基于多體分析試驗的桁架天線反射器展開動力學建模方法
【技術領域】
[0001] 本發(fā)明涉及一種基于多體分析試驗的桁架天線反射器展開動力學與控制方法，尤 其是涉及一種基于多體分析試驗的桁架天線反射器展開動力學建模方法，屬于航天器動力 學與控制技術領域。
【背景技術】
[0002] 星載柔性多體桁架式網(wǎng)狀天線主要由大、小伸展臂、反射器和焦面饋源陣組成，星 載大型桁架網(wǎng)狀天線展開包括大、小伸展臂展開和反射器展開，天線大、小伸展臂展開結束 后，才啟動反射器展開，反射器在卷簧作用下展開，同時安裝在天線上的兩個驅動電機同時 開始回收拉索（也稱驅動繩），當卷簧驅動力矩與阻力矩相等時不再加速，當阻力矩大于卷 簧驅動力矩時，反射器展開減速，很快停止，此后電機拖動桁架對角斜桿中拉索繼續(xù)驅動反 射器展開，直至天線反射器完全展開，因此卷簧與兩個驅動電機及拉索就是天線反射器的 驅動機構，由于反射器的構件包括反射網(wǎng)、索網(wǎng)、卷簧、拉索、帶有拉索滑輪的T型鉸、帶有 控制卷簧釋放速度的擒縱機構的同步鉸、由滑移鉸和到位鎖緊機構組成的斜桿鎖緊鉸、豎 桿、橫桿等，桁架桿件多于150個，鉸鏈多于90個，拉索、網(wǎng)索均數(shù)以千計，非常復雜，因此星 載柔性多體桁架式網(wǎng)狀天線反射器展開多體動力學仿真軟件復雜，計算量大，計算時間長。 星載柔性多體桁架式網(wǎng)狀天線的技術發(fā)展促進了柔性多體動力學與計算方法、軟件工程相 結合，形成了計算多體系統(tǒng)動力學新學科分支。
[0003] 在星載桁架式網(wǎng)狀天線設計時，為確保柔性多體桁架式網(wǎng)狀天線展開過程的安 全性，特別是大天線反射器展開過程中所有的桁架桿件、鉸鏈、拉索、網(wǎng)索均有足夠的應力 裕度，進行了柔性多體桁架式網(wǎng)狀天線結構設計研制所需的多體動力學仿真分析和大天線 大、小伸展臂、反射器展開試驗，但不能提供控制系統(tǒng)大天線展開模式反射器展開階段控制 器設計測試分析時所需的、星載桁架式網(wǎng)狀天線反射器展開過程簡化動力學模型，反射器 展開過程的成敗直接影響衛(wèi)星的成敗，控制系統(tǒng)設計測試仿真軟件實時性要求高，不允許 照搬反射器展開計算多體系統(tǒng)動力學的復雜模型，在控制系統(tǒng)設計測試仿真軟件中，反射 器展開過程中的數(shù)以千計的部件如何?；?，反射器的驅動力與驅動力矩如何模化，目前尚 未見有相關研究成果的論文和專利。

【發(fā)明內容】

[0004] 本發(fā)明的技術解決問題是：針對現(xiàn)有技術的不足，提供了一種基于多體分析試驗 的桁架天線反射器展開動力學建模方法，本發(fā)明通過將多于幾百的反射器部件，以鉸鏈為 核心構建幾十個等效質量單元，遵循無外力矩作用情況下整星（整個衛(wèi)星）角動量守恒原 理，堅持位置時間歷程等效、質量特性等效、受力情況等效的原則，利用多體動力學仿真軟 件的仿真分析結果，分析得到控制系統(tǒng)設計測試仿真用的簡化動力學模型及數(shù)據(jù)庫，解決 了跨學科跨衛(wèi)星分系統(tǒng)問題，同時本發(fā)明得到的簡化動力學模型不僅可用于控制系統(tǒng)設計 測試仿真，具有自校正能力，也可用于反射器展開過程故障分析與故障對策，既有創(chuàng)新性， 又有工程實際應用價值。
[0005] 本發(fā)明的技術解決方案是：
[0006] 基于多體分析試驗的桁架天線反射器展開動力學建模方法，包括步驟如下：
[0007] (1)對柔性多體桁架天線反射器進行展開試驗，測量展開試驗過程中反射器關鍵 測點的力、力矩和應力數(shù)據(jù)；
[0008] (2)利用桁架天線反射器各部件的特征模型構建多體動力學仿真軟件并進行關鍵 測點的力、力矩和應力數(shù)據(jù)仿真分析；
[0009] 其特征在于還包括步驟如下：
[0010] ⑶將關鍵測點的力、力矩和應力的多體動力學仿真分析結果與步驟⑴中展開 試驗的測試結果進行比對，若比對結果相對誤差超過所設定閾值范圍A，則對步驟（2)建立 的多體動力學仿真軟件進行優(yōu)化：復核多體動力學仿真軟件中的反射器各部件的結構設計 參數(shù)是否完整正確；
[0011] (4)若比對結果相對誤差在所設定閾值范圍A之內，則結合多體動力學仿真軟件 提供的不加輪控、不加光壓干擾力矩情況下衛(wèi)星姿態(tài)變化結果和反射器各部件質心的運動 軌跡，分析衛(wèi)星姿態(tài)變化物理過程的合理性，若不合理則對步驟（2)建立的多體動力學仿 真軟件進行優(yōu)化：復核多體動力學仿真軟件中的反射器各部件的結構設計參數(shù)是否完整正 確；所述合理性分析包括整星角動量是否符合整星角動量守恒，各部件質心的運動軌跡是 否符合多體動力學仿真設置的天線反射器正常展開或有展開故障的工況；
[0012] (5)將大量的反射器部件在不破壞桁架結構前提下，以反射器鉸鏈為核心與相鄰 的橫桿、豎桿、斜桿構建若干個等效質量單元，然后利用多體動力學仿真軟件計算得到等效 質量單元質心的位置時間歷程、速度時間歷程、加速度時間歷程與所受作用力矢量時間歷 程，再經(jīng)坐標變換進一步得到衛(wèi)星控制系統(tǒng)設計測試分析仿真軟件需要的慣量時變、受力 時變的簡化動力學模型及相應的數(shù)據(jù)庫；
[0013] 所述數(shù)據(jù)庫包括各等效質量單元在衛(wèi)星機械坐標系的位置時間歷程、整星質心在 衛(wèi)星機械坐標系的位置時間歷程、各等效質量單元相對衛(wèi)星機械坐標系的速度時間歷程、 各等效質量單元相對衛(wèi)星機械坐標系的加速度時間歷程、各等效質量單元作用于衛(wèi)星的反 作用力矢量時間歷程、各等效質量單元相對衛(wèi)星本體坐標系的反作用力矩矢量時間歷程、 各等效質量單元相對衛(wèi)星本體坐標系的轉動慣量時間歷程、各等效質量單元相對衛(wèi)星本體 坐標系的角動量矢量時間歷程、整星相對衛(wèi)星本體坐標系的轉動慣量時間歷程、各等效質 量單元相對衛(wèi)星本體坐標系的合成反作用力矩矢量時間歷程；
[0014] 所述的簡化動力學模型為：
[0015] 將多體動力學仿真軟件分析得到的各等效質量單元相對衛(wèi)星本體坐標系的合成 反作用力矩矢量時間歷程以及整星相對衛(wèi)星本體坐標系的轉動慣量時間歷程，分別替換原 有的動力學方程中的干擾力矩以及整星相對于其質心的慣量矩陣；姿態(tài)動力學方程式可以 采用控制系統(tǒng)設計測試分析仿真軟件中的姿態(tài)動力學方程式；
[0016] (6)若衛(wèi)星控制系統(tǒng)設計測試分析仿真軟件采用步驟（5)中的簡化模型和數(shù)據(jù)庫 進行不加輪控、不加光壓干擾力矩情況下仿真分析得到的三軸姿態(tài)角與三軸姿態(tài)角速度， 與多體動力學仿真軟件得到的三軸姿態(tài)角與三軸姿態(tài)角速度進行比對，相對誤差在所設定 閾值范圍B之內，則步驟（5)提供給控制系統(tǒng)設計測試仿真分析軟件的天線反射器展開過 程簡化模型和數(shù)據(jù)庫可滿足工程實際應用需求；
[0017] (7)若衛(wèi)星控制系統(tǒng)設計測試分析仿真軟件采用步驟（5)中得到的簡化模型和數(shù) 據(jù)庫進行不加輪控、不加光壓干擾力矩情況下仿真分析得到的三軸姿態(tài)角與三軸姿態(tài)角速 度，與多體動力學仿真軟件得到的三軸姿態(tài)角與三軸姿態(tài)角速度進行比對，相對誤差超過 所設定閾值范圍B，則進一步迭代復核提供給控制系統(tǒng)設計測試分析仿真軟件的簡化動力 學模型相應的數(shù)據(jù)庫是否正確。
[0018] 步驟（2)中各部件的特征模型至少包括反射器卷簧被動驅動機構模型、拉索滑輪 主動驅動機構模型、典型鉸鏈摩擦模型。
[0019] 步驟（3)和（4)中所設定閾值范圍A為±30%。
[0020] 步驟（6)和（7)中所設定閾值范圍B為±20%。
[0021] 步驟（5)中利用多體動力學仿真軟件采用龍格-庫塔法計算得到等效質量單元質 心的位置時間歷程、速度時間歷程、加速度時間歷程與所受作用力矢量時間歷程，多體動力 學仿真軟件的龍格-庫塔法采樣周期采用運動特征等效的逆向求解方法驗證選取是否合 理。
[0022] 龍格-庫塔法采樣周期采用運動特征等效的逆向求解方法驗證選取是否合理的
【具體實施方式】如下：通過等效質量單元質心的位置時間歷程與速度時間歷程已知一個采樣 周期的初始位置和終止位置與初始速度，可根據(jù)直線運動方程近似求得此時段位置等效的 等加速度，若逆向求得的此采樣周期等加速度與多體動力學仿真軟件龍格-庫塔法得到加 速度的誤差將小于20% (就保證了天線反射器展開位置等效的目的），采樣周期即可被認 定為選取合理。
[0023] 步驟（7)中復核的具體步驟如下：
[0024] (7a)檢驗步驟（5)數(shù)據(jù)庫中的十個時間歷程數(shù)據(jù)的符號正確性和數(shù)量級正確性；
[0025] (7b)根據(jù)多體動力學仿真軟件初始工況設置中的整星質量及各等效質量單元相 對衛(wèi)星本體坐標系的轉動慣量時間歷程，驗證步驟（5)得到的整星相對衛(wèi)星本體坐標系的 轉