星载柔性可卷天线固有频率提升方法研究

柔性可卷天线是以卷曲方式收拢的新型可展天线,由于空间环境的复杂性,天线的动力学特性将直接影响其形状保持与形面精度,进而影响卫星的通信。针对天线展开后刚度不足的问题,采用有限元方法分析了天线的前两阶模态,对应的振型是阵面与伸展臂的耦合振动。为提升前两阶模态频率,从天线各组成部分的几何尺寸、材料等方面改变天线结构,发现天线整体的固有频率与伸展臂的刚度近似成线性关系,随柔性阵面的质量增大而降低。为此,结构加强的重点应放在伸展臂上,并优先选择轻质的阵面。此外,为避免悬臂式结构布局,提出了两种拉索设计方案,比较了拉索预紧力、拉索刚度对固有频率的影响,采用刚度足够大的拉索可使天线的固有频率提升至2Hz以上。     

柔性太阳翼桅杆涂层特性对热诱发振动的影响分析

空间站大型柔性太阳翼系统在轨运行期间会受到周期性的热辐射作用,导致结构温度周期性变化,从而诱发太阳翼的振动。为研究太阳翼桅杆热控涂层特性对热诱发振动的影响,文章采用热-结构顺序耦合的方法,对桅杆无涂层、电镀涂层和白漆涂层3种不同表面状态进行热诱发振动分析,得到了太阳翼的位移-时间响应结果。对比不同涂层下太阳翼参考点的振动结果可以看出:涂层特性对于热诱发振动是有影响的,其中白漆涂层能大幅度减小振动的振幅。     

铰接桁架结构动力学问题研究

以铰接桁架结构为对象,采用谱元法研究铰对桁架结构动力学行为的影响,拓展了谱元法的应用领域。在频域下将铰结构考虑为一个谱单元,分别建立铰、杆和梁单元的动力学刚度矩阵,并加以整合得到整体结构的动力学刚度阵,进而建立整体结构的动力学方程。通过求解整体结构的动力学方程,获得结构的固有频率、频响曲线和时间响应历程曲线,并将谱元法的计算结果同有限元法的相应结果进行了比较。分析结果表明,谱元法在求解铰接桁架结构的动力学问题上具有较高的精确性,并且铰的存在对桁架结构动力学行为具有显著影响。     

太阳翼铰链结构的动力学实验与非线性动力学建模

通过动力学实验获得真实的太阳翼板间铰链结构于不同激振频率下的振动响应参数,并采用力状态映射法建立板间铰链的非线性动力学模型。首先,采用单频激励信号模拟外扰对实际的板间铰链结构实施动力学实验;然后,基于其结构具有的多重非线性动力学特性,根据实验数据应用力状态映射法辨识结构的动力学参数,建立其非线性动力学模型;最后,对由太阳翼板间铰链连接的两段梁所构成的系统进行了冲击激励下的振动响应测试,同时进行了有限元动力学仿真,实验测试结果和数值仿真结果取得了较好的一致性。本文建立的太阳翼板间铰链非线性动力学模型能够较好地反映其动力学特性,对于实际太阳翼结构的动力学建模具有理论参考价值。     

UltraFlex太阳翼有序展开动力学建模与分析

针对刚柔耦合的圆形薄膜UltraFlex太阳翼结构动力学建模与分析困难、微重力下薄膜运动复杂和展开精度要求高的问题，搭建了UltraFlex展开动力学数值分析模型，分析了扭簧和绳索驱动下UltraFlex的有序展开动力学特性。基于绝对坐标方法建立包含柔性附件和柔性薄膜的UltraFlex动力学模型，采用两步检测算法处理薄膜间的复杂接触碰撞问题，利用扭簧逐步释放扭矩的方法驱动结构有序展开，通过控制绳索释放速率的方法完成移动箱板的转动规划和限位跟踪，提高展开位置精度。将该展开驱动策略运用到NASA实际样机尺寸的UltraFlex分析模型中，仿真结果表明该展开策略能够使得UltraFlex结构高精度、有序、稳定地展开；绳索始终处于张紧状态，最大拉力为62.5N；薄膜展开过程复杂，重复出现张紧、回弹的现象，最终趋于稳定。     

Bush有限单元原理及其在航天器结构建模中的应用

利用大量的数值计算确定了MSC.NASTRAN软件中广义弹簧单元（Bush）刚度阵的解析表达式,通过对比Bush元与剪切梁元的刚度阵,推导了Bush元参数与剪切梁刚度参数的对应关系,并利用展开状态的太阳翼结构和大型桁架结构的静力和动力分析验证了推导结果。该研究揭示了Bush有限单元的原理和所有输入参数的物理含义,有助于Bush元在结构有限元分析中的准确使用。     

柔性充气囊体结构的动力学响应和姿态分析

对主体结构为柔性充气囊体的某飞行器动力学响应和飞行姿态特性进行了研究。针对球锥外形的柔性充气囊体结构,建立参数化模型,基于ANSYS软件进行柔性充气囊体静力和动力学响应分析。在静力分析中用惯性释放法模拟完全无约束的结构,得到控制力作用下的变形、应力和质量参数变化。在动力学响应分析中用完全法分析了充气囊体结构在控制力作用下的瞬态动力响应,得到由大幅刚体位移和小幅弹性振动组成的结构位移响应。建立了充气囊体的姿态运动方程,基于MATLAB自编程序,研究了控制力作用下充气囊体的姿态动力学特性,分别分析了不考虑弹性变形和考虑弹性变形两种情况的柔性充气囊体姿态特性。结果表明:在控制力作用下充气囊体的弹性变形不大,绕初始平衡状态发生大幅的刚体位移;控制力产生的弹性变形对充气囊体的姿态动力学特性影响较大,姿态分析中需考虑弹性变形引起的质量参数变化。     

空间站对日定向装置半物理试验台关键技术

为有效模拟空间站对日定向装置驱动性能受柔性太阳翼的扰动，验证对日定向装置驱动控制性能，采用半物理试验技术对对日定向装置进行地面试验考核。设计超高刚度及运动误差无附加力自适应的半物理试验台，对支撑连接机构和加载单元进行有限元分析与刚度测试；建立大尺度柔性太阳翼的动力学模型，并采用Wilson θ法进行动力学模型的实时数值求解；运用跟踪微分法对对日定向装置低速运行下的角速度和角加速度进行估计；最后通过对半物理试验台的响应精度、加载有效性进行仿真和试验考核，结果表明试验台加载力矩幅值为 0~ 85 Nm、频率为0.01~3 Hz时，绝对精度优于0.85 Nm，相对精度优于1%，从而验证了半物理试验台对太阳翼扰动载荷模拟的真实有效性，可实现对日定向装置的性能测试。     

考虑重力影响的太阳翼模型修正方法研究

太阳翼结构地面模态试验时重力导致的几何非线性不能忽略,因此提出了一种考虑重力影响的柔性结构动力学模型修正方法。首先推导了地面环境下结构的切线刚度矩阵,求解广义特征值,得到重力影响下的模态,对试验和计算得到的模态振型进行匹配,并进行参数的灵敏度分析,选取合适的修正参数并迭代求解参数的修正量。以展开锁定情况下的太阳翼组合结构为研究对象,对比研究发现重力对模态频率有影响,采用分步修正策略,依次对单翼板弹性参数和翼板间连接刚度进行修正,研究结果表明本文方法不仅收敛速度较快,且具有较高的精度。     

基于脉冲子结构的探测器结构动力学优化设计

针对传统结构优化设计中，精细化模型求解复杂结构动响应过于耗时的问题，引入保精度、高效的脉冲子结构方法，提出一种考虑结构动力学响应的优化设计流程，并对月球探测器太阳翼结构进行优化分析，获得了太阳翼结构设计参数，有效地提高了太阳翼动力学特性指标，改善了月球探测器关键位置处的动力学环境。结果表明，脉冲子结构方法可以有效应用于航天器结构动力学优化设计，提高优化设计效率，所得优化结果对实际结构设计具有一定指导意义。     

大挠性空间桁架结构的动力学建模与仿真研究

对航天器结构中常用的一字型空间桁架,基于建立的普通式和拉索式空间桁架结构简化模型,用有限元法建立空间桁架结构模型,分别对两种空间桁架结构的模态特性、谐响应和瞬时激励响应等动力学特性进行了仿真研究,分析了拉索式空间桁架结构的弦张力对桁架结构振动特性的影响。研究较好地模拟了大挠性空间桁架结构的动力学特性及其在外太空的真实工况,有一定的参考意义。     

收拢压紧柔性太阳翼电池片应力影响因素研究

在压紧机构压紧力以及发射阶段加速度工况载荷共同作用下，收拢压紧状态的柔性折叠式太阳翼的太阳电池板上电池片的应力应满足力学强度要求。文章采用有限元方法对电池片应力主要影响因素，包括聚酰亚胺泡沫布局和厚度、聚酰亚胺泡沫力学性能、盖板结构及埋件形状等进行计算分析；总结降低收拢压紧状态下柔性太阳翼压紧点附近电池片压应力的主要来源途径，为柔性折叠式太阳翼的工程研制提供设计分析思路。     

考虑太阳帆板振动的空间绳系拖曳动力学与控制

针对使用空间绳网捕获带有太阳帆板等柔性附件的大型失效航天器的碎片清除任务,充分考虑了拖曳过程中柔性附件产生的振动对系统的稳定造成的影响。首先采用凯恩方法建立了失效航天器绳系拖曳系统动力学模型,在建模过程中充分考虑系绳的质量和振动、帆板的振动、系统的轨道运动对姿态的影响等,使动力学模型更加详细和完整,且该动力学模型不受失效航天器所处位置的限制,适用于任意轨道上的失效航天器的拖曳离轨任务;之后根据平衡状态的特点,求取了系统的平衡解,并在平衡解附近对动力学方程线性化,然后采用李雅普诺夫方法分析了系统的稳定性及各参数的变化规律;并针对失效航天器可能产生的姿态章动设计了常值张力切换控制律;最后采用数值仿真的方法分析了失效航天器的帆板振动对绳系拖曳过程的影响,校验了控制律的有效性。     

空间站大面积柔性太阳电池阵的动力学问题

讨论了空间站大面积柔性太阳电池阵的动力学问题。针对该种太阳电池阵的结构特点，指出了动力学分析的复杂性。对国外所开展的几个有关动力学问题的工作作了简单的介绍。最后，利用解析法和有限元法分别对一个大面积柔性太阳电池阵的动态特性进行了分析和计算，并给出了初步的数值结果。     

卫星大挠性桁架结构振动抑制试验研究

研究大型挠性空间桁架结构(LFST)的振动抑制问题.基于LFST特性,设计一套空间桁架试验系统.针对LFST具有大挠性、低刚度和低阻尼等特性,设计并研制一种圆柱式剪切型粘弹性阻尼器,给出具有粘弹性阻尼器的桁架阻尼杆的动力学模型.分别利用有限元方法和试验分析方法,对空间桁架的模态频率、模态阻尼比以及瞬态激励响应进行仿真和试验分析.结果表明应用这种阻尼器,桁架结构系统的第一阶模态阻尼比从0.49%增大到13.1%,其他各阶模态阻尼比也都有所增加.     

柔性特征的太阳电池翼在轨载荷分析

建立太阳电池翼地面模态试验修正后的较为精确的动力学模型，以此作为太阳电池翼的柔性特征提出基于混合坐标法的太阳电池翼在轨载荷分析方法，计算了航天器在轨机动、舱段分离、交会对接等典型工况下太阳电池翼的载荷变化情况，分析了不同工况下载荷与太阳电池翼动力学性能的相互关系，提出太阳电池翼为应对不同飞行工况应处于何种转角状态的结构设计建议。最后依据最大载荷工况开展了相关试验验证，试验结果表明本文的研究方法有效合理，可推广应用于其它型号太阳电池翼的在轨载荷设计。     

视觉测振技术在柔性太阳翼模态试验中的应用

针对8 m×5 m的柔性太阳翼在倒立状态下进行模态试验，设计数字摄像视觉测振系统，基于图像特征跟踪法实现了从相机标定、图像采集、信息提取到三维振动数据获取的过程，通过工况模态辨识方法获取了柔性太阳翼模态频率及振型等动力学参数。并考虑空气和重力影响建立太阳翼有限元模型，通过与基于基恩士激光位移传感器的传统模态试验结果及仿真分析结果进行对比，验证了基于视觉测振工况模态试验方法的准确性，为柔性太阳翼在轨模态辨识奠定基础。     

考虑压电耦合的空间充气展开结构频响特性分析

着眼于利用柔性压电元件获取空间充气展开结构的动力学特性，文章基于通用有限元软件ABAQUS，建立考虑压电耦合的空间充气展开结构频率响应分析方法，依次进行非线性充气预应力分析、模态分析和频率响应特性分析。以空间充气杆为例，分别利用有限元仿真和地面实验的方法得到其频响曲线，两者共振峰频率偏差小于2.3%，验证了充气展开结构有限元仿真方法的有效性。研究结果可为进一步分析空间充气展开结构的动力学特性和实施结构优化设计提供参考。     

含多间隙柔性可展帆板动力学建模及仿真

为研究柔性和多级铰链间隙对帆板展开过程动力学特性的影响，以月球车两级往复可展太阳帆板为研究对象，采用修正Coulomb模型表述摩擦力，通过接触碰撞力描述间隙，运用有限元法进行帆板柔性化，进而建立多间隙-柔性耦合的动力学模型。采用变步长伦哥库塔法进行数值求解，模拟帆板展开过程，分析了多间隙和柔性对帆板质心加速度、铰链间隙碰撞力等参数的影响。结果表明，在保证展开机构刚度要求的前提下，帆板柔性可补偿因铰间隙引起的加速度波动，减弱间隙处碰撞的剧烈程度，减小碰撞力幅值，进而改善帆板展开机构的动态特性。研究结果可用于指导月球车两级往复可展太阳帆板等同类型的可展机构动态优化设计。     

基于螺旋理论的环形桁架式可展天线构型综合

基于螺旋理论针对环形桁架式可展天线机构的构型综合问题进行研究，首先概述基于螺旋理论的约束综合法，然后分析环形桁架可展天线机构的收展原理，将环形桁架机构分为上下环形边两部分，通过综合环形边机构并连接上下环形边便可得到环形桁架机构；采用移动副(P)来描述各个节点花盘的运动特性，通过基于螺旋理论的约束综合法针对环形边支链机构进行分析与综合，得到了16种约束支链机构，通过分析与优选得到了两种约束支链机构；采用综合得到的约束支链机构组合得到了环形边链路机构并通过连接组合与推演得到了四种环形桁架可展开机构；最后针对综合得到的四种环形桁架机构在Solidworks软件中进行了三维建模与运动仿真，校验了各机构的可展性。本文的研究为可展天线机构的构型综合提供了一种新思路，综合得到的几种环形桁架机构在空间可展开天线领域具有较好的应用前景。