CN115809584A - 变构型变参数的复杂连接多体动力学建模方法 - Google Patents

变构型变参数的复杂连接多体动力学建模方法 Download PDF

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Abstract

本发明涉及航天器姿态控制技术领域，本发明提供了一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模方法，方法包括：确定带有多个挠性附件的航天器所具有的多个构型状态；根据动力学模型参数，建立每一个构型状态下包含所有挠性附件的刚柔耦合动力学模型；将挠性附件的运动过程视为挠性附件相对连接点的转动运动和挠性附件的质心相对连接点的平动运动，针对每一个挠性附件建立该挠性附件相对连接点的转动运动方程和建立该挠性附件的质心相对连接点的平动运动方程，以模拟每一个挠性附件的连续运动过程。本方案，能够针对带有多个挠性附件的航天器，实现包含挠性附件运动过程的多体动力学系统动态建模。

Description

变构型变参数的复杂连接多体动力学建模方法
技术领域
本发明实施例涉及航天器姿态控制技术领域，特别涉及一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模方法。
背景技术
东方红五号卫星公用平台（DFH-5平台）是我国新一代大型地球同步轨道卫星公用平台。DFH-5平台中配置有大型二维可展开太阳翼以及大型可展开天线，可展开太阳翼和可展开天线作为挠性附件，其具有规模庞大、构型复杂、在轨展开历时长过程复杂等特性，特别是具有刚度弱、基频低、模态密集等结构特性。
传统的多体系统中，挠性附件无论经历怎样的运动，其自身固有的结构参数，如结构尺寸、质量、刚度及各阶固有频率等，是保持不变的。但是针对DFH-5平台卫星而言，其挠性附件在伸展过程中，构型和参数时刻都在发生变化，考虑挠性附件伸展等运动过程的整个系统实质上是一个高度非线性的时变系统，给动力学分析和建模带来很大困难。
可见，亟需提供一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模方法。
发明内容
本发明实施例提供了一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模方法，能够针对带有多个挠性附件的航天器，实现挠性附件运动过程的动态建模。
第一方面，本发明实施例提供了一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模方法，包括：
确定带有多个挠性附件的航天器所具有的多个构型状态；
利用结构有限元建模确定每一个构型状态下每一个挠性附件的动力学模型参数，并根据所述动力学模型参数，建立每一个构型状态下包含所有挠性附件的刚柔耦合动力学模型；
将挠性附件的运动过程视为挠性附件相对连接点的转动运动和挠性附件的质心相对连接点的平动运动，针对每一个挠性附件建立该挠性附件相对连接点的转动运动方程和建立该挠性附件的质心相对连接点的平动运动方程，以模拟每一个挠性附件的连续运动过程。
第二方面，本发明实施例还提供了一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模装置，包括：
构型状态确定单元，用于确定带有多个挠性附件的航天器所具有的多个构型状态；
第一模型构建单元，用于利用结构有限元建模确定每一个构型状态下每一个挠性附件的动力学模型参数，并根据所述动力学模型参数，建立每一个构型状态下包含所有挠性附件的刚柔耦合动力学模型；
第二模型构建单元，用于将挠性附件的运动过程视为挠性附件相对连接点的转动运动和挠性附件的质心相对连接点的平动运动，针对每一个挠性附件建立该挠性附件相对连接点的转动运动方程和建立该挠性附件的质心相对连接点的平动运动方程，以模拟每一个挠性附件的连续运动过程。
第三方面，本发明实施例还提供了一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现本说明书任一实施例所述的方法。
第四方面，本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行本说明书任一实施例所述的方法。
本发明实施例提供了一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模方法，针对带有多个挠性附件的航天器，在两个方面上分别进行建模，一个方面是在整体层面上，分析航天器所具有的多个构型状态，这些构型状态属于离散状态，在不同构型状态下建立刚体与所有挠性附件的刚柔耦合动力学模型；另一个方面是针对每一个挠性附件而言的，将挠性附件的运动过程视为挠性附件相对连接点的转动运动和挠性附件的质心相对连接点的平动运动，通过建立转动运动方程和平动运动方程，以针对挠性附件的连续运动过程进行动态建模。可见，本方案，能够实现包含多个挠性附件运动过程的多体动力学系统动态建模。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例或现有技术中的技术方案，下面将对实施例或现有技术描述中所需要使用的附图作简单地介绍，显而易见地，下面描述中的附图是本发明的一些实施例，对于本领域普通技术人员来讲，在不付出创造性劳动的前提下，还可以根据这些附图获得其他的附图。
图1是本发明一实施例提供的一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模方法流程图；
图2是本发明一实施例提供的一种复杂连接多体动力学模型的结构示意图；
图3是本发明一实施例提供的一种电子设备的硬件架构图；
图4是本发明一实施例提供的一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模装置结构图。
具体实施方式
为使本发明实施例的目的、技术方案和优点更加清楚，下面将结合本发明实施例中的附图，对本发明实施例中的技术方案进行清楚、完整地描述，显然，所描述的实施例是本发明一部分实施例，而不是全部的实施例，基于本发明中的实施例，本领域普通技术人员在没有做出创造性劳动的前提下所获得的所有其他实施例，都属于本发明保护的范围。
由于大型天线等挠性附件的展开、伸缩等运动过程复杂，难以通过有限元建模方式获取连续的柔性动力学模型，涉及变构型变参数的动力学建模问题。因此，为在控制设计中考察控制器性能，可以考虑在两个方面分别进行建模。一个方面上是基于凝固法分析少数构型状态下基于刚柔耦合动力学的控制特性，另一个方面是以挠性附件转动和质点平动来模拟挠性附件的运动过程，以分析耦合动力学的控制特性，从而可以解决挠性附件在轨运动过程中质量特性变化大、挠性影响严重的动力学建模问题，促进了可运动的挠性附件的在轨广泛应用和稳定发挥效用。
下面描述以上构思的具体实现方式。
请参考图1，本发明实施例提供了一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模方法，该方法包括：
步骤100，确定带有多个挠性附件的航天器所具有的多个构型状态；
步骤102，利用结构有限元建模确定每一个构型状态下每一个挠性附件的动力学模型参数，以根据所述动力学模型参数，建立每一个构型状态下包含所有挠性附件的刚柔耦合动力学模型；
步骤104，将挠性附件的运动过程视为挠性附件相对连接点的转动运动和挠性附件的质心相对连接点的平动运动，针对每一个挠性附件建立该挠性附件相对连接点的转动运动方程和建立该挠性附件的质心相对连接点的平动运动方程，以模拟每一个挠性附件的连续运动过程。
本发明实施例中，针对带有多个挠性附件的航天器，在两个方面上分别进行建模，一个方面是在整体层面上，分析航天器所具有的多个构型状态，这些构型状态属于离散状态，在不同构型状态下建立刚体与所有挠性附件的刚柔耦合动力学模型；另一个方面是针对每一个挠性附件而言的，将挠性附件的运动过程视为挠性附件相对连接点的转动运动和挠性附件的质心相对连接点的平动运动，通过建立转动运动方程和平动运动方程，以针对挠性附件的连续运动过程进行动态建模。可见，本方案，能够实现包含多个挠性附件运动过程的多体动力学系统动态建模。
由于本发明实施例是在两个方面上分别进行的建模，下面结合图2的复杂连接多体动力学模型的结构示意图，对这两个方面的执行方式分别进行描述。
第一个方面：整体层面，通过步骤100和步骤102来实现。
首先针对步骤100，确定带有多个挠性附件的航天器所具有的多个构型状态。
本发明实施例中，可以采用凝固法的思想直接确定航天器所具有的多个构型状态，比如收拢状态、到位状态、锁定状态等。
进一步地，由于航天器带有多个挠性附件，且存在多个挠性附件不同时展开的情况，因此，每一个挠性附件均存在自身的附件状态，而航天器的构型状态是由每一个挠性附件的附件状态组合而成的，如此，可以准确描述航天器的各个构型状态。具体地，构型状态的确定方式为：
针对带有多个挠性附件的航天器，基于凝固法确定每一个挠性附件在若干个离散时刻上分别存在的附件状态；所述附件状态包括：收拢状态、展开或释放过程中的重要状态、到位状态和锁定状态中的至少一种；
将多个挠性附件的附件状态进行组合，得到航天器所具有的多个构型状态。
其中，展开、释放等运动过程中的重要状态是构型所关注的状态，比如挠性附件在运动过程中振动最大时的附件状态、特征峰值时的附件状态、用于体现特征工况或特征参数的附件状态等。
举例来说，航天器带有3个挠性附件，分别为挠性附件1、挠性附件2和挠性附件3，该3个挠性附件均包括收拢状态、到位状态和锁定状态，那么将3个挠性附件的附件状态进行组合，可以得到航天器所具有的多个构型状态为：
构型状态1：挠性附件1为收拢状态，挠性附件2为收拢状态，挠性附件3为收拢状态；
构型状态2：挠性附件1为收拢状态，挠性附件2为收拢状态，挠性附件3为到位状态；
构型状态3：附件1为收拢状态，挠性附件2为到位状态，挠性附件3为收拢状态；
……
然后针对步骤102，利用结构有限元建模确定每一个构型状态下每一个挠性附件的动力学模型参数，并根据所述动力学模型参数，建立每一个构型状态下包含所有挠性附件的刚柔耦合动力学模型。
本发明实施例中，可以利用结构有限元建模确定每一个构型状态下每一个挠性附件的动力学模型参数，可以包括如下中的一种或多种：
n——挠性附件个数；
Figure SMS_1
——挠性附件i相对自身连接点的惯量阵，3×3维，下标a表示在
Figure SMS_2
坐标系度量；
Figure SMS_3
——挠性附件i的模态阶数；
Figure SMS_4
——挠性附件i的模态频率对角阵，m×m维；
Figure SMS_5
——挠性附件i的模态阻尼系数，1×m维；
Figure SMS_6
——挠性附件i的航天器平动柔性耦合系数阵，3×m维；
Figure SMS_7
——挠性附件i的航天器转动柔性耦合系数阵，3×m维；
Figure SMS_8
——挠性附件i转动柔性耦合系数阵，3×m维；
Figure SMS_9
——挠性附件i转动与航天器转动的刚性耦合系数阵，3×3维；
以上模型参数中，每个挠性附件i与航天器的耦合系数阵采用与其转角
Figure SMS_10
无关的耦合系数参数表达，形式为：
Figure SMS_11
其中，
Figure SMS_12
Atji、Btji、Ctji和Asji、Bsji、Csji是与
Figure SMS_13
角无关的柔性耦合系数阵，Axji、Bxji、Cxji是与
Figure SMS_14
角无关的刚性耦合系数阵。
根据上述动力学模型参数，可以建立每一个构型状态下包含所有挠性附件的刚柔耦合动力学模型为：
Figure SMS_15
其中，上述刚柔耦合动力学模型中的参数含义如下：
Figure SMS_16
——航天器总质量阵，3×3维；
Figure SMS_17
——航天器质心线加速度列阵，3×1维；
Figure SMS_18
——挠性附件个数；
Figure SMS_19
——挠性附件i的模态阶数；
Figure SMS_20
——挠性附件i的模态加速度阵，m×1维；
Figure SMS_21
——作用在航天器上的外力列阵，3×1维；
Figure SMS_22
——航天器相对质心的惯量矩阵，3×3维；
Figure SMS_23
——航天器质心的角速度列阵，3×1维；
Figure SMS_24
——航天器质心角速度列阵的反对称阵，3×3维；
Figure SMS_25
——航天器质心的角加速度列阵，3×1维；
Figure SMS_26
——挠性附件i的转动角加速度列阵，3×1维；
Figure SMS_27
——作用在航天器上的外力矩列阵，3×1维；
Figure SMS_28
——挠性附件i的航天器平动柔性耦合系数阵，3×m维；
Figure SMS_29
——挠性附件i的航天器转动柔性耦合系数阵，3×m维；
Figure SMS_30
——挠性附件i转动与航天器转动的刚性耦合系数阵，3×3维。
以上完成了第一方面在整体层面上各个离散的构型状态下的动力学建模。
第二个方面：单个挠性附件层面，通过步骤104来实现。
针对步骤104，将挠性附件的运动过程视为挠性附件相对连接点的转动运动和挠性附件的质心相对连接点的平动运动，针对每一个挠性附件建立该挠性附件相对连接点的转动运动方程和建立该挠性附件的质心相对连接点的平动运动方程，以模拟每一个挠性附件的连续运动过程。
下面对挠性附件相对连接点的转动运动和挠性附件的质心相对连接点的平动运动分别进行说明。
转动过程建模：
针对挠性附件相对连接点的转动运动，建立该挠性附件相对连接点的转动运动方程为：
Figure SMS_31
其中，转动运动方程的参数含义如下：
Figure SMS_32
——挠性附件i相对挠性附件i与中心体的连接点的转动角动量导数；
Figure SMS_33
——挠性附件i的质量；
Figure SMS_34
——挠性附件质量微元；
Figure SMS_35
——挠性附件i质心
Figure SMS_36
相对于挠性附件i与中心体的连接点的位置、加速度；
Figure SMS_37
——挠性附件i上目标质点相对其质心
Figure SMS_38
的位置、加速度；
Figure SMS_39
——挠性附件i与中心体的连接点相对机械系原点的加速度；
Figure SMS_40
——航天器刚体部分质心相对机械系原点的位置、加速度；
Figure SMS_41
——惯性系原点到航天器刚体部分质心的加速度；
Figure SMS_42
——挠性附件i受到的外力矩。
进一步地，可以实时解算挠性附件运动过程转动运动对整个航天器动力学的耦合作用，得到如下转动运动方程：
Figure SMS_43
Figure SMS_44
Figure SMS_45
Figure SMS_46
其中，
Figure SMS_47
表示对惯性系求导，
Figure SMS_48
表示对挠性附件坐标系求导，
Figure SMS_49
表示矢量对应的叉乘矩阵，其他参数含义如下：
Figure SMS_50
——挠性附件i对航天器刚体部分质心的耦合惯量矩阵；
Figure SMS_51
——中心体相对惯性系的角速度；
Figure SMS_52
，
Figure SMS_53
表示航天器的质量；
Figure SMS_54
，
Figure SMS_55
表示挠性附件j的质量；
Figure SMS_56
——挠性附件i振动的主模态向量；
Figure SMS_57
；
Figure SMS_58
——挠性附件i对其质心
Figure SMS_59
的转动惯量矩阵；
Figure SMS_60
——挠性附件i相对中心体的运动学转换矩阵；
Figure SMS_61
——挠性附件j相对中心体的运动学转换矩阵；
Figure SMS_62
——挠性附件i相对中心体的姿态欧拉角；
Figure SMS_63
——挠性附件j相对中心体的姿态欧拉角；
Figure SMS_64
——挠性附件j质心
Figure SMS_65
相对于挠性附件j与中心体的连接点的位置；
Figure SMS_66
；
Figure SMS_67
——挠性附件i坐标系到航天器本体坐标系的姿态转换矩阵；
Figure SMS_68
——航天器本体坐标系到挠性附件i坐标系的姿态转换矩阵；
Figure SMS_69
；
Figure SMS_70
——挠性附件i相对惯性系的角速度；
Figure SMS_71
——挠性附件i相对中心体的角速度；
Figure SMS_72
——挠性附件i变形引起的对其质心
Figure SMS_73
的等效惯量；
Figure SMS_74
。
需要说明的是，公式中“…”用于表示衔接下一行或衔接上一行。
平动过程建模：
针对挠性附件的质心相对连接点的平动运动，建立该挠性附件的质心相对连接点的平动运动方程为：
Figure SMS_75
其中，平动运动方程的参数含义如下：
Figure SMS_76
——挠性附件i的质量；
Figure SMS_77
——挠性附件i的质心
Figure SMS_78
相对于连接点的加速度；
Figure SMS_79
——挠性附件i与中心体的连接点相对机械系原点的加速度；
Figure SMS_80
——航天器刚体部分质心相对机械系原点的加速度；
Figure SMS_81
——惯性系原点到航天器刚体部分质心的加速度；
Figure SMS_82
——挠性附件i受到的外力。
进一步地，可以实时解算挠性附件运动过程的质点平动运动对整个航天器动力学的耦合作用，得到如下平动运动方程：
Figure SMS_83
其中，
Figure SMS_84
——挠性附件i平动对航天器转动的耦合惯量矩阵。
以上完成了第二方面对单个挠性附件而言，连续运动过程的动态建模。
本发明实施例，充分考虑了航天器刚体动力学特性、太阳帆板的挠性特性、大型可展天线的挠性特性及天线运动过程的挠性附件转动运动和平动运动，可广泛应用于各类大型复杂航天器柔性动力学分析设计和控制系统仿真，有效促进大型挠性附件航天器动力学分析及其工程应用方面的技术进步。
另外，本方案已经过DFH-5平台首发星的在轨飞行验证，并可广泛推广应用于带大型可展开挠性附件的高中低轨道卫星，有力地促进了大型可展开挠性附件在各类航天器上的工程应用。相比传统的变系数动力学方程，本发明实施例所提出方法解算简单，并能够充分满足控制器设计和稳定性分析对动力学模型的精度要求。
如图3、图4所示，本发明实施例提供了一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模装置。装置实施例可以通过软件实现，也可以通过硬件或者软硬件结合的方式实现。从硬件层面而言，如图3所示，为本发明实施例提供的一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模装置所在电子设备的一种硬件架构图，除了图3所示的处理器、内存、网络接口、以及非易失性存储器之外，实施例中装置所在的电子设备通常还可以包括其他硬件，如负责处理报文的转发芯片等等。以软件实现为例，如图4所示，作为一个逻辑意义上的装置，是通过其所在电子设备的CPU将非易失性存储器中对应的计算机程序读取到内存中运行形成的。本实施例提供的一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模装置，包括：
构型状态确定单元401，用于确定带有多个挠性附件的航天器所具有的多个构型状态；
第一模型构建单元402，用于利用结构有限元建模确定每一个构型状态下每一个挠性附件的动力学模型参数，并根据所述动力学模型参数，建立每一个构型状态下包含所有挠性附件的刚柔耦合动力学模型；
第二模型构建单元403，用于将挠性附件的运动过程视为挠性附件相对连接点的转动运动和挠性附件的质心相对连接点的平动运动，针对每一个挠性附件建立该挠性附件相对连接点的转动运动方程和建立该挠性附件的质心相对连接点的平动运动方程，以模拟每一个挠性附件的连续运动过程。
在本发明一个实施例中，所述构型状态确定单元401，具体用于：针对带有多个挠性附件的航天器，基于凝固法确定每一个挠性附件在若干个离散时刻上分别存在的附件状态；所述附件状态包括：收拢状态、展开或释放过程中的重要状态、到位状态和锁定状态中的至少一种；将多个挠性附件的附件状态进行组合，得到航天器所具有的多个构型状态。
在本发明一个实施例中，每一个构型状态下包含所有挠性附件的刚柔耦合动力学模型为：
Figure SMS_85
其中，上述刚柔耦合动力学模型中的参数含义如下：
Figure SMS_86
——航天器总质量阵，3×3维；
Figure SMS_87
——航天器质心线加速度列阵，3×1维；
Figure SMS_88
——挠性附件个数；
Figure SMS_89
——挠性附件i的模态阶数；
Figure SMS_90
——挠性附件i的模态加速度阵，m×1维；
Figure SMS_91
——作用在航天器上的外力列阵，3×1维；
Figure SMS_92
——航天器相对质心的惯量矩阵，3×3维；
Figure SMS_93
——航天器质心的角速度列阵，3×1维；
Figure SMS_94
——航天器质心角速度列阵的反对称阵，3×3维；
Figure SMS_95
——航天器质心的角加速度列阵，3×1维；
Figure SMS_96
——挠性附件i的转动角加速度列阵，3×1维；
Figure SMS_97
——作用在航天器上的外力矩列阵，3×1维；
Figure SMS_98
——挠性附件i的航天器平动柔性耦合系数阵，3×m维；
Figure SMS_99
——挠性附件i的航天器转动柔性耦合系数阵，3×m维；
Figure SMS_100
——挠性附件i转动与航天器转动的刚性耦合系数阵，3×3维。
在本发明一个实施例中，针对每一个挠性附件建立的该挠性附件相对连接点的转动运动方程为：
Figure SMS_101
其中，转动运动方程的参数含义如下：
Figure SMS_102
——挠性附件i相对挠性附件i与中心体的连接点的转动角动量导数；
Figure SMS_103
——挠性附件i的质量；
Figure SMS_104
——挠性附件质量微元；
Figure SMS_105
——挠性附件i质心
Figure SMS_106
相对于挠性附件i与中心体的连接点的位置、加速度；
Figure SMS_107
——挠性附件i上目标质点相对其质心
Figure SMS_108
的位置、加速度；
Figure SMS_109
——挠性附件i与中心体的连接点相对机械系原点的加速度；
Figure SMS_110
航天器刚体部分质心相对机械系原点的加速度；
Figure SMS_111
——惯性系原点到航天器刚体部分质心的加速度；
Figure SMS_112
——挠性附件i受到的外力矩。
在本发明一个实施例中，针对每一个挠性附件建立该挠性附件的质心相对连接点的平动运动方程为：
Figure SMS_113
其中，平动运动方程的参数含义如下：
Figure SMS_114
——挠性附件i的质量；
Figure SMS_115
——挠性附件i的质心
Figure SMS_116
相对于连接点的加速度；
Figure SMS_117
——挠性附件i与中心体的连接点相对机械系原点的加速度；
Figure SMS_118
——航天器刚体部分质心相对机械系原点的加速度；
Figure SMS_119
——惯性系原点到航天器刚体部分质心的加速度；
Figure SMS_120
——挠性附件i受到的外力。
可以理解的是，本发明实施例示意的结构并不构成对一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模装置的具体限定。在本发明的另一些实施例中，一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模装置可以包括比图示更多或者更少的部件，或者组合某些部件，或者拆分某些部件，或者不同的部件布置。图示的部件可以以硬件、软件或者软件和硬件的组合来实现。
上述装置内的各模块之间的信息交互、执行过程等内容，由于与本发明方法实施例基于同一构思，具体内容可参见本发明方法实施例中的叙述，此处不再赘述。
本发明实施例还提供了一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现本发明任一实施例中的一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模方法。
本发明实施例还提供了一种计算机可读存储介质，所述计算机可读存储介质上存储有计算机程序，所述计算机程序在被处理器执行时，使所述处理器执行本发明任一实施例中的一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模方法。
具体地，可以提供配有存储介质的系统或者装置，在该存储介质上存储着实现上述实施例中任一实施例的功能的软件程序代码，且使该系统或者装置的计算机（或CPU或MPU）读出并执行存储在存储介质中的程序代码。
在这种情况下，从存储介质读取的程序代码本身可实现上述实施例中任何一项实施例的功能，因此程序代码和存储程序代码的存储介质构成了本发明的一部分。
用于提供程序代码的存储介质实施例包括软盘、硬盘、磁光盘、光盘（如CD-ROM、CD-R、CD-RW、DVD-ROM、DVD-RAM、DVD-RW、DVD+RW）、磁带、非易失性存储卡和ROM。可选择地，可以由通信网络从服务器计算机上下载程序代码。
此外，应该清楚的是，不仅可以通过执行计算机所读出的程序代码，而且可以通过基于程序代码的指令使计算机上操作的操作系统等来完成部分或者全部的实际操作，从而实现上述实施例中任意一项实施例的功能。
此外，可以理解的是，将由存储介质读出的程序代码写到插入计算机内的扩展板中所设置的存储器中或者写到与计算机相连接的扩展模块中设置的存储器中，随后基于程序代码的指令使安装在扩展板或者扩展模块上的CPU等来执行部分和全部实际操作，从而实现上述实施例中任一实施例的功能。
需要说明的是，在本文中，诸如第一和第二之类的关系术语仅仅用来将一个实体或者操作与另一个实体或操作区分开来，而不一定要求或者暗示这些实体或操作之间存在任何这种实际的关系或者顺序。而且，术语“包括”、“包含”或者其任何其他变体意在涵盖非排他性的包含，从而使得包括一系列要素的过程、方法、物品或者设备不仅包括那些要素，而且还包括没有明确列出的其他要素，或者是还包括为这种过程、方法、物品或者设备所固有的要素。在没有更多限制的情况下，由语句“包括一个…”限定的要素，并不排除在包括所述要素的过程、方法、物品或者设备中还存在另外的相同因素。
本领域普通技术人员可以理解：实现上述方法实施例的全部或部分步骤可以通过程序指令相关的硬件来完成，前述的程序可以存储在计算机可读取的存储介质中，该程序在执行时，执行包括上述方法实施例的步骤；而前述的存储介质包括：ROM、RAM、磁碟或者光盘等各种可以存储程序代码的介质中。
最后应说明的是：以上实施例仅用以说明本发明的技术方案，而非对其限制；尽管参照前述实施例对本发明进行了详细的说明，本领域的普通技术人员应当理解：其依然可以对前述各实施例所记载的技术方案进行修改，或者对其中部分技术特征进行等同替换；而这些修改或者替换，并不使相应技术方案的本质脱离本发明各实施例技术方案的精神和范围。

Claims (10)

1.一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模方法，其特征在于，包括：
确定带有多个挠性附件的航天器所具有的多个构型状态；
利用结构有限元建模确定每一个构型状态下每一个挠性附件的动力学模型参数，并根据所述动力学模型参数，建立每一个构型状态下包含所有挠性附件的刚柔耦合动力学模型；
将挠性附件的运动过程视为挠性附件相对连接点的转动运动和挠性附件的质心相对连接点的平动运动，针对每一个挠性附件建立该挠性附件相对连接点的转动运动方程和建立该挠性附件的质心相对连接点的平动运动方程，以模拟每一个挠性附件的连续运动过程。
2.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，所述确定带有多个挠性附件的航天器所具有的多个构型状态，包括：
针对带有多个挠性附件的航天器，基于凝固法确定每一个挠性附件在若干个离散时刻上分别存在的附件状态；所述附件状态包括：收拢状态、展开或释放过程中的重要状态、到位状态和锁定状态中的至少一种；
将多个挠性附件的附件状态进行组合，得到航天器所具有的多个构型状态。
3.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，每一个构型状态下包含所有挠性附件的刚柔耦合动力学模型为：
Figure QLYQS_1
其中，上述刚柔耦合动力学模型中的参数含义如下：
Figure QLYQS_2
——航天器总质量阵，3×3维；
Figure QLYQS_3
——航天器质心线加速度列阵，3×1维；
n——挠性附件个数；
Figure QLYQS_4
——挠性附件i的模态阶数；
Figure QLYQS_5
——挠性附件i的模态加速度阵，m×1维；
Figure QLYQS_6
——作用在航天器上的外力列阵，3×1维；
Figure QLYQS_7
——航天器相对质心的惯量矩阵，3×3维；
Figure QLYQS_8
——航天器质心的角速度列阵，3×1维；
Figure QLYQS_9
——航天器质心角速度列阵的反对称阵，3×3维；
Figure QLYQS_10
——航天器质心的角加速度列阵，3×1维；
Figure QLYQS_11
——挠性附件i的转动角加速度列阵，3×1维；
Figure QLYQS_12
——作用在航天器上的外力矩列阵，3×1维；
Figure QLYQS_13
——挠性附件i的航天器平动柔性耦合系数阵，3×m维；
Figure QLYQS_14
——挠性附件i的航天器转动柔性耦合系数阵，3×m维；
Figure QLYQS_15
——挠性附件i转动与航天器转动的刚性耦合系数阵，3×3维。
4.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，针对每一个挠性附件建立的该挠性附件相对连接点的转动运动方程为：
Figure QLYQS_16
其中，转动运动方程的参数含义如下：
Figure QLYQS_17
——挠性附件i相对挠性附件i与中心体的连接点的转动角动量导数；
Figure QLYQS_18
——挠性附件i的质量；
Figure QLYQS_19
——挠性附件质量微元；
Figure QLYQS_20
——挠性附件i质心
Figure QLYQS_21
相对于挠性附件i与中心体的连接点的位置、加速度；
Figure QLYQS_22
——挠性附件i上目标质点相对其质心
Figure QLYQS_23
的位置、加速度；
Figure QLYQS_24
——挠性附件i与中心体的连接点相对机械系原点的加速度；
Figure QLYQS_25
——航天器刚体部分质心相对机械系原点的加速度；
Figure QLYQS_26
——惯性系原点到航天器刚体部分质心的加速度；
Figure QLYQS_27
——挠性附件i受到的外力矩。
5.根据权利要求1所述的方法，其特征在于，针对每一个挠性附件建立该挠性附件的质心相对连接点的平动运动方程为：
Figure QLYQS_28
其中，平动运动方程的参数含义如下：
Figure QLYQS_29
——挠性附件i的质量；
Figure QLYQS_30
——挠性附件i的质心
Figure QLYQS_31
相对于连接点的加速度；
Figure QLYQS_32
——挠性附件i与中心体的连接点相对机械系原点的加速度；
Figure QLYQS_33
——航天器刚体部分质心相对机械系原点的加速度；
Figure QLYQS_34
——惯性系原点到航天器刚体部分质心的加速度；
Figure QLYQS_35
——挠性附件i受到的外力。
6.一种变构型变参数的复杂连接多体动力学建模装置，其特征在于，包括：
构型状态确定单元，用于确定带有多个挠性附件的航天器所具有的多个构型状态；
第一模型构建单元，用于利用结构有限元建模确定每一个构型状态下每一个挠性附件的动力学模型参数，并根据所述动力学模型参数，建立每一个构型状态下包含所有挠性附件的刚柔耦合动力学模型；
第二模型构建单元，用于将挠性附件的运动过程视为挠性附件相对连接点的转动运动和挠性附件的质心相对连接点的平动运动，针对每一个挠性附件建立该挠性附件相对连接点的转动运动方程和建立该挠性附件的质心相对连接点的平动运动方程，以模拟每一个挠性附件的连续运动过程。
7.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，所述构型状态确定单元，具体用于：针对带有多个挠性附件的航天器，基于凝固法确定每一个挠性附件在若干个离散时刻上分别存在的附件状态；所述附件状态包括：收拢状态、展开或释放过程中的重要状态、到位状态和锁定状态中的至少一种；将多个挠性附件的附件状态进行组合，得到航天器所具有的多个构型状态。
8.根据权利要求6所述的装置，其特征在于，每一个构型状态下包含所有挠性附件的刚柔耦合动力学模型为：
Figure QLYQS_36
Figure QLYQS_37
其中，上述刚柔耦合动力学模型中的参数含义如下：
Figure QLYQS_38
——航天器总质量阵，3×3维；
Figure QLYQS_39
——航天器质心线加速度列阵，3×1维；
Figure QLYQS_40
——挠性附件个数；
Figure QLYQS_41
——挠性附件i的模态阶数；
Figure QLYQS_42
——挠性附件i的模态加速度阵，m×1维；
Figure QLYQS_43
——作用在航天器上的外力列阵，3×1维；
Figure QLYQS_44
——航天器相对质心的惯量矩阵，3×3维；
Figure QLYQS_45
——航天器质心的角速度列阵，3×1维；
Figure QLYQS_46
——航天器质心角速度列阵的反对称阵，3×3维；
Figure QLYQS_47
——航天器质心的角加速度列阵，3×1维；
Figure QLYQS_48
——挠性附件i的转动角加速度列阵，3×1维；
Figure QLYQS_49
——作用在航天器上的外力矩列阵，3×1维；
Figure QLYQS_50
——挠性附件i的航天器平动柔性耦合系数阵，3×m维；
Figure QLYQS_51
——挠性附件i的航天器转动柔性耦合系数阵，3×m维；
Figure QLYQS_52
——挠性附件i转动与航天器转动的刚性耦合系数阵，3×3维。
9.一种电子设备，包括存储器和处理器，所述存储器中存储有计算机程序，所述处理器执行所述计算机程序时，实现如权利要求1-5中任一项所述的方法。
10.一种计算机可读存储介质，其上存储有计算机程序，当所述计算机程序在计算机中执行时，令计算机执行权利要求1-5中任一项所述的方法。
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