[发明专利]一种航天器太阳翼动力学快速建模方法及系统

说明书

技术领域

本发明涉及航天飞行器技术领域，特别涉及一种航天器太阳翼动力学快速建模方法及系统。

背景技术

目前，大部分可展开式的太阳翼均主要采用复合材料基板和板间铰链相互连接的结构形式，在航天器主动发射段，其被折叠收拢以压紧到航天器侧壁上，航天器入轨后其自动解锁展开，为航天器在轨工作提供动力，是每一个航天器必不可少的组成部分。作为航天器的一个大型柔性部件，太阳翼收拢状态与展开状态的动力学性能至关重要，直接影响航天器次级结构主动段错频设计、在轨展开后整星姿态控制与载荷问题，因此有必要对其进行动力学分析。以往对太阳翼进行动力学建模均采用手动方式完成，分析过程冗长，且迭代优化困难，难以加快太阳翼的设计周期。

目前没有发现同本发明类似技术的说明或报道，也尚未收集到国内外类似的资料。

发明内容

本发明针对现有技术存在的上述不足，提供了一种航天器太阳翼动力学快速建模方法。本发明通过以下技术方案实现：

一种航天器太阳翼动力学快速建模方法，包括步骤：

S1、确定太阳翼的参数，包括太阳翼设计参数、机构性能参数，输入UltraEdit文本编辑软件；

S2、以MATLAB程序为平台，调用UltraEdit文本编辑软件自动生成太阳翼有限元分析数值模型；

S3、利用MATLAB程序调用外部求解器对太阳翼有限元分析数值模型进行动力学分析；

S4、设定分析工况，并对太阳翼有限元分析数值模型进行多工况分析，多工况分析包括正弦振动响应分析、随机振动响应分析、冲击分析、非线性分析；

S5、根据分析结果数据绘制曲线；

S6、提取曲线的极值，判断是否满足设计要求，并进行迭代设计优化；

S7、若判断结果为是，则生成最终分析结果报告；若判断结果为否，则返回步骤S1重新确定太阳翼的参数。

较佳的，太阳翼设计参数包括太阳翼基板的长、宽、板数，连接架长、短边长、长边长，连接架截面宽、高和厚度，太阳翼收拢和展开板间距，太阳翼材料及面板厚度、蜂窝厚度，机构性能参数包括太阳翼的根部和板间铰链六个方向刚度参数、压紧释放机构刚度参数。

本发明提供的快速建模方法能够自动完成从有限元建模、分析、设计优化、到生成报告等一系列过程，能够快速、有效地对太阳翼进行动力学分析和迭代优化，极大地缩短了太阳翼研发周期。

本发明针对现有技术存在的上述不足，提供了一种航天器太阳翼动力学快速建模系统。本发明通过以下技术方案实现：

一种航天器太阳翼动力学快速建模系统，包括相互连接的：

MATLAB程序，用以作为航天器太阳翼动力学快速建模系统的平台；

参数输入模块，用以输入太阳翼的参数，参数包括太阳翼设计参数、机构性能参数；

生成基板模块，用以根据输入的参数自动生成太阳翼有限元分析数值模型；

工况选择模块，用以选择所需进行的多工况分析，多工况分析包括正弦振动响应分析、随机振动响应分析、冲击分析、非线性分析；

计算模块，根据所选择的多工况分析对太阳翼有限元分析数值模型进行多工况分析；

后处理模块，根据计算模块的多工况分析结果数据绘制曲线，并提取曲线极值；

生成报告模块，用以根据计算模块和后处理模块的处理结果生成最终分析结果报告。

较佳的，太阳翼设计参数包括太阳翼基板的长、宽、板数，连接架长、短边长、长边长，连接架截面宽、高和厚度，太阳翼收拢和展开板间距，太阳翼材料及面板厚度、蜂窝厚度，机构性能参数包括太阳翼的根部和板间铰链六个方向刚度参数、压紧释放机构刚度参数。

本发明提供的快速建模系统能够自动完成从有限元建模、分析、设计优化、到生成报告等一系列过程，能够快速、有效地对太阳翼进行动力学分析和迭代优化，极大地缩短了太阳翼研发周期。

附图说明

图1所示的是本发明实施例提供的航天器太阳翼动力学快速建模方法的流程图；

图2所示的是本发明实施例提供的航天器太阳翼动力学快速建模系统的结构示意图；

图3-5所示的分别是本发明实施例提供的飞行器太阳翼展开状态的正视图、俯视图、右视图；

图6-8所示的分别是本发明实施例提供的飞行器太阳翼收拢状态的正视图、俯视图、右视图。

具体实施方式