撓性航天器剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)建模與仿真研究.pdf

1、隨著航天技術(shù)的發(fā)展，現(xiàn)代航天器通常都帶有大型撓性附件，使得撓性航天器剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)得以快速發(fā)展。彈性變形和剛體運(yùn)動的耦合效應(yīng)是剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)的核心特征。兩種運(yùn)動的耦合作用，導(dǎo)致航天器的動力學(xué)行為非常復(fù)雜。因此，研究撓性航天器剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)具有重要的意義。
　　本文推導(dǎo)了線彈性體和非線性彈性體的Hamilton原理，并以懸臂梁和非線性懸臂梁為例進(jìn)行了仿真分析。推導(dǎo)了剛體動力學(xué)的Hamilton原理，并對加載激勵力矩后的剛體姿態(tài)角的變

2、化進(jìn)行了仿真分析。建立了剛—線彈性耦合動力學(xué)的Hamilton原理。通過推導(dǎo)剛—線彈性耦合動力學(xué)Hamilton原理的駐值條件，建立了剛—線彈性耦合動力學(xué)模型。將航天器主體簡化為中心剛體，太陽能帆板簡化為懸臂Eular-Bernoulli梁，對其振動響應(yīng)特性進(jìn)行了仿真分析。建立了剛—非線性彈性耦合動力學(xué)的Hamilton原理。通過推導(dǎo)剛—非線性彈性耦合動力學(xué)的Hamilton原理的駐值條件，建立了剛—非線性彈性耦合動力學(xué)模型，揭示了剛—