Los apéndices flexibles grandes de las naves espaciales son propensos a vibraciones prolongadas bajo excitación externa, lo que degrada la precisión y estabilidad del control de actitud en órbita. La reducción de modelo del modelo de elementos finitos para apéndices flexibles es esencial para un análisis dinámico y de control eficiente de naves espaciales con configuraciones complejas. Se investiga la matriz de rigidez dinámica interfacial para apéndices flexibles, con interfaces estáticamente determinadas y amortiguamiento débil, para establecer un modelo simétrico reducido por orden a través de una derivación teórica. Se realiza un estudio de caso de demostración de un sistema masa-resorte con múltiples grados de libertad para ilustrar el proceso de reducción de modelo y verificar la precisión del método propuesto. Además, se presenta un modelo de elementos finitos de un arreglo solar a escala completa para verificar la viabilidad práctica de este enfoque de reducción de modelo en aplicaciones de ingeniería reales.
Wang et al. (Sun,) estudiaron esta cuestión.