框架型柔性太阳电池阵展开机构动力学分析

利用Kane法多体动力学基本理论,建立适用于空间框架型多模块柔性太阳电池阵的展开机构多体系统动力学模型,进行了框架型电池阵展开机构的展开方式和展开过程的仿真分析,并与ADAMS软件计算结果进行了对比,获得了机构组成部件在展开过程中的几何位置、速度、加速度等动力学特性,分析了框架展开机构各个铰接点受力的作用规律。结果表明:Kane法模型计算得到的单模块框架展开机构根铰转动规律与ADAMS分析结果基本相同,说明了Kane法建模的有效性和正确性;对于4模块框架展开机构,距离框架根部固定点越远的铰接点,其线速度和线加速度曲线在框架展开末期变化幅值越大;中间铰接点在展开初始状态所受的垂直于展开平面的作用力最大,在展开过程中逐渐减小;合理控制框架展开机构各运动部件的驱动力矩是保证框架按照确定规律展开的必要条件。研究结果可为空间框架型柔性太阳电池阵展开机构设计提供参考。     

大变形太阳电池阵展开的多体动力学分析

由于存在大变形、非连续和大体量等特点,对大型太阳电池阵的展开过程进行动力学仿真面临着巨大的数值困难。基于共旋坐标法和无转动自由度的板壳理论,考虑柔性电池基板的几何非线性效应与电池板之间的接触碰撞,建立大变形柔性太阳电池阵的多体动力学模型。对大型的太阳电池阵的展开的动力学过程进行数值仿真,并对该过程中的复杂的动力学现象进行分析。研究结果给出了不同驱动下电池基板的响应、应力分布特征以及基板之间的碰撞规律。此项研究不仅为空间站大型太阳电池阵的设计和优化提供了参考依据,也为其它大型可展开空间结构的仿真提供了一种多体动力学分析方法。     

卫星天线双轴驱动机构旋转铰磨损规律研究

以某卫星天线双轴驱动机构为研究对象,分析旋转铰在系统运行中的磨损规律。考虑驱动机构在磨损过程中的动态变化对磨损率的影响,建立了含间隙的卫星天线双轴驱动机构动力学仿真模型。用非线性等效弹簧阻尼模型建立运动副间隙处的接触碰撞模型,并嵌入动力学模型。基于ADAMS软件进行了动力学仿真,分析旋转铰的动力学特性。根据旋转铰的动力学特性进行仿真实验,处理实验数据,给出接触力与运动副间隙的函数关系。结合磨损率表达式,建立磨损规律的数学模型。给出了运动副间隙在磨损过程中的变化规律。     

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。     

空间站大型柔性伸展机构的动力学仿真

本文研究了考虑构件柔性效应对空间站大型伸展机构的动力学问题，在采用柔性多体系统单向递推组集建模方法的基础上建立了任意拓扑结构的柔性多体系统的动力学方程。本文头等讨论了切割铰约束方程的建立和直接违约校正方法。数值仿真结果表明了柔性效应对空间站展开机构动力学的影响。     

空间太阳电池阵的发展现状及趋势

从四方面分析了空间太阳电池阵的发展现状,包括体装式、带桨展开式、单板展开式、多板展开式、柔性多模块多维展开式等总体构型的发展历程,常用太阳电池片如硅电池片、砷化镓电池片、柔性薄膜电池片的材料与性能的发展现状,刚性基板结构、半刚性基板结构、柔性基板结构的发展与应用及五种展开机构的特点与空间应用分析,论述了空间太阳电池阵发展的制约因素,指出了聚光型柔性太阳电池阵是未来空间太阳电池阵发展的趋势,旨在促进空间太阳电池阵向着大尺寸、大功率、模块化、低成本和轻质量的方向发展,以适应大功率航天器的发展需求。     

大型空间电站在轨展开与组装动力学与控制

针对大型空间电站在轨展开与组装过程中复杂的动力学环境，将桁架类大型空间电站视为一个刚柔多体系统，采用自然坐标法对刚性构件建模，基于绝对节点坐标方法描述柔性桁架结构，编写了一套动力学仿真软件，实现了大型空间电站在轨展开与组装动力学的精确仿真。仿真结果表明，采用摆线运动插值函数作为控制方程有利于提高多级展开过程的稳定性；在结构组装过程中，减小组装速度，增大组装机构阻尼系数与劲度系数，有利于提高结构稳定性。最终集成了一套针对大型空间电站的动力学仿真平台搭建方法，为大型空间电站在轨展开与组装动力学预示提供了理论依据和方法指导。     

含间隙卫星天线双轴定位机构动力学仿真分析

以某卫星天线双轴定位机构为对象,研究运动副间隙对天线定位系统运动特性的影响,采用非线性等效弹簧阻尼模型建立间隙处的接触碰撞模型。同时采用Coulomb摩擦模型考虑运动副间隙处的摩擦作用,并将其嵌入到ADAMS多体系统动力学分析软件中,基于虚拟样机技术建立了含运动副间隙的卫星天线双轴定位机构动力学模型,并采用ADAMS进行了动力学仿真,分析运动副间隙对天线双轴定位机构动力学特性的影响,以及间隙大小对双轴定位机构动力学特性的影响。仿真结果表明,运动副间隙对卫星天线双轴定位机构运动特性有显著的影响,可以较好的预测运动副间隙对双轴定位机构的影响。     

航天多铰接机械系统动力学的几个关键问题

阐述了航天多铰接机械系统类型及其相关的动力学建模方法。基于Dubowsky间隙的本构关系,构造了间隙铰连接数学模型,将几何约束转化为力约束,进一步建立系统的结构动力学方程和多体动力学方程,以解决系统作为机构时的展开运动分析;以及展开后,系统作为结构运行时的动力学预测。对这类系统动力学模型降阶、运动诱导刚度、控制-结构一体化设计等关键问题进行了研究。     

构架式天线柔性动力学建模与展开精度分析

构架式可展开天线具有结构非线性强、桁架系统复杂以及运动环节多等特点，通常被视作刚体系统进行建模分析。然而多刚体动力学方法在求解复杂的连杆结构时，难以处理数量大、非线性强的铰接间隙模型，因此并不能准确还原真实的结构特性，给构架式天线的地面展开验证带来很大困难。本文建立了一套适用于该型天线的柔性多体动力学模型，通过引入微小弹性形变来消除铰链间隙对天线展开的影响，并在型面精度方面与期望的天线展开模型进行了比较说明。在确保不影响结构真实性的前提下，通过降阶、引入稳定系数等手段提高了柔性体单元计算效率。通过约束方程的设计与模块拆分求解等方法，消除结构非线性的影响。解决了针对构架式可展开天线的复杂桁架系统强非线性动力学的高精度建模问题，为构架式天线的仿真提供了技术手段。     

太阳翼展开锁定最大冲击载荷修正方法

太阳翼展开锁定过程产生的锁定冲击载荷是卫星设计的重要指标,太阳翼设计时一般通过地面试验或仿真对该载荷进行估计。文章提出一种对太阳翼展开锁定过程最大锁定冲击载荷的修正方法。此方法在试验或仿真得出的载荷-时间曲线的基础上,参考模态分析结果或载荷曲线的频率分布情况,按频段分解,调整相位后再进行叠加,得到修正后的可能最大载荷。...     

含间隙铰链的非线性动力学建模及数值分析

针对空间可展开机构中的含间隙铰链,建立非线性动力学模型,研究其非线性动力学特性。将含间隙铰链实体等效为"T"字型梁模型,针对两侧端部的径向碰撞和侧向碰撞,首次提出了碰撞点的检测算法。针对不同的碰撞类型,建立相应的非线性接触力和摩擦力分析模型,将碰撞点处的作用力等效施加到"T"字型梁模型上。进行"T"字型梁模型在轴向冲击载荷下的动力学特性分析,并与ANSYS软件的分析结果进行比较,验证了含间隙铰链非线性动力学模型的有效性。分析了有多个含间隙铰链的可展开桁架动力学响应特性,研究含间隙铰链对桁架响应的影响机理。结果表明:采用含间隙铰链的动力学模型,可以更加精确地分析可展开桁架结构的非线性动力学响应,为可展开桁架结构的动力学设计提供支撑。     

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。     

有外力作用的多臂自由飞行空间机器人协调操作动力学特性

利用牛顿-欧拉方法分析了有外力作用时多臂自由飞行空间机器人协调操作的动力学特性。首先推导出多臂自由飞行空间机器人协调操作的机械臂关节驱动力矩和关节角速度及角加速度间的关系，其次建立了多臂自由飞行空间机器人系统的动力学方程和动力学计算模型，经仿真分析得到了在不同外力作用下多臂自由飞行空间机器人的本体的位置干扰规律，验证了有外力作用下的多臂自由飞行空间机器人的动力学特性。     

Dynamic characteristics analysis of deployable space structures considering joint clearance

The clearance in joints influences the dynamic stability and the performance of deployable space structures (DSS). A virtual experimental modal analysis (VEMA) method is proposed to deal with the effects of joint clearance and link flexibility on the dynamic characteristics of the DSS in this paper. The focus is on the finite element modeling of the clearance joint, VEMA and the modal parameters identification of the DSS. The finite element models (FEM) of the clearance joint and the deployable structure are established in ANSYS. The transient dynamic analysis is conducted to provide the time history data of excitation and response for the VEMA. The fast Fourier transform (FFT) technique is used to transform the data from time domain to frequency domain. The frequency response function is calculated to identify the modal parameters of the deployable structure. Experimental verification is provided to indicate the VEMA method is both a cost and time efficient approach to obtain the dynamic characteristics of the DSS. Finally, we analyze the effects of clearance size and gravity on the dynamic characteristics of the DSS. The analysis results indicate that the joint clearance and gravity strongly influence the dynamic characteristics of the DSS.     

刚柔耦合状态下索杆式伸展臂多体动力学研究

索杆式伸展臂在展开过程中,其斜拉索存在大运动和大变形问题,运用传统分析方法进行仿真分析难度较大.文章基于非线性弹性理论的绝对节点坐标方法,描述了斜拉索的空间运动和变形,研究了横向框架在贮存段、消旋段、提升段和套筒外的动力学特性,实现了索-刚体组成耦合系统的多体动力学数值仿真.     

极端温度下含隙铰柔性帆板展开位置精度分析

以自主研发的月球车重复可展帆板为研究对象，分析月表极端温度对其展开末端位置可靠性的影响。构建极端温度与帆板材料、铰链结构间的关系函数，基于运动弹性动力学，建立极端温度下可展帆板间隙-柔性耦合动力学模型。以帆板展开末端位置误差为评价指标，将BP神经网络算法与一次二阶矩法相结合，利用应 力- 强度理论建立帆板展开末端位置可靠性模型，通过算例分析对比不同极端温度下的可靠性指标。用经典MC法计算进行对比验证，确定神经网络方法的可行性、高效性。结果表明，极端温度条件下，铰间隙对于位置可靠性的影响显著，温度区间在-30 ℃~20 ℃时，机构展开末端位置可靠性最优。     

周边桁架可展开天线小冲击展开过程设计

提出了周边桁架可展天线展开过程的一种轨迹设计方法.通过优化方法选择贝塞尔曲线作为驱动索的输入运动轨迹,保证了展开角加速度的连续性并有效降低其峰值,从而达到了减小天线所受冲击的目标.通过数值仿真对比得出结论,天线的展开过程应是一个无中间匀速状态的先加速后减速过程.     

微型固体推进器阵列与磁力矩器联合姿态控制方法

针对传统皮纳卫星姿态控制系统中磁力矩器输出力矩小、姿态控制响应慢等问题，提出一种微型固体推进器阵列与磁力矩器联合姿态控制方法，提高了控制精度，缩短了控制周期，并利用Lyapunov稳定性理论证明了算法的稳定性。首先建立微型固体推进器阵列优化点火模型，然后给出其补偿控制时间设置方法，并推导出大角速度阻尼控制律和辅助速度阻尼控制律，同时设计了基于混合系统模型的姿态捕获联合控制律，最后通过仿真验证了速度阻尼联合控制律和姿态捕获联合控制律的有效性。仿真结果表明，相较于传统的纯磁控方法，联合控制方法能够有效提高控制精度，大幅度缩短控制周期。