CN117688820B - 一种卫星天线展开机构动力学仿真方法 - Google Patents

一种卫星天线展开机构动力学仿真方法 Download PDF

Info

Publication number
CN117688820B
CN117688820B CN202410143810.6A CN202410143810A CN117688820B CN 117688820 B CN117688820 B CN 117688820B CN 202410143810 A CN202410143810 A CN 202410143810A CN 117688820 B CN117688820 B CN 117688820B
Authority
CN
China
Prior art keywords
finite element
component
element model
satellite antenna
analysis
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.)
Active
Application number
CN202410143810.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN117688820A (zh
Inventor
王柯
黄洪钟
钱华明
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.)
Higher Research Institute Of University Of Electronic Science And Technology Shenzhen
University of Electronic Science and Technology of China
Original Assignee
Higher Research Institute Of University Of Electronic Science And Technology Shenzhen
University of Electronic Science and Technology of China
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 Higher Research Institute Of University Of Electronic Science And Technology Shenzhen, University of Electronic Science and Technology of China filed Critical Higher Research Institute Of University Of Electronic Science And Technology Shenzhen
Priority to CN202410143810.6A priority Critical patent/CN117688820B/zh
Publication of CN117688820A publication Critical patent/CN117688820A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN117688820B publication Critical patent/CN117688820B/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]
    • G06F30/20—Design optimisation, verification or simulation
    • G06F30/23—Design optimisation, verification or simulation using finite element methods [FEM] or finite difference methods [FDM]
    • G—PHYSICS
    • G06—COMPUTING; CALCULATING OR COUNTING
    • G06F—ELECTRIC DIGITAL DATA PROCESSING
    • G06F2119/00—Details relating to the type or aim of the analysis or the optimisation
    • G06F2119/14—Force analysis or force optimisation, e.g. static or dynamic forces
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T90/00—Enabling technologies or technologies with a potential or indirect contribution to GHG emissions mitigation

Landscapes

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

Abstract

本发明公开了一种卫星天线展开机构动力学仿真方法，涉及航天器技术领域。本发明的步骤包括：对卫星天线展开机构的三维模型进行有限元仿真，得到有限元模型；对有限元模型在展开后的锁定状态进行模态分析和谐响应分析，确定影响卫星天线展开机构稳定性的第一部件以及确定影响卫星天线展开机构稳定性的第二部件；对有限元模型在收拢状态下进行随机振动分析，确定卫星天线展开机构受振动激励响应显著的第三部件；在有限元模型从收拢状态到锁定状态的整个过程对第一部件、第二部件、第三部件进行刚体动力学响应分析，根据响应分析结果对第一部件、第二部件、第三部件参数进行修正。本发明使得仿真结果与实际更加吻合，且大大提升了仿真的效率。

Description

一种卫星天线展开机构动力学仿真方法
技术领域
本发明涉及航天器技术领域，尤其涉及一种卫星天线展开机构动力学仿真方法。
背景技术
航天器展开系统属于柔性多体系统，其柔性外伸结构具有外展跨度大、结构轻、阻尼弱等特点。外部环境振动容易影响展开系统的正常工作，甚至引起系统失稳，为保证航天器的可靠运行，卫星天线展开机构需要具有较高的结构精度和稳定性。
考虑到地面模拟空间环境的试验成本高昂，因而建立卫星天线展开过程的有限元动力学仿真模型便有着重要意义及参考价值。然而，现有的基于有限元法的卫星天线展开机构动力学分析模型还存在仿真数据量大、仿真时间长等问题，导致其仿真效果不能满足市场需求。
因此，亟需一种高效、仿真效果良好的动力学仿真方法，以解决现有仿真方法的上述缺点。
发明内容
针对上述问题，本发明提供了一种卫星天线展开机构动力学仿真方法。本发明提供的诸多技术方案中的优选技术方案所能产生的诸多技术效果详见下文阐述。
为实现上述目的，本发明提供了以下技术方案：
本发明提供的一种卫星天线展开机构动力学仿真方法，包括如下步骤：
对卫星天线展开机构的三维模型进行有限元仿真，得到有限元模型；
对所述有限元模型在展开后的锁定状态进行模态分析和谐响应分析；根据模态分析得到的n阶振型图，确定影响所述卫星天线展开机构稳定性的第一部件；根据谐响应分析得到的整体总加速度分布和等效应力分布，确定影响所述卫星天线展开机构稳定性的第二部件；
对所述有限元模型在收拢状态下进行随机振动分析，根据得到的加速度功率谱密度，确定所述卫星天线展开机构受振动激励响应显著的第三部件；
在所述有限元模型从收拢状态到锁定状态的整个过程对所述第一部件、第二部件、第三部件进行刚体动力学响应分析，根据响应分析结果对所述第一部件、第二部件、第三部件的参数进行修正。
进一步地，所述卫星天线展开机构包括依次铰连接的卫星主体、大板、小板，以及与所述卫星主体、大板、小板均铰连接的桁架杆组；在所述有限元模型中，所述卫星天线展开机构的每一个部件作为一个有限元模拟单元，所述卫星天线展开机构的每个铰链处添加旋转副，并为每个旋转副设置摩擦系数。
进一步地，对所述有限元模型在展开后的锁定状态进行模态分析，包括如下步骤：
通过对每个所述旋转副添加预应力的方式模拟所述卫星天线展开机构的展开姿态，当所述有限元模型处于锁定状态时进行静力分析，得到预应力在所述有限元模型各个部位分布状态对应的刚度矩阵；在所述预应力下，对每个所述有限元模拟单元施加n个不同振动频率的振型，根据所述刚度矩阵和振型计算每个所述有限元模拟单元的n阶模态频率，根据模态频率得到所述有限元模型的n阶振型图；在所述有限元模型的n阶振型图中，将与所述振型存在共振的有限元模拟单元作为所述第一部件。
进一步地，在对所述有限元模型进行静力分析时，所述有限元模型对应的卫星主体与大板、大板与小板连接处的旋转副均施加预设大小的扭矩载荷。
进一步地，对所述有限元模型在展开后的锁定状态进行谐响应分析，包括如下步骤：
将所述卫星主体与所述大板之间的铰链作为振动源，为所述铰链施加约束条件；在所述约束条件下计算每个所述有限元模拟单元的加速度和等效应力，得到所述有限元模型的整体总加速度分布和所述等效应力分布；根据所述整体总加速度分布和所述等效应力分布，将所述整体总加速度分布和所述等效应力分布同时集中在的所述有限元模拟单元作为所述第二部件。
进一步地，所述约束条件包括：
在所述铰链处的旋转副添加预设大小的转矩；将所述模态分析得到的模态频率范围的预设比例作为谐响应频率范围；设定采样间隔。
进一步地，对所述有限元模型在收拢状态下进行随机振动分析，包括如下步骤：
对所述有限元模型的卫星主体底部和小板施加纵向随机加速度，通过模态分析得到随机振动模态频率范围；参考所述随机振动模态频率范围，设置所述加速度功率谱频率范围，对所述有限元模型的运载过程进行随机振动分析，获取每个所述有限元模拟单元对应的加速度功率谱频率；对获取的每个所述加速度功率谱密度进行质量检测，对于检测得到的低质量加速度功率谱密度进行插值优化；输出每个所述有限元模拟单元在x轴、y轴、z轴的所述加速度功率谱密度对应的最大位移响应，将具有幅值最大的位移响应的所述有限元模拟单元作为所述第三部件。
进一步地，所述有限元模型从收拢状态到锁定状态的整个过程对所述第一部件、第二部件、第三部件进行刚体动力学响应分析，根据响应分析结果对所述第一部件、第二部件、第三部件进行参数调整，包括如下步骤：
在所述有限元模型中设置多个驱动及每个驱动对应的驱动顺序，通过设置的多个驱动仿真所述卫星天线展开机构由收拢状态到锁定状态的多个过程；在所述有限元模型由收拢状态到锁定状态的多个过程中，绘制每个过程相应的时刻与每个时刻下所述有限元模型对应的总加速度之间的变化图；根据所述变化图找出最大加速度，对最大加速度进行合理性判断；对判断合理的最大加速度，找出其对应的时刻；对于判断不合理的最大加速度，重复本步骤寻找下一个最大加速度进行合理性判断，直到找出合理的最大加速度；将判断合理的最大加速度对应时刻的动态载荷数据导出，根据导出的动态载荷数据分别对所述第一部件、第二部件、第三部件进行静力学仿真，得到所述第一部件、第二部件、第三部件在所受应力下保持所述有限元模型处于稳定状态下对应的参数；根据所述第一部件、第二部件、第三部件在稳定状态下对应的参数，对当前参数进行修正，得到具备稳定性的所述有限元模型。
进一步地，在所述有限元模型中设置多个驱动，包括如下步骤：
在所述有限元模型的卫星主体与大板之间的铰链处设置大板驱动；在所述桁架杆组与所述大板之间的铰链处设置大板连杆驱动；在所述桁架杆组与所述小板之间的铰链处设置小板连杆驱动；在所述大板、小板、桁架杆组的铰链处设置小板驱动。
进一步地，所述有限元模型通过不少于24步完成展开；其中，所述小板驱动在展开第1步对应的时间步启动，所述大板驱动在展开第2步对应的时间步启动，所述小板连杆驱动在展开第9步对应的时间步启动，所述大板连杆驱动在展开第13步对应的时间步启动。
进一步地，根据所述第一部件、第二部件、第三部件在稳定状态下对应的参数，对当前参数进行修正，得到具备稳定性的所述有限元模型，包括如下步骤：
根据所述第一部件、第二部件、第三部件在稳定状态下对应的参数，对所述卫星天线展开机构的三维模型重新建模，将重新构建的三维模型进行有限元仿真，得到新的有限元模型；对新的有限元模型从收拢状态到锁定状态的整个过程对所述第一部件、第二部件、第三部件进行刚体动力学响应分析，所述第一部件、第二部件、第三部件调整的参数符合所述有限元模型稳定性要求时，得到具备稳定性的所述有限元模型。
实施本发明上述技术方案具有如下优点或有益效果：
本发明对卫星天线展开机构的展开过程进行了动力学仿真，通过对卫星天线展开机构的三维模型进行有限元分析，得到其有限元模型；对展开后的锁定状态先进行模态分析、谐响应分析；然后在收拢状态下模拟升空时的外部环境不确定性因素，并对外部环境不确定性因素的影响进行了随机振动分析，进而确定卫星天线展开机构的薄弱部件。最后针对薄弱部件从收拢状态到锁定状态的整个过程进行刚体动力学响应分析，并对刚体动力学响应分析得到的薄弱部件的参数进行修正，使卫星天线展开机构在展开过程中更加稳定，以此对卫星天线展开机构的设计与研发调试提供科学指导。
本方法模拟了卫星天线展开机构内部展开不确定性和外部环境振动不确定性对整个机构稳定性的影响，使得仿真结果与实际更加吻合，有效保证了卫星天线展开机构设计的有效性，达到了有效指导实际应用的目的。而且，本方法通过分步对卫星天线展开机构进行不确定性分析，得到薄弱部件，并针对薄弱部件进行系统仿真分析，大大提升了仿真的效率。
附图说明
为了更清楚地说明本发明实施例的技术方案，下面将对实施例描述中所需要使用的附图作简单的介绍，显而易见，下面描述中的附图仅仅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，附图中：
图1是本发明实施例的一种卫星天线展开机构动力学仿真方法的流程图；
图2是本发明实施例的一种模态分析的流程图；
图3是本发明实施例的一种谐响应分析的流程图；
图4是本发明实施例的一种随机振动分析的流程图；
图5是本发明实施例的一种刚体动力学响应分析的流程图。
具体实施方式
为了使本发明的目的、技术方案及优点更加清楚明白，下文将要描述的各种示例性实施例将参考相应的附图，这些附图构成了示例性实施例的一部分，其中描述了实现本发明可能采用的各种示例性实施例。除非另有表示，不同附图中的相同数字表示相同或相似的要素。以下示例性实施例中所描述的实施方式并不代表与本公开相一致的所有实施方式，它们仅是与如所附权利要求书中所详述的、本发明公开的一些方面相一致的流程、方法和装置等的例子，可延用于其他的实施例子，或者对本文列举的实施例进行结构和功能上的修改，而不会脱离本发明的范围和实质。
为了说明本发明所述的技术方案，下面通过具体实施例来进行说明，仅示出了与本发明实施例相关的部分。
如图1所示，本实施例提供了一种卫星天线展开机构动力学仿真方法，包括如下步骤：
S100、对卫星天线展开机构的三维模型进行有限元仿真，得到有限元模型。其中，有限元仿真主要包括网格划分、添加边界条件。
S200、对有限元模型在展开后的锁定状态进行模态分析和谐响应分析；根据模态分析得到的n阶振型图，确定影响卫星天线展开机构稳定性的第一部件；根据谐响应分析得到的整体总加速度分布和等效应力分布，确定影响卫星天线展开机构稳定性的第二部件。
S300、对有限元模型在收拢状态下进行随机振动分析，根据得到的加速度功率谱密度，确定卫星天线展开机构受振动激励响应显著的第三部件。
S400、在有限元模型从收拢状态到锁定状态的整个过程对第一部件、第二部件、第三部件进行刚体动力学响应分析，根据响应分析结果对第一部件、第二部件、第三部件的参数进行修正。
本实施例针对卫星天线展开机构在展开过程中的稳定性进行了动力学仿真，通过对卫星天线展开机构的三维模型进行网格划分得到的有限元模型，在展开后的锁定状态先进行模态分析、谐响应分析，然后在收拢状态下模拟升空时的外部环境不确定性因素，并对外部环境不确定性因素的影响进行了随机振动分析，进而确定卫星天线展开机构的薄弱部件。最后针对薄弱部件从收拢状态到展开锁定状态的整个过程进行刚体动力学响应分析，并对刚体动力学响应分析得到的薄弱部件的参数进行修正，使卫星天线展开机构在展开过程更加稳定，以此对卫星天线展开机构的设计与研发调试提供科学指导。本方法模拟了卫星天线展开机构内部展开不确定性和外部环境振动不确定性对整个机构稳定性的影响，使得仿真结果与实际更加吻合，有效保证了卫星天线展开机构设计的有效性，达到了有效指导实际应用的目的；而且，本方法通过分步对卫星天线展开机构进行不确定性分析，得到薄弱部件，并针对薄弱部件进行系统仿真分析，大大提升了仿真的效率。
作为一种可选的实施方案，卫星天线展开机构包括依次铰连接的卫星主体、大板、小板，还包括与卫星主体、大板、小板均铰连接的桁架杆组。具体的，该机构主要由卫星天线展板、内外框架组件、桁架杆组、支撑杆组、铰链和卫星主体等组成。针对展开机构的动力学建模分析，简化部分起展板内部定型作用的框架组件。卫星天线展板由子板组成，展开状态下，多块子板在阵面方位平铺组成天线阵面；收拢状态下，展开机构一侧靠近主体的两块子板组成大板，最外侧子板为小板，卫星主体、大板之间由同步铰链，作为主驱动源。桁架杆组由多个主要杆件组成，桁架杆件、卫星主体、大板与小板之间由铰链连接。支撑杆组跟随卫星子板的展开而逐步展开，在卫星完全展开时起支撑作用，以保持展开姿态。为减小展开机构收拢状态下桁架杆长度，卫星主体外型为梯形，展板倾斜固定在主体上。发射时，展板呈“h”形折叠在主体外侧。
进一步地，在有限元模型中，卫星天线展开机构的每一个部件（卫星主体、大板、小板、桁架杆组的杆件、撑杆组的杆件、铰链）作为一个有限元模拟单元，卫星天线展开机构的每个铰链处添加旋转副，并为每个旋转副设置摩擦系数。需要说明的是，摩擦系数根据设计时各个铰链的铰链摩擦系数而定。
如图2所示，作为一种可选的实施方案，对有限元模型在展开后的锁定状态进行模态分析，包括如下步骤：
S210、通过对每个旋转副添加预应力的方式模拟卫星天线展开机构的展开姿态，当有限元模型处于锁定状态时进行静力分析。具体的，展开机构有限元分析中，结构静力学有限元分析过程就是求解微分方程组的过程，其按照矩阵的形式可表示为微分方程：
[K]{x}+{F}=0；
其中，[K]代表刚度矩阵，{x}代表位移矢量，{F}代表静载荷函数。通过求解微分方程组可得到预应力在有限元模型各个部位的分布状态对应的刚度矩阵。需说明的是，刚度矩阵用于确定下述n阶振型的固有频率。
S220、在预应力下，对每个有限元模拟单元施加n个不同振动频率的振型（如按正弦变化的力），根据刚度矩阵和振型计算每个有限元模拟单元的n阶模态频率，根据模态频率得到有限元模型的n阶振型图。需说明的是，对于每一个有限元模拟单元，n个振型的叠加过程如下公式所示：
X（t）=q1（t）x1（t）+q2（t）x2（t）+…+qn（t）xn（t）；
其中，X（t）为总响应，{q1（t）、q2（t）、…、qn（t）}为有限元模型对应的位移向量，{x1（t）、x2（t）、…、xn（t）}为振型向量。
S230、在有限元模型的n阶振型图中，将与振型存在共振的有限元模拟单元作为第一部件。具体的，有限元模拟单元将以云图的形式展示，根据云图的颜色热力变化情况，偏向红色时，则某个有限元模拟单元与振型处于共振，偏向蓝色时，单元共振较小或未共振。
进一步地，在对有限元模型进行静力分析时，有限元模型对应的卫星主体与大板、大板与小板连接处的旋转副均施加预设大小的扭矩载荷（如100N·m）。
如图3所示，作为一种可选的实施方案，对有限元模型在展开后的锁定状态进行谐响应分析，包括如下步骤：
S240、将卫星主体与大板之间的铰链作为振动源，为铰链施加约束条件。其中，约束条件包括：在铰链处的旋转副添加预设大小（如100N·m）的转矩；将模态分析得到的模态频率范围的预设比例（如2/3）作为谐响应频率范围；设定采样间隔（根据不同的展开机构来设定）。需说明的是，由于本步骤选择了模态叠加法进行模态分析，其目的是捕捉结构在所有重要频率下的振动模态，以便正确地模拟结构对于外部激励的响应。如果仅使用谐响应分析的频率范围，可能会错过某些重要的模态，这可能会导致对结构响应的不完整或不准确的估计。因此，本实施例将模态分析得到的模态频率范围的预设比例作为谐响应频率范围，以此来提升估计的完整性和准确性。
S250、在约束条件下计算每个有限元模拟单元的加速度和等效应力，得到有限元模型的整体总加速度分布和等效应力分布。其中，在约束条件下采用基于模态叠加法计算每个有限元模拟单元的加速度和等效应力，得到在设定频率范围内有限元模型的整体总加速度分布和等效应力分布。
S260、根据整体总加速度分布和等效应力分布，选择整体总加速度分布和等效应力分布同时集中在的有限元模拟单元作为第二部件。
如图4所示，作为一种可选的实施方案，对有限元模型在收拢状态下进行随机振动分析，包括如下步骤：
S310、对有限元模型的卫星主体底部和小板施加纵向随机加速度，通过模态分析得到随机振动模态频率范围。
S320、参考随机振动模态频率范围，设置加速度功率谱频率范围，对有限元模型的运载过程进行随机振动分析，获取每个有限元模拟单元对应的加速度功率谱频率。
S330、对获取的每个加速度功率谱密度进行质量检测，对于检测得到的低质量加速度功率谱密度进行插值优化。具体的，下表给出了频率范围设置为0Hz~100Hz区间的加速度功率谱表。
对加速度功率谱密度进行质量检测时，一般情况下两采样点之间的数值不超过两个数量级，质量低的信号（如超过两个数量级）仿真结果的真实度降低，需要插值优化。
S340、输出每个有限元模拟单元在x轴、y轴、z轴的速度功率谱密度对应的最大位移响应，将具有幅值最大的位移响应的有限元模拟单元作为第三部件。其中，随机振动下的输出响应指的是结构响应有3σ的概率不超过显示的幅值，采用3σ下的响应作为最大响应。
如图5所示，作为一种可选的实施方案，有限元模型从收拢状态到展开后的锁定状态的整个过程对第一部件、第二部件、第三部件进行刚体动力学响应分析，根据响应分析结果对第一部件、第二部件、第三部件进行参数调整，包括如下步骤：
S410、在有限元模型中设置多个驱动及每个驱动对应的驱动顺序，通过设置的多个驱动仿真卫星天线展开机构由收拢状态到锁定状态的多个过程。
S420、在有限元模型由收拢状态到锁定状态的多个过程中，绘制每个过程相应的时刻与每个时刻下有限元模型对应的总加速度之间的变化图；即，以时刻为x轴，总加速度为y轴，建立有限元模型在每个过程中总加速度与时刻函数关系图。
S430、根据变化图找出最大加速度，对最大加速度进行合理性判断，对判断合理的最大加速度，找出其对应的时刻；对于判断不合理的最大加速度，重复本步骤寻找下一个最大加速度进行合理性判断，直到找出合理的最大加速度。需说明的是，根据最大加速度前后数据的连续性和是否有突变数据来对最大加速度的合理性进行判断，如果仿真的最大加速度离散程度大，且存在突变数据（数据突然大幅增大或大幅降低），则该最大加速度不合理。此时，仿真加速度可能是由于设置的驱动载荷不合适或杆件模型不精确导致的，故不采取此时刻的最大加速度。
S440、将判断合理的最大加速度对应时刻的动态载荷数据导出，根据导出的动态载荷数据分别对第一部件、第二部件、第三部件进行静力学仿真，得到第一部件、第二部件、第三部件在所受应力下保持有限元模型处于稳定状态下对应的参数。需说明的是，由于刚体动力学无法对具体部件的应力情况进行分析，因此将判断合理的最大加速度对应时刻的动态载荷数据导出，分别对第一部件、第二部件、第三部件进行静力学仿真，即在静力学分析模块中对部件进行网格划分，选取动态载荷数据作为边界条件，得到第一部件、第二部件、第三部件应力分布情况及在所受应力下保持有限元模型处于稳定状态下对应的参数。
S450、根据第一部件、第二部件、第三部件在稳定状态下对应的参数，对当前参数进行修正，得到具备稳定性的有限元模型。
进一步地，在有限元模型中设置多个驱动，包括如下步骤：
在有限元模型的卫星主体与大板之间的铰链处设置大板驱动；
在桁架杆组与大板之间的铰链处设置大板连杆驱动；
在桁架杆组与小板之间的铰链处设置小板连杆驱动；
在大板、小板、桁架杆组的铰链处设置小板驱动。
进一步地，根据第一部件、第二部件、第三部件在稳定状态下对应的参数，对当前参数进行修正，得到具备稳定性的有限元模型，包括如下步骤：
根据第一部件、第二部件、第三部件在稳定状态下对应的参数，对卫星天线展开机构的三维模型重新建模，将重新构建的三维模型进行有限元仿真，得到新的有限元模型；
对新的有限元模型从收拢状态到锁定状态的整个过程对第一部件、第二部件、第三部件进行刚体动力学响应分析，第一部件、第二部件、第三部件调整的参数符合有限元模型稳定性要求时（如：卫星天线展开过程最大振动加速度不高于一定阈值），得到具备稳定性的有限元模型。其中，对于刚体动力学模型，其参数包括杆件长度、弹性模量、整体温度、铰链摩擦系数。
进一步地，卫星天线展开机构由上述四个驱动配合，通过不少于24步完成展开，规定逆时针为正，详细驱动顺序见表2所示。其中，小板驱动在展开第1步对应的时间步启动，大板驱动在展开第2步对应的时间步启动，小板连杆驱动在展开第9步对应的时间步启动，大板连杆驱动在展开第13步对应的时间步启动。表2中，小板驱动在第1时间步启动、大板驱动在第2时间步启动、小板连杆驱动在第9时间步启动、大板连杆驱动在第13时间步启动。上述设置能够使有限元模型顺利展开，和实际卫星天线展开机构的展开逻辑保持一致。
作为一种示例，本方法可以使用SOLIDWORKS建立展开机构三维模型，然后将模型导入ANSYS进行有限元仿真。其中，各部件均用SOLID单元模拟，采用二阶单元进行网格划分。各部件材料选用碳纤维。在采用ANSYS展开分析，其中静态动力学模块用于分析对象的变形、应力、应变等，刚体动力学模块用于分析对象的速度、加速度、摩擦等情况，而瞬态动力学模块则将二者结合，在施加瞬态载荷的情况下即可观察到对象的应力和应变，同时可以观察其速度和加速度。但瞬态结构适合观察在施加瞬态载荷情况下的结构变形，本方法仿真的天线展开机构而言，展开过程构件数量多，构件变形大，运动副数量多，划分网格节点数量大，不适合在瞬态动力学模块中进行完整的展开过程仿真，故首先选择在刚体动力学模块中对展开机构的展开过程进行模拟，并对特殊位置观测其受力情况。在参数优化过程中，可以通过SOLIDWORKS+WORKBENCH联合仿真将不确定性因素参数化，进而实现参数的优化。
虽然如上的各实施例所涉及的流程图中的各个步骤按照箭头的指示依次显示，但是这些步骤并不是必然按照箭头指示的顺序依次执行。除非本文中有明确的说明，这些步骤的执行并没有严格的顺序限制，这些步骤可以以其它的顺序执行。而且，如上的各实施例所涉及的流程中的至少一部分步骤可以包括多个步骤或者多个阶段，这些步骤或者阶段并不必然是在同一时刻执行完成，而是可以在不同的时刻执行，这些步骤或者阶段的执行顺序也不必然是依次进行，而是可以与其它步骤或者其它步骤中的步骤或者阶段的至少一部分轮流或者交替地执行。
以上所述仅为本发明的较佳实施例而已，本领域技术人员知悉，在不脱离本发明的精神和范围的情况下，可以对这些特征和实施例进行各种改变或等同替换。另外，在本发明的教导下，可以对这些特征和实施例进行修改以适应具体的情况及材料而不会脱离本发明的精神和范围。因此，本发明不受此处所公开的具体实施例的限制，所有落入本申请的权利要求范围内的实施例都属于本发明的保护范围。

Claims (8)

1.一种卫星天线展开机构动力学仿真方法，其特征在于，包括如下步骤：
对卫星天线展开机构的三维模型进行有限元仿真，得到有限元模型；
对所述有限元模型在展开后的锁定状态进行模态分析和谐响应分析；根据模态分析得到的n阶振型图，确定影响所述卫星天线展开机构稳定性的第一部件；根据谐响应分析得到的整体总加速度分布和等效应力分布，确定影响所述卫星天线展开机构稳定性的第二部件；
对所述有限元模型在收拢状态下进行随机振动分析，根据得到的加速度功率谱密度，确定所述卫星天线展开机构受振动激励响应显著的第三部件；
在所述有限元模型从收拢状态到锁定状态的整个过程对所述第一部件、第二部件、第三部件进行刚体动力学响应分析，根据响应分析结果对所述第一部件、第二部件、第三部件的参数进行修正；
所述卫星天线展开机构包括依次铰连接的卫星主体、大板、小板，以及与所述卫星主体、大板、小板均铰连接的桁架杆组；
在所述有限元模型中，所述卫星天线展开机构的每一个部件作为一个有限元模拟单元，所述卫星天线展开机构的每个铰链处添加旋转副，并为每个旋转副设置摩擦系数；
还包括在所述有限元模型中设置多个驱动，其包括如下步骤：
在所述有限元模型的卫星主体与大板之间的铰链处设置大板驱动；在所述桁架杆组与所述大板之间的铰链处设置大板连杆驱动；在所述桁架杆组与所述小板之间的铰链处设置小板连杆驱动；在所述大板、小板、桁架杆组的铰链处设置小板驱动；
对所述有限元模型在展开后的锁定状态进行模态分析，包括如下步骤：
通过对每个所述旋转副添加预应力的方式模拟所述卫星天线展开机构的展开姿态，当所述有限元模型处于锁定状态时进行静力分析，得到预应力在所述有限元模型各个部位分布状态对应的刚度矩阵；
在所述预应力下，对每个所述有限元模拟单元施加n个不同振动频率的振型，根据所述刚度矩阵和振型计算每个所述有限元模拟单元的n阶模态频率，根据模态频率得到所述有限元模型的n阶振型图；
在所述有限元模型的n阶振型图中，将与所述振型存在共振的有限元模拟单元作为所述第一部件。
2.根据权利要求1所述的一种卫星天线展开机构动力学仿真方法，其特征在于，在对所述有限元模型进行静力分析时，所述有限元模型对应的卫星主体与大板、大板与小板连接处的旋转副均施加预设大小的扭矩载荷。
3.根据权利要求1所述的一种卫星天线展开机构动力学仿真方法，其特征在于，对所述有限元模型在展开后的锁定状态进行谐响应分析，包括如下步骤：
将所述卫星主体与所述大板之间的铰链作为振动源，为所述铰链施加约束条件；
在所述约束条件下计算每个所述有限元模拟单元的加速度和等效应力，得到所述有限元模型的整体总加速度分布和所述等效应力分布；
根据所述整体总加速度分布和所述等效应力分布，将所述整体总加速度分布和所述等效应力分布同时集中在的所述有限元模拟单元作为所述第二部件。
4.根据权利要求3所述的一种卫星天线展开机构动力学仿真方法，其特征在于，所述约束条件包括：
在所述铰链处的旋转副添加预设大小的转矩；将所述模态分析得到的模态频率范围的预设比例作为谐响应频率范围；设定采样间隔。
5.根据权利要求1所述的一种卫星天线展开机构动力学仿真方法，其特征在于，对所述有限元模型在收拢状态下进行随机振动分析，包括如下步骤：
对所述有限元模型的卫星主体底部和小板施加纵向随机加速度，通过模态分析得到随机振动模态频率范围；
参考所述随机振动模态频率范围，设置所述加速度功率谱频率范围，对所述有限元模型的运载过程进行随机振动分析，获取每个所述有限元模拟单元对应的加速度功率谱频率；
对获取的每个所述加速度功率谱密度进行质量检测，对于检测得到的低质量加速度功率谱密度进行插值优化；
输出每个所述有限元模拟单元在x轴、y轴、z轴的所述加速度功率谱密度对应的最大位移响应，将具有幅值最大的位移响应的所述有限元模拟单元作为所述第三部件。
6.根据权利要求1所述的一种卫星天线展开机构动力学仿真方法，其特征在于，所述有限元模型从收拢状态到锁定状态的整个过程对所述第一部件、第二部件、第三部件进行刚体动力学响应分析，根据响应分析结果对所述第一部件、第二部件、第三部件进行参数调整，包括如下步骤：
在所述有限元模型中设置所述多个驱动及每个驱动对应的驱动顺序，通过设置的多个驱动仿真所述卫星天线展开机构由收拢状态到锁定状态的多个过程；
在所述有限元模型由收拢状态到锁定状态的多个过程中，绘制每个过程相应的时刻与每个时刻下所述有限元模型对应的总加速度之间的变化图；
根据所述变化图找出最大加速度，对最大加速度进行合理性判断；对判断合理的最大加速度，找出其对应的时刻；对于判断不合理的最大加速度，重复本步骤寻找下一个最大加速度进行合理性判断，直到找出合理的最大加速度；
将判断合理的最大加速度对应时刻的动态载荷数据导出，根据导出的动态载荷数据分别对所述第一部件、第二部件、第三部件进行静力学仿真，得到所述第一部件、第二部件、第三部件在所受应力下保持所述有限元模型处于稳定状态下对应的参数；
根据所述第一部件、第二部件、第三部件在稳定状态下对应的参数，对当前参数进行修正，得到具备稳定性的所述有限元模型。
7.根据权利要求6所述的一种卫星天线展开机构动力学仿真方法，其特征在于，所述有限元模型通过不少于24步完成展开；其中，所述小板驱动在展开第1步对应的时间步启动，所述大板驱动在展开第2步对应的时间步启动，所述小板连杆驱动在展开第9步对应的时间步启动，所述大板连杆驱动在展开第13步对应的时间步启动。
8.根据权利要求6所述的一种卫星天线展开机构动力学仿真方法，其特征在于，根据所述第一部件、第二部件、第三部件在稳定状态下对应的参数，对当前参数进行修正，得到具备稳定性的所述有限元模型，包括如下步骤：
根据所述第一部件、第二部件、第三部件在稳定状态下对应的参数，对所述卫星天线展开机构的三维模型重新建模，将重新构建的三维模型进行有限元仿真，得到新的有限元模型；
对新的有限元模型从收拢状态到锁定状态的整个过程对所述第一部件、第二部件、第三部件进行刚体动力学响应分析，所述第一部件、第二部件、第三部件调整的参数符合所述有限元模型稳定性要求时，得到具备稳定性的所述有限元模型。
CN202410143810.6A 2024-02-01 2024-02-01 一种卫星天线展开机构动力学仿真方法 Active CN117688820B (zh)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202410143810.6A CN117688820B (zh) 2024-02-01 2024-02-01 一种卫星天线展开机构动力学仿真方法

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CN202410143810.6A CN117688820B (zh) 2024-02-01 2024-02-01 一种卫星天线展开机构动力学仿真方法

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN117688820A CN117688820A (zh) 2024-03-12
CN117688820B true CN117688820B (zh) 2024-05-17

Family

ID=90132344

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202410143810.6A Active CN117688820B (zh) 2024-02-01 2024-02-01 一种卫星天线展开机构动力学仿真方法

Country Status (1)

Country Link
CN (1) CN117688820B (zh)

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110245438A (zh) * 2019-06-19 2019-09-17 中南大学 一种基于有限元的航空机轮振动分析方法
CN112016163A (zh) * 2020-09-07 2020-12-01 上海航天控制技术研究所 一种基于数据驱动的卫星帆板展开仿真模拟方法
CN116305865A (zh) * 2023-02-24 2023-06-23 西安交通大学 星载sar天线可展机构展开锁定功能可靠性分析方法及系统
CN117094071A (zh) * 2023-05-15 2023-11-21 上海宇航系统工程研究所 一种卫星sar天线动力学快速建模方法及系统

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110245438A (zh) * 2019-06-19 2019-09-17 中南大学 一种基于有限元的航空机轮振动分析方法
CN112016163A (zh) * 2020-09-07 2020-12-01 上海航天控制技术研究所 一种基于数据驱动的卫星帆板展开仿真模拟方法
CN116305865A (zh) * 2023-02-24 2023-06-23 西安交通大学 星载sar天线可展机构展开锁定功能可靠性分析方法及系统
CN117094071A (zh) * 2023-05-15 2023-11-21 上海宇航系统工程研究所 一种卫星sar天线动力学快速建模方法及系统

Non-Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
关键部件刚度对环形可展开天线频率影响研究;师甜;肖勇;于新战;;电子设计工程;20131120(第22期);第59-62页 *
大型可展开卫星天线的展开过程仿真研究;李洲洋;陈国定;王三民;肖勇;;机械设计与制造;20060728(第07期);第67-69页 *
弹载相控阵天线结构随机振动与疲劳分析;黄凯;沈石松;张发洋;娄霄;;制导与引信;20160630(第02期);第24-27页 *
星载环形天线柔性体约束特性分析;冯涛;肖勇;马小飞;王海琛;杨钊;;航天器工程;20200415(第02期);第36-45页 *
空间可展开天线结构的研究现状与展望;刘荣强;田大可;邓宗全;;机械设计;20100920(第09期);第1-7页 *
行波管模态分析与有限元模型修正;邱华荣;宋芳芳;莫海军;吕东亚;;机械设计与制造;20170408(第04期);第96-99页 *

Also Published As

Publication number Publication date
CN117688820A (zh) 2024-03-12

Similar Documents

Publication Publication Date Title
Nowakowski et al. Model order reduction in elastic multibody systems using the floating frame of reference formulation
Ibrahimbegovic et al. Energy conserving/decaying implicit time-stepping scheme for nonlinear dynamics of three-dimensional beams undergoing finite rotations
CN108038277B (zh) 一种航天器有限元模型的二次缩聚方法
CN105631090A (zh) 一种有限元模型优化装置及方法
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
CN107941441B (zh) 确定模拟在轨边界对航天器在轨动力学特性影响的方法
Svendsen et al. Resonant vibration control of rotating beams
CN105956348A (zh) 一种航天器动力学建模方法
CN111368466A (zh) 一种基于频响函数参数修正的机械振动预测方法
CN106446385A (zh) 一种索网反射面星载天线在轨振动分析方法
CN117688820B (zh) 一种卫星天线展开机构动力学仿真方法
Li et al. Hybrid approach for damage detection in flexible structures
Deng et al. An artificial spring component mode synthesis method for built-up structures
Finozzi et al. Parametric sub-structuring models of large space truss structures for structure/control co-design
Luo et al. Wave system fitting: a new method for force measurements in shock tunnels with long test duration
Chwalowski et al. Flutter prediction report in support of the high angle working group at the third aeroelastic prediction workshop
Stevens Digital twin for spacecraft concepts
Mohamed et al. A pose-based structural dynamic model updating method for serial modular robots
Song et al. Optimization analysis of microgravity experimental facility for the deployable structures based on force balance method
Mas-Colomer Aeroelastic similarity of a flight demonstrator via multidisciplinary optimization
Rahimi et al. The Ampair 600 wind turbine benchmark: results from the frequency based substructuring applied to the rotor assembly
JP3383282B2 (ja) ６自由度シミュレーション方法
CN112016163B (zh) 一种基于数据驱动的卫星帆板展开仿真模拟方法
McGowan et al. Development of an experimental space station model for structural dynamics research
Kozak et al. A method in model updating using Miscorrelation Index sensitivity

Legal Events

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