宋新宇 戈新生

(北京信息科技大学机电工程学院，北京 100192)

引言

在挠性航天器动力学[1]的研究中，刚体模态表示挠性航天器系统整体的平移和转动；弹性模态表示挠性附件的结构振动.弹性模态为微小振动扰动，叠加在系统整体运动之上.在挠性航天器系统的运动中，由于挠性附件结构的柔性变形所引起的惯性作用将可能导致挠性航天器运动失稳.因此，探讨和研究挠性航天器系统的刚柔耦合作用问题是挠性航天器动力学研究的重点[2].在建立挠性航天器动力学模型时，可以用有限段法[3-4]、有限元法[5-6]、线性弹性理论及假设模态法[7]等方法，对太阳帆板等挠性结构的变形进行描述；挠性多体系统的模型可以用混合坐标法、运动--弹性动力学法和绝对节点坐标法[8]来描述；系统动力学方程可以用牛顿--欧拉法、拉格朗日法、凯恩方法、虚功原理等方法来建立.周志成等针对挠性组合航天器，采用假设模态法和有限元法描述柔性臂杆和太阳翼,通过动量守恒和拉格朗日方法推导了其动力学方程[9].缪炳琪等[10]采用模态综合法建立了挠性航天器的动力学方程.刘伦[11]采用哈密顿原理建立了典型挠性航天器的动力学方程，并提出了一种直接获取挠性航天器刚柔耦合模态的解析方法.袁秋凡等[12]针对小中心刚体--单侧大挠性结构的航天器提出了一种全局模态，并基于哈密顿原理推导了其动力学方程.朱孟萍等[13-14]利用凯恩方法和假设……