柔性充氣囊體結(jié)構(gòu)的動力學(xué)響應(yīng)和姿態(tài)分析

徐 彥,王偉東,王琿瑋,王培棟

(1.浙江大學(xué) 航空航天學(xué)院,浙江 杭州 310027; 2.試驗(yàn)物理與計(jì)算數(shù)學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100076;3.北京航天長征飛行器研究所,北京 100076)

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柔性充氣囊體結(jié)構(gòu)的動力學(xué)響應(yīng)和姿態(tài)分析

徐 彥1,王偉東2， 3,王琿瑋1,王培棟1

(1.浙江大學(xué) 航空航天學(xué)院,浙江 杭州 310027; 2.試驗(yàn)物理與計(jì)算數(shù)學(xué)國家重點(diǎn)實(shí)驗(yàn)室,北京 100076;3.北京航天長征飛行器研究所,北京 100076)

對主體結(jié)構(gòu)為柔性充氣囊體的某飛行器動力學(xué)響應(yīng)和飛行姿態(tài)特性進(jìn)行了研究。針對球錐外形的柔性充氣囊體結(jié)構(gòu)，建立參數(shù)化模型，基于ANSYS軟件進(jìn)行柔性充氣囊體靜力和動力學(xué)響應(yīng)分析。在靜力分析中用慣性釋放法模擬完全無約束的結(jié)構(gòu)，得到控制力作用下的變形、應(yīng)力和質(zhì)量參數(shù)變化。在動力學(xué)響應(yīng)分析中用完全法分析了充氣囊體結(jié)構(gòu)在控制力作用下的瞬態(tài)動力響應(yīng)，得到由大幅剛體位移和小幅彈性振動組成的結(jié)構(gòu)位移響應(yīng)。建立了充氣囊體的姿態(tài)運(yùn)動方程，基于MATLAB自編程序，研究了控制力作用下充氣囊體的姿態(tài)動力學(xué)特性，分別分析了不考慮彈性變形和考慮彈性變形兩種情況的柔性充氣囊體姿態(tài)特性。結(jié)果表明：在控制力作用下充氣囊體的彈性變形不大，繞初始平衡狀態(tài)發(fā)生大幅的剛體位移；控制力產(chǎn)生的彈性變形對充氣囊體的姿態(tài)動力學(xué)特性影響較大，姿態(tài)分析中需考慮彈性變形引起的質(zhì)量參數(shù)變化。

柔性充氣囊體； 參數(shù)建模； 有限元法； 慣性釋放； 彈性變形； 控制力/力矩； 動力學(xué)響應(yīng)； 姿態(tài)特性

0 引言

某型飛行器主體結(jié)構(gòu)為柔性充氣囊體，在臨近空間無動力飛行。囊體由柔性薄膜構(gòu)成，折疊包裝后搭載其它飛行器到達(dá)預(yù)定高度，然后充氣展開形成囊體。該型飛行器具有質(zhì)量輕、可折疊等優(yōu)點(diǎn)，但動力學(xué)響應(yīng)和姿態(tài)特性有待研究。

充氣囊體結(jié)構(gòu)還很少作為飛行器主體結(jié)構(gòu)，主要用于構(gòu)建高空飛艇等，而關(guān)于充氣翼體的研究較多[1-4]。與其它剛性材料組成的結(jié)構(gòu)系統(tǒng)相比，由于薄膜材料這一特殊柔性體，充氣囊體結(jié)構(gòu)的力學(xué)性能研究難度更大。此外，之前的研究多局限于充氣囊體的應(yīng)力和變形分析，對充氣囊體在不同外荷載條件下力傳遞模型的研究較少[5-6]。柔性充氣結(jié)構(gòu)在展開過程和在軌工作時(shí)動力響應(yīng)大，目前針對充氣囊體結(jié)構(gòu)在控制力/力矩作用下的動力學(xué)響應(yīng)和姿態(tài)特性研究還很少，主要集中在對充氣展開天線囊體的模態(tài)分析[7]。文獻(xiàn)[8]分析了三根充氣直管和圓環(huán)管組成的結(jié)構(gòu)動力響應(yīng)。文獻(xiàn)[9]通過實(shí)驗(yàn)和有限元模擬分析充氣直管的動力響應(yīng)。文獻(xiàn)[10]對5 m充氣天線包括圓形反射器和圓環(huán)管的動力學(xué)特性進(jìn)行分析和測量。文獻(xiàn)[11]綜述了NASA的Langley，Marshall，Goddard三個(gè)實(shí)驗(yàn)室完成的充氣薄膜結(jié)構(gòu)動力學(xué)響應(yīng)測試實(shí)驗(yàn)。如前所述，自由飛行狀態(tài)的柔性充氣飛行器的動力學(xué)響應(yīng)和姿態(tài)動力學(xué)特性很少被研究，但漂浮基航天器的姿態(tài)-振動剛?cè)狁詈蟿恿W(xué)研究獲得了較多成果[12-16]。本文基于柔性充氣囊體的參數(shù)化模型，研究了自由飛行狀態(tài)的柔性充氣飛行器在控制力作用下靜力、動力學(xué)響應(yīng)，以獲得力的傳遞路徑和質(zhì)量參數(shù)變化，進(jìn)而分析了充氣囊體在無動力飛行時(shí)的姿態(tài)特性，研究了彈性變形對柔性充氣囊體飛行姿態(tài)的影響機(jī)理。

1 柔性充氣囊體參數(shù)化建模

采用ANSYS軟件的APDL語言，建立充氣囊體的參數(shù)化幾何模型，進(jìn)行自動的網(wǎng)格劃分與控制、材料定義、載荷和邊界條件定義、控制分析和求解及后處理，實(shí)現(xiàn)充氣囊體的力傳遞分析。

充氣囊體由兩個(gè)球冠殼和一個(gè)錐殼組成。根據(jù)輸入的幾何參數(shù)，可生成幾何模型。整體坐標(biāo)系原點(diǎn)在頭部，x軸沿錐殼中心軸并指向尾部。為更好地施加控制力，錐殼曲面在布置控制器的截面上分為兩部分。

建立充氣囊體的參數(shù)化數(shù)值模型，輸入?yún)?shù)為：錐殼高度H=1 70010-3m；球殼底半徑R1=10010-3m；大底半徑R2=29010-3m；控制器所在截面的半徑R3=15010-3m；球殼彈性模量E1=3.45109Pa；球殼泊松比(PR1)0.3；球殼密度(DENS1)1.45103kg/m3；球殼厚度T1=5010-6m；錐殼彈性模量E2=3.45109Pa；錐殼泊松比(PR2)0.3；錐殼密度(DENS2)1.45103kg/m3；錐殼厚度T2=5010-6m；內(nèi)外氣壓差(infl)10 000 Pa。

采用四邊形殼單元shell 181對幾何模型進(jìn)行網(wǎng)格劃分，生成有限元模型如圖1所示。網(wǎng)格生成過程中，注意球殼和錐殼的材料參數(shù)不同。有限元模型共有單元2 338個(gè)，節(jié)點(diǎn)1 171個(gè)。

2 自由狀態(tài)囊體靜力分析

2.1 慣性釋放方法

通常進(jìn)行線性靜力分析時(shí)需保證結(jié)構(gòu)無剛體位移，否則求解器不能計(jì)算。若需分析充氣囊體結(jié)構(gòu)在飛行時(shí)的變形和應(yīng)力分布，則可采用慣性釋放方法，在結(jié)構(gòu)上施加一個(gè)虛假的約束反力以保證結(jié)構(gòu)上合力的平衡。

慣性釋放是ANSYS軟件中的一個(gè)高級應(yīng)用，允許對完全無約束的結(jié)構(gòu)進(jìn)行靜力分析。當(dāng)結(jié)構(gòu)上承受一系列載荷作用時(shí)，ANSYS提供的慣性釋放的功能可計(jì)算結(jié)構(gòu)與承受載荷平衡所需的加速度，此時(shí)結(jié)構(gòu)上的位移約束只能約束剛體運(yùn)動，且計(jì)算得到約束點(diǎn)上的反力應(yīng)為零。

通過對三維結(jié)構(gòu)進(jìn)行慣性釋放分析，在不施加任何荷載時(shí)可求得結(jié)構(gòu)的質(zhì)量、重心和慣性矩，在外荷載作用下可分析得到外荷載傳遞到質(zhì)心的合力和合力矩，另還可獲得外荷載作用下結(jié)構(gòu)中所有節(jié)點(diǎn)相對虛擬支座的相對運(yùn)動、平移加速度和轉(zhuǎn)動加速度，亦能求出結(jié)構(gòu)彈性變形的應(yīng)力和應(yīng)變。

2.2 控制力下靜力分析

為進(jìn)行慣性釋放，選擇機(jī)頭節(jié)點(diǎn)(即坐標(biāo)原點(diǎn))作為虛支座節(jié)點(diǎn)，固結(jié)其6個(gè)自由度。慣性釋放分析中，約束的自由度數(shù)必須為6，不能多，也不能少。其它節(jié)點(diǎn)的所有自由度則都是自由的。

先在充氣囊體上施加內(nèi)外氣壓差，進(jìn)行靜力分析，得到充氣氣壓作用下的充氣囊體變形及應(yīng)力分布分別如圖2、3所示。分析時(shí)，幾何非線性選項(xiàng)關(guān)閉，剛度硬化開關(guān)打開。

由分析結(jié)果可知：充氣囊體最大的節(jié)點(diǎn)位移發(fā)生在尾部球殼的頂點(diǎn)，為0.006 4 m；第一主應(yīng)力的最大值在錐殼底部，約59.3 MPa；最小的第二主應(yīng)力在虛支座節(jié)點(diǎn)附近，約5.3 MPa。

另由分析還可得：充氣囊體質(zhì)量0.189 kg；質(zhì)心坐標(biāo)(1.206 7，-0.248 8010-4，-0.170 4210-5) m；慣性矩Ix=0.896 90×10-2kg·m2，Iy=0.634 22×10-1kg·m2，Iz=0.634 20 ×10-1kg·m2；慣性積Ixy=-0.605 4610-6kg·m2，Iyz=0.154 29×10-6kg·m2，Ixz=0.390 7210-5kg·m2。由此可見充氣囊體在內(nèi)壓作用下仍保持軸對稱外形，可不考慮慣性積。

在內(nèi)壓作用下的靜力分析基礎(chǔ)上，對控制器所在的關(guān)鍵點(diǎn)施加y軸正向的控制力，如圖4所示，進(jìn)行控制力作用下的靜力分析。

分別分析充氣囊體在控制力-0.5，0.5 N作用下的靜變形。結(jié)果發(fā)現(xiàn)：在控制力作用點(diǎn)附近基本無突出彈性變形，作用點(diǎn)處的y軸正向位移小于0.001 m。在控制力0.5 N的作用下，充氣囊體發(fā)生彈性變形后的質(zhì)量參數(shù)為：質(zhì)量0. 189 kg；質(zhì)心坐標(biāo)(1.202 8，0.987 54×10-2，-0.175 69×10-1) m；Ix=0.944 18×10-2kg·m2，Iy=0.648 99×10-1kg·m2，Iz=0.649 21×10-1kg·m2；Ixy=0.942 46×10-3kg·m2，Iyz=-0.361 21×10-4kg·m2，Ixz=0.790 43×10-7kg·m2。

3 控制力作用下瞬態(tài)動力響應(yīng)分析

為進(jìn)一步分析充氣囊體在控制力和力矩作用下的力傳遞和姿態(tài)，有必要進(jìn)行瞬態(tài)動力學(xué)分析。充氣囊體的瞬態(tài)動力學(xué)分析采用完全法。在瞬態(tài)動力學(xué)分析中，可對完全無約束的結(jié)構(gòu)進(jìn)行分析，不必采用慣性釋放法。

充氣內(nèi)壓的施加雖然是靜力分析，但也可在分析開始后很短的一段時(shí)間內(nèi)按瞬態(tài)分析進(jìn)行。設(shè)定其為第一個(gè)荷載步，此荷載步必須關(guān)閉時(shí)間積分效應(yīng)，同時(shí)打開大變形開關(guān)，將充氣氣壓定義為階躍荷載，施加的充氣氣壓10 kPa，得到充氣氣壓作用下充氣囊體變形及應(yīng)力分布分別如圖5、6所示。

綜合瞬態(tài)分析結(jié)果和靜力分析結(jié)果可知：充氣后的變形情況有所不同，而主應(yīng)力分布情況基本一致。分析其原因，靜力分析得到的位移為結(jié)構(gòu)上所有節(jié)點(diǎn)相對虛支座節(jié)點(diǎn)的位移，而瞬態(tài)分析得到的是所有節(jié)點(diǎn)相對整體坐標(biāo)系的瞬態(tài)位移響應(yīng)。兩者的位移、應(yīng)力、應(yīng)變響應(yīng)應(yīng)該是一致的，只是位移響應(yīng)的顯示值不一致。

之后進(jìn)行控制力作用下瞬態(tài)動力學(xué)分析。控制力沿整體坐標(biāo)系y軸負(fù)向，大小為0.5 N；控制力施加0.5 s后反向作用，即為y軸正向；在1.5 s時(shí)再次調(diào)整控制力方向?yàn)閥軸負(fù)向，直到2.5 s取消控制力；其后做有阻尼的自由運(yùn)動，至3.5 s分析結(jié)束。通過瞬態(tài)分析，可得控制力作用下各時(shí)刻的構(gòu)型、位移云圖和主應(yīng)力分布等。

在時(shí)間0～3.5 s內(nèi)，充氣囊體左端部節(jié)點(diǎn)的三向位移時(shí)程曲線如圖7所示。由圖7可知：該節(jié)點(diǎn)主要的位移為y向位移，位移幅值 [-0.815，1.157] m；x向位移的變化幅值[-0.128，0.059] m；z向位移變化較小。

時(shí)刻3.5 s瞬態(tài)位移響應(yīng)如圖8(a)所示。其中：虛線網(wǎng)格表示變形前的構(gòu)型；藍(lán)色實(shí)線網(wǎng)格表示變形后的構(gòu)型。由瞬態(tài)分析結(jié)果可知：充氣囊體在控制力作用下發(fā)生大幅的剛體位移，以在初始平衡狀態(tài)兩側(cè)大幅擺動為主；在控制力消除后，充氣囊體的運(yùn)動仍不能停止，也不能回到初始平衡狀態(tài)。瞬態(tài)分析所得時(shí)刻3.5 s主應(yīng)力分布如圖8(b)所示。與圖6相比，兩者基本完全一致。由此可見，瞬態(tài)分析得到的應(yīng)力響應(yīng)不隨時(shí)間變化，充氣囊體在控制力作用下未發(fā)生明顯的彈性變形。

4 充氣囊體結(jié)構(gòu)姿態(tài)分析

4.1 充氣囊體姿態(tài)運(yùn)動方程

在外力作用下的運(yùn)動規(guī)律一般可用運(yùn)動方程描述，即用微分方程描述飛行器的運(yùn)動和狀態(tài)參數(shù)隨時(shí)間的變化規(guī)律。飛行器的運(yùn)動方程通常包括動力學(xué)方程和運(yùn)動學(xué)方程。作為剛體在空中的運(yùn)動，飛行器一般有六個(gè)自由度，相應(yīng)的有動力學(xué)方程6個(gè)和運(yùn)動學(xué)方程6個(gè)[17]。本文作如下假設(shè)：飛行器為剛體且質(zhì)量為常數(shù)；地面坐標(biāo)軸系為慣性坐標(biāo)系；忽略地球曲率，即采用“平板地球假設(shè)”；重力加速度不隨飛行高度而變。

姿態(tài)分析中的坐標(biāo)系定義如下。

a)地面坐標(biāo)系Og-XgYgZg：在地面上選一點(diǎn)Og，使OgXg軸在水平面內(nèi)并指向某一方向；OgZg軸垂直于地面并指向地心；OgYg軸在水平面內(nèi)并垂直于OgXg軸，其指向按右手定則確定。

b)機(jī)體坐標(biāo)系Ob-XbYbZb：坐標(biāo)系與飛行器固連，原點(diǎn)Ob為飛行器質(zhì)心；ObXb軸在飛行器對稱平面內(nèi)并平行于飛行器的設(shè)計(jì)軸線，指向機(jī)頭；ObYb軸垂直于飛行器的對稱平面指向機(jī)身右方；ObZb軸在飛行器對稱面內(nèi)，與ObXb軸垂直并指向機(jī)身下方。

4.1.1 運(yùn)動學(xué)方程

為確定飛行器在空間的飛行軌跡，需建立飛行器質(zhì)心的運(yùn)動學(xué)方程

(1)

飛行器在空間的姿態(tài)可用Ob-XbYbZb系相對Og-XgYgZg系的三個(gè)歐拉角表示。飛行過程中歐拉姿態(tài)角將隨時(shí)間變化，故其變化規(guī)律與飛行器的旋轉(zhuǎn)角速度密切相關(guān)。確定它們間的相互關(guān)系，可得描述飛行器姿態(tài)變化規(guī)律的方程(即繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的運(yùn)動學(xué)方程)為

(2)

式中：(p,q,r)為機(jī)體坐標(biāo)軸系的三個(gè)角速度分量，分別為滾轉(zhuǎn)角速度、俯仰角速度和偏航角速度。

4.1.2 動力學(xué)方程

Ob-XbYbZb系中飛行器質(zhì)心動力學(xué)方程的標(biāo)量形式為

(3)

式中：T為發(fā)動機(jī)推力；D，C，E為空氣動力分量；m為飛行器質(zhì)量；g為重力加速度。

飛行器繞質(zhì)心轉(zhuǎn)動的動力學(xué)方程可表示為

(4)

式中：Ix，Iy，Iz分別為飛行器對ObXb、ObYb、ObZb軸的慣性矩；Ixy，Iyz，Ixz分別為ObXb與ObYb軸、ObYb與ObZb軸和ObZb與ObXb軸的慣性積；L，M，N為作用于飛行器的外力對原點(diǎn)的合力矩分量。

4.2 不考慮彈性變形姿態(tài)分析

用上述柔性充氣囊體姿態(tài)分析方法，對控制力作用下充氣囊體的姿態(tài)動力學(xué)特性進(jìn)行分析。不考慮控制力作用下充氣囊體的彈性變形，即將充氣囊體視為剛體。由充氣囊體靜力分析可得其充氣后的質(zhì)量參數(shù)。注意：靜力分析中定義的坐標(biāo)系與姿態(tài)動力學(xué)分析中定義的坐標(biāo)系的不同，故姿態(tài)動力學(xué)分析中需要的質(zhì)量、質(zhì)心、慣性矩和慣性積為：質(zhì)量0.189 kg；質(zhì)心坐標(biāo)(1.207 0，0.170 4210-5，0.248 8010-4) m；Ix=0.896 9010-2kg·m2，Iy=0.634 2010-1kg·m2，Iz=0.634 2210-1kg·m2；Ixy=0.390 7210-5kg·m2，Iyz=0.154 2910-6kg·m2，Ixz=-0.605 4610-6kg·m2。

設(shè)柔性充氣囊體初始速度分量(10，0，0.5) m/s，俯仰角-10°，控制力沿Ob-XbYbZb系ObZb軸正向，大小0.5 N；控制力施加0.5 s后反向作用，即為ObZb軸負(fù)向；1.5 s時(shí)再次調(diào)整控制力方向?yàn)镺bZb軸正向。通過姿態(tài)分析，可獲得各運(yùn)動參數(shù)。

速度分量u，v，w的仿真結(jié)果如圖9所示。

角速度分量p，q，r的仿真結(jié)果如圖10所示。

姿態(tài)角θ，ψ，φ隨時(shí)間變化的仿真結(jié)果如圖11所示。

Og-XgYgZg系中充氣囊體的速度分量u′，v′，w′的仿真結(jié)果如圖12所示。

4.3 考慮彈性變形的姿態(tài)分析

考慮控制力作用下充氣囊體的彈性變形，即將充氣囊體視為彈性體。由結(jié)構(gòu)響應(yīng)分析結(jié)果可知：不同時(shí)刻在控制力作用下，充氣囊體彈性變形后質(zhì)量參數(shù)也發(fā)生變化。同樣設(shè)柔性充氣囊體初始速度(10，0，0.5) m/s，俯仰角-10°，控制力沿Ob-XbYbZb系ObZb軸正向，大小0.5 N；控制力施加0.5 s后反向作用，即為ObZb軸負(fù)向；1.5 s時(shí)再次調(diào)整控制力方向?yàn)镺bZb軸正向。通過姿態(tài)分析，可獲得各運(yùn)動參數(shù)。

速度分量u，v，w的仿真結(jié)果如圖13所示。

角速度分量p，q，r的仿真結(jié)果如圖14所示。

姿態(tài)角θ，ψ，φ隨時(shí)間變化的仿真結(jié)果如圖15所示。

Og-XgYgZg系中充氣囊體速度分量u′，v′，w′的仿真結(jié)果如圖16所示。

比較考慮彈性變形和不考慮彈性的姿態(tài)分析結(jié)果可知：前者出現(xiàn)了繞x軸和繞z軸的角速度分量，導(dǎo)致偏航角和滾轉(zhuǎn)角兩個(gè)姿態(tài)角的變化幅度較大；同時(shí)出現(xiàn)了沿y軸正向的速度分量；充氣囊體對稱平面內(nèi)的運(yùn)動參數(shù)基本一致。分析出現(xiàn)這種現(xiàn)象的原因，主要是控制力作用下充氣囊體發(fā)生彈性變形，使充氣囊體不再是軸對稱結(jié)構(gòu)，質(zhì)量參數(shù)發(fā)生變化，控制力傳遞至質(zhì)心后不僅產(chǎn)生z軸向的力和繞y軸的力矩，而且形成了其它的力和力矩分量。由分析結(jié)果可知：控制力產(chǎn)生的彈性變形對充氣囊體的姿態(tài)動力學(xué)影響較大，在姿態(tài)分析中充氣囊體不能等效為剛體，而需考慮彈性變形引起的質(zhì)量參數(shù)變化。

5 結(jié)論

本文采用充氣囊體作為飛行器的主體結(jié)構(gòu)，創(chuàng)新性地研究了自由飛行狀態(tài)柔性充氣囊體的動力學(xué)響應(yīng)和姿態(tài)動力學(xué)特性，為柔性充氣飛行器的結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)提供了技術(shù)支撐。研究獲得以下結(jié)論：充氣囊體在-0.5，0.5 N控制力作用下未發(fā)生突出彈性變形，但結(jié)構(gòu)質(zhì)量參數(shù)發(fā)生變化；瞬態(tài)動力學(xué)響應(yīng)分析表明充氣囊體在控制力作用下發(fā)生大幅的剛體位移，以在初始平衡狀態(tài)兩側(cè)大幅擺動為主，瞬態(tài)分析得到的應(yīng)力響應(yīng)不隨時(shí)間變化；控制力產(chǎn)生的彈性變形對充氣囊體的姿態(tài)動力學(xué)影響較大，在姿態(tài)分析中充氣囊體不能等效為剛體，而需考慮彈性變形引起的質(zhì)量參數(shù)變化。后續(xù)將開展充氣囊體結(jié)構(gòu)的姿態(tài)-振動耦合力學(xué)建模和仿真研究。對施加的控制力和力矩設(shè)計(jì)，可通過動力屈曲問題研究確定充氣囊體結(jié)構(gòu)的臨界控制力和力矩。

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Dynamic Response and Attitude Analysis for Flexible Inflatable Capsule Structures

XU Yan1, WANG Wei-dong2,3, WANG Hui-wei1, WANG Pei-dong1

(1. School of Aeronautics and Astronautics, Zhejiang University, Hangzhou 310027, Zhejiang, China;2. Key Laboratory of Test Physics & Numerical Mathematical, Beijing 100076, China;3. Beijing Institute of Space Long March Vehicle, Beijing 100076, China)

The dynamic response and flight attitude characteristics of some aerospace aircraft with the main body of flexible inflatable capsule structure were studied in this paper. The shape of flexible inflatable capsule structures was a conical shell and the parameterized model had been set up. Based on ANSYS software, static and dynamic response of the structures were analyzed. Using the inertial release method in the static analysis, the unconstrained structures were simulated. The deformation, stress and the change of quality parameters were obtained while subjected to the control forces. Using the complete method, the transient dynamic responses of flexible inflatable capsule structure were analyzed. The structural responses composed of rigid body displacement and elastic vibration were obtained. The motion equations of the flexible inflatable capsule’s attitude were established. Based on a MATLAB self-compiled program, attitude characteristics of the capsule structures were studied. The attitude characteristics considering elastic deformation or not were analyzed respectively. Results showed that elastic deformation of flexible inflatable capsule structure under the control forces was not large, and the transient dynamic responses were mainly composed of the rigid body displacement around the initial equilibrium state. The elastic deformation caused by control forces had great influence to the attitude characteristics of the aircraft. The changes of quality parameters with the elastic deformations needed to be considered during the attitude analysis of this type of aircrafts.

flexible inflatable capsule structure; parameterized model; finite element method; inertial release method; elastic deformation; control force/moment; dynamic response; attitude characteristics

1006-1630(2017)02-0169-08

2017-01-24；

2017-03-31

國家自然科學(xué)基金資助(11402229)；浙江省自然科學(xué)基金資助(LQ14A020003)

徐 彥(1982—)，男，副教授，博士生導(dǎo)師，主要從事航天器結(jié)構(gòu)/機(jī)構(gòu)和展開式天線結(jié)構(gòu)設(shè)計(jì)。

V47

A

10.19328/j.cnki.1006-1630.2017.02.019