航天器撓性附件動力學(xué)的若干基礎(chǔ)問題研究.pdf

1、撓性多體系統(tǒng)動力學(xué)建模一直以來都是航天領(lǐng)域研究的重要課題，本文針對撓性多體系統(tǒng)，建立了帶有一個撓性帆板的航天器動力學(xué)模型并在此基礎(chǔ)上研究了太陽能帆板振動對航天器姿態(tài)的影響。同時研究了伸展懸臂梁的動力學(xué)特性.主要的研究內(nèi)容分為以下幾個方面：
　　1.將撓性多體系統(tǒng)進(jìn)行離散，應(yīng)用牛頓第二定律，角動量定律和拉格朗日方程建立帶一個撓性體航天器的平動，轉(zhuǎn)動動力學(xué)方程以及撓性附件的振動方程。
　　2.應(yīng)用模態(tài)坐標(biāo)法將航天器的平動，轉(zhuǎn)動動

2、力學(xué)方程以及撓性附件的振動方程按撓性附件的模態(tài)坐標(biāo)展開。建立模態(tài)坐標(biāo)系下航天器的動力學(xué)模型，并將之推廣到帶有N個撓性附件，帶有結(jié)構(gòu)阻尼等情況。
　　3.利用有限元方法獲得上面動力學(xué)方程中的多體系統(tǒng)的耦合系數(shù)，并推導(dǎo)了某種構(gòu)型下航天器的坐標(biāo)系轉(zhuǎn)換矩陣。
　　4.研究撓性多體航天器的動力學(xué)特性，并分析太陽能帆板振動對航天器姿態(tài)飛行的影響。
　　5.考慮到大變形的影響，研究伸展撓性附件系統(tǒng)的在伸展過程的動力學(xué)特性。求解了線性