大型空间可展开结构热致振动研究

搭载高精度光学载荷的空间飞行器在进出地球阴影区时,飞行器上处于展开状态的太阳帆板因剧烈的温度变化会诱发振动问题。本文采用有限元法,首先对太阳帆板进行在轨进出阴影区瞬态温度求解;然后基于卫星-太阳帆板整体动力学模型,将时变温度场等效为时变热载荷加载到整星系统上,对整星系统的热致振动动力学响应进行了数值模拟。结果表明:处于地球同步轨道的卫星-帆板在进出阴影区时,太阳帆板的温度变化较大,温差最高达到200℃;时变热载荷导致帆板结构和卫星姿态发生明显的振动响应。该方法可以合理地预测大型空间可展开系统热扰动响应。     

空间可展开结构中壳膜结构的建模分析研究综述

空间可展开结构的建模分析对于评判结构是否能可靠展开与正常工作是必不可少的。随着材料科学和计算机技术的发展，建模分析的内容也逐渐多样化，面临的求解内容也逐渐增多，但依然存在针对各类非线性问题分析较困难的情况。空间可展开结构的建模分析内容有热场导致的热致振动分析与航天器姿轨机动导致的等效外力载荷分析等。文章立足于将可展开结构中一种新兴的壳膜结构作为核心研究对象，查找了建模分析的相关资料，介绍了常用的有限元方法的优劣，综述了壳单元、膜结构单元建模的理论研究前沿与壳膜结构的建模分析研究进展，以及有限元软件技术的发展现状。结合空间可展开结构的建模分析研究，对目前常用的建模方法进行了概述，提出了发展中亟待解决的一些问题及可能的解决方法。     

空间桁架热致振动效应仿真研究

基于傅里叶(Fourier)温度单元及Boley理论,分析了不同条件下某大型柔性空间结构(LFSS)的热致振动情况,发现改变悬吊杆长度、配重总质量以及背景温度均会影响结构振动幅值和准静态变形之比,但背景热流的影响更大,且其对降低结构的热特征时间有明显作用。入射热流的改变对结构热致振动无明显作用,仅能够改变结构的振动幅值和准静态变形。以上研究结果可有助于改进航天器LFSS结构设计,避免出现在轨热致振动现象。     

谱元法在空间可展开结构振动带隙分析中的应用

可展开天线;索网结构;预张力优化;找形分析,需要对其进行振动带隙设计。以空间可展开结构展开态主体框架结构为研究对象,采用谱元法推导其通用的动力学方程。在频域下求解整体框架结构的动力学方程可得到结构的振动频率响应,进而探究结构的带隙特性。以二维复合梁框架结构为例,讨论了结构单元的位移响应幅度和传输系数之间的联系,提出了一种周期框架结构带隙的预测方法,并通过二维复合梁框架结构和空间伸展臂验证了这一方法的正确性。     

形状记忆聚合物复合材料及其在空间可展开结构中的应用

综述了形状记忆聚合物复合材料及其在空间可展开结构中的应用。形状记忆聚合 物是一种智能主动变形的高分子材料,该材料在外界激励作用下能够产生较大的可回复变形 ,可应用于智能主动变形结构。首先简述了形状记忆聚合物的研究现状,然后分别介绍 了颗粒、短纤维和连续纤维增强的形状记忆聚合物复合材料的研究现状,并重点评述了三种 复合材料的电-热致驱动变形性能。此外,本文还介绍了纤维增强形状记忆复合材料在空间 可展开结构上的应用,主要包括可展开铰链、可伸缩梁和可展开天线等。
     

辐射器展开角度对航天器热控能力影响的研究

为了在有限的结构尺寸下提高航天器热控系统的散热能力，提出与流体回路耦合的可展开式辐射器热控方案，建立可展开式辐射器空间散热模型，分析辐射器不同展开角度下系统的热控特性。结果表明，随着辐射器展开角度的变化，辐射器吸收的空间热流也随之发生变化，并最终决定热控回路的流量分配。在工程应用中，基于热控流体回路，通过调节可展开式辐射器的展开角度，可以有效提高航天器热控系统的能力范围。     

空间太阳能电站姿态运动-结构振动耦合建模与分析

针对多旋转关节空间太阳能电站构型，利用基于能量等效原理的连续体等效方法将其等效为柔性梁模型，并考虑重力梯度影响，建立了姿态运动与结构振动的耦合动力学模型；结合Runge-Kutta 法和Newmark法的优点，提出了适用于求解姿态运动与结构振动耦合动力学方程的改进算法，相比于经典Runge-Kutta 法大幅提高了效率；利用改进算法得到了不同参数下的动力学响应。在此基础上，推导了结构振动量级随结构尺寸的六次方量级增加的规律，仿真结果表明尺寸过大引发不稳定现象；分析了姿态运动和重力梯度对结构振动频率和振幅的影响；发现了姿态运动周期受结构柔性影响而增大的现象，这种现象在低轨以及大初始姿态角下影响更为明显。     

考虑温度大范围变化的瞬态热固耦合方法研究

针对传统瞬态热固耦合方法不能准确反映温度大范围变化时传热与结构变形之间的耦合效应,基于Galerkin与Newmark算法,建立了充分考虑温度大范围变化对耦合项影响的瞬态热固耦合有限元计算方法。通过求解铝质薄板在强热流作用下的热响应问题,校验了该方法的正确性,并利用该方法对某型高超声速飞行器进气道热防护面板进行了瞬态热固耦合分析。利用理论公式证明并通过分析算例得出结论：温度剧烈变化对热固耦合问题的计算结果影响十分显著;考虑温度剧烈变化的耦合项对结构的温度场影响较小,但会使温度变化率呈现震荡状态,耦合项对结构的位移、变形速度及变形加速度有显著影响,对结构的振动起到阻尼作用。     

条带式太阳帆航天器的热致结构动力学响应

本文研究条带式太阳帆在近地轨道运行进出地球阴影时的热致结构动力学响应，建立了在太阳热辐射和光压共同作用下的太阳帆结构动力学方程，采用分布传递函数法，给出了条带式太阳帆热致结构稳态振动幅频响应的计算方法。算例结果表明：热辐射冲击是引起近地轨道太阳帆结构动力学响应的主要原因，光压引起的结构响应可忽略不计；增加桅杆壁厚不能有效抑制太阳帆的热致结构动态响应；增大阻尼，减小结构的热膨胀系数能够明显减小太阳帆热致结构响应的振幅；热致结构动态响应是设计大尺寸近地轨道太阳帆必须解决的问题。本文提出的方法可为太阳帆结构设计、姿态和轨道控制提供有力的分析工具。     

浅析振动试验中结构非线性引发的现象

火箭、卫星、导弹等航天产品普遍存在着结构非线性。在这些产品的振动试验中常常出现固有频率漂移、谐波响应等现象,并且会带来部件间固有频率耦合、碰撞振动、振动试验控制超差等问题。本文章从结构非线性入手定性的地分析了引发这些现象的原因,并介绍一些解决措施,为振动试验中类似问题的分析和解决提供参考。