[发明专利]厚型板模态振动对卫星飞行姿态影响的求解方法

权利要求书

1.一种厚型板模态振动对卫星飞行姿态影响的求解方法，其特征在于，运用力学有限元分析软件ANSYS对厚型板进行模态分析；求取耦合系数矩阵，代入卫星飞行姿态方程，解得模态振动下，姿态角和姿态角速度随时间的变化函数图。

2.根据权利要求1所述的厚型板模态振动对卫星飞行姿态影响的求解方法，其特征在于，运用力学有限元分析软件ANSYS对厚型板进行模态分析，具体为：设定厚型板模型的尺寸，运用ANSYS建模并进行模态分析，得到厚型板的前六阶固有振型。

3.根据权利要求1所述的厚型板模态振动对卫星飞行姿态影响的求解方法，其特征在于，求取耦合系数矩阵的具体过程为：

运用APDL参数化语言编程，根据厚型板与卫星中心主体的平动耦合系数矩阵及转动耦合系数矩阵所需要的各个参数，从模态分析过程中扩展模态后的结果文件中读取出这些参数，进而求得两个耦合系数矩阵。

4.根据权利要求1所述的厚型板模态振动对卫星飞行姿态影响的求解方法，其特征在于，姿态角和姿态角速度随时间的变化函数图的求解过程为：

将两个耦合系数矩阵代入由平动方程、转动方程以及厚型板的振动方程组成的卫星飞行姿态方程，得到厚型板与超薄型板有所不同的平面内摆动弯曲振型和沿长度方向的伸缩振型对卫星飞行的姿态角和姿态角速度的影响，即卫星姿态角和姿态角速度随时间变化的函数图像。