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摘要
空间柔性结构受太阳热流冲击而诱发的振动是导致航天器失效的典型模式之一,准确预测结构热致振动的响应及稳定性是卫星设计的基础.针对常见的中心舱体与附属薄壁杆件组成的空间结构,提出了考虑刚-柔耦合、耦合热弹性和耦合热-结构三重耦合效应的热致振动分析理论模型.其中,刚-柔耦合是指舱体姿态角、顶端集中质量转动与柔性附件运动的耦合;耦合热弹性是指应变率与温度场的耦合;耦合热-结构是指舱体转动及结构变形与薄壁杆件吸收太阳热流的耦合.基于热弹性理论和Lagrange方程,推导了传热和运动的耦合方程;采用Laplace变换方法并使用Routh-Hurwitz稳定判据推导了稳定性边界方程.结果表明,该模型能够更为准确的给出热致振动响应及稳定性预测.
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