上的耦合加速度由航天器刚性星体运动的数值仿真结果和耦合系数计算得出。

9.如权利要求8所述的大型柔性航天器编队动力学特性地面实验方法，其特征在于，

所述激励系统施加在柔性结构上的耦合加速度为

其中，η为柔性结构的振动模态坐标，ξ为柔性结构的模态阻尼矩阵，Λ为柔性结构的模态刚度矩阵，B_tran为柔性结构与刚性星体之间的平动耦合系数，B_rot为柔性结构与星体之间的转动耦合系数，为航天器质心的平动线加速度，/>为航天器的转动角加速度。