【摘 要】
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该论文旨在通过对航天器伸展动力学特性的研究,为中国航天器技术的发展进行一些有益的探索.该文首先将柔性伸展附件模化为变线密度的伸展悬臂梁,然后用拉格朗日方程推导出伸
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该论文旨在通过对航天器伸展动力学特性的研究,为中国航天器技术的发展进行一些有益的探索.该文首先将柔性伸展附件模化为变线密度的伸展悬臂梁,然后用拉格朗日方程推导出伸展动力学方程,分析研究柔性伸展附件的动力学特征,包括耦合特征、伪阻尼特征和结构的稳定性等,并从物理特性的角度进行深入的剖析.就形状函数系数与伸展速度对柔性伸展附件动力学特性的影响进行研究,利用贝塞尔函数的近似性质求得按匀速规律和按指数规律伸展时,伸展悬臂梁的动力学方程近似解.伸展附件和卫星本体姿态的耦合动力学是附件伸展动力学研究的另一个层次.该文从载体与被载系统的基本理论出发,建立了带变线密度柔性伸展附件的航天器动力学模型,推导出附件作伸展运动过程中航天器的姿态动力学方程,并研究了附件按匀速规律伸展和按指数规律伸展时,附件的伸展运动及弹性振动对航天器姿态的影响,得到了姿态角速度随附件长度变化的规律,而且作了相应的数值仿真.
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