[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

说明书

本发明公开了一种厚型板模态振动对卫星飞行姿态影响的求解方法，属于力学振动技术领域，该方法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。本发明考虑了厚型板的模态振动与超薄型板的区别，进而在求解如何影响卫星飞行的姿态角及姿态角速度时产生了不同的结果。

技术领域

本发明涉及力学振动领域，特别是一种厚型板模态振动对卫星飞行姿态影响的求解方法。

背景技术

随着航天事业的不断发展，人造卫星结构变得越来越复杂和精密，为了不提高重量而影响发射升空难度，大多数附件一般采用密度小而挠度大的材料，太阳能帆板就是代表性的一类附件。

大挠性材料往往会产生振幅很大的振动，这样的振动将会影响到卫星的整体平衡，而平动耦合系数矩阵以及转动耦合系数矩阵就是表征太阳能帆板的运动对卫星飞行姿态的影响的重要参数。这两个系数矩阵由卫星系统的平动及转动运动方程中的一部分参量合并得到。

现有的大多数研究都是取厚度远小于长度和宽度的超薄型太阳能帆板进行研究，而厚型板的模态振动与超薄型板并不一样，对卫星飞行姿态所产生的影响也不一样。忽略厚度对板的模态振动所产生的影响将会导致很严重的后果。

发明内容

本发明的目的在于提供一种厚型板模态振动对卫星飞行姿态影响的求解方法，准确化太阳能帆板对卫星飞行姿态的影响。

实现本发明目的的技术方案为：一种厚型板模态振动对卫星飞行姿态影响的求解方法，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。

与现有技术相比，本发明的有益效果为：本发明考虑了厚型板的模态振动与超薄型板的区别，进而在求解如何影响卫星飞行的姿态角及姿态角速度时产生了不同的结果。

附图说明

图1是板模型的ANSYS网格划分图。

图2、图3、图4、图5、图6、图7分别是板模型的前六阶振型图。

图8、图9分别是厚型板的第三阶振型下，卫星飞行姿态角和姿态角速度随时间变化的函数图。

图10、图11分别是厚型板的第六阶振型下，卫星飞行姿态角和姿态角速度随时间变化的函数图。

具体实施方式

现有的对卫星太阳能帆板的分析大多都是选取超薄型板来进行建模，而对厚型板的研究相对较少，但是其产生的振动与超薄型板的振动是不同的，对卫星的飞行姿态的影响也是不同的。

本发明的提出一种厚型板模态振动对卫星飞行姿态影响的求解方法，运用力学有限元分析软件ANSYS对厚型板进行模态分析，然后求得它的耦合系数矩阵，代入卫星飞行姿态方程里，可解得模态振动下，姿态角和姿态角速度随时间的变化函数图，本发明考虑了增加板的厚度引起的模态振型的变化。该方法具体步骤如下：

(1)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；

(2)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；

(3)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，由于厚型板的振动具有周期性，因此可以得到卫星姿态角和姿态角速度随时间变化的函数图像。