空间站梦天实验舱整器动力学分析和试验研究

空间站研制过程中，获取准确的航天器主要动力学特性有重要意义，整器动力学特性测试是研制过程中一项必不可少的大型试验项目。针对空间站梦天实验舱整器动力学问题，通过建立螺栓—法兰局部连接结构的有限元模型，分析接触状态下刚度随外力的变化关系，分别计算拉压特性下的刚度量级，并采用子结构综合方法，依据部件级模态测试结果得到梦天实验舱整器的动力学特性。结果表明:将螺栓法兰连接刚度等效为双线性弹簧，结合子结构综合预示方法，梦天整器动力学特性的预示具有较高精度。通过连接结构的精细化建模和子结构综合预示，只需进行舱段级模态试验，节省了研制经费、缩短了研制周期，可为空间站及其他大型航天器的研制提供指导。     

包带连接力学分析与建模

研究了卫星包带连接的有限元力学建模。基于对包带预紧力、卡块与连接环间的接触力,以及两连接环间的接触力的分析,将接触力等效为有限单元节点力。对所建模型中的非线性项,用Newton-Raphson法求得给定包带顸紧力的平衡位置,再以该平衡位置处的切线刚度对模型作线性化,分析了模态和固有频率等动力学特性。某卫星的算例验证了模...     

航天器微振动工装动力学特性 仿真分析与试验验证

微振动试验中为了模拟航天器的在轨自由边界,需要建立具备大承载低刚度的试验工装。文章提出一种简化的航天器与微振动工装组合体模型,引入考虑初始变形的模态分析理论对组合体模态频率特性进行仿真分析,并将某型号卫星微振动试验工装设计指标与试验测试指标进行对比。结果表明:用简化后的组合体模型计算得到的准刚体模态频率与实测值相近,简化模型提供的第六阶频率计算误差仅为0.3%,从而验证了分析模型与校核方法的有效性。     

固定太阳翼展开后外弯基频的工程计算

太阳翼是航天器电源分系统的重要组成部分。以刚性基板的固定太阳翼为研究对 象,针对航天器总体方案设计阶段的特点,基于“动-势能驻值原理”,将固定太阳翼等效 简化为附集中质量的悬臂梁,并由此推导出固定太阳翼外弯模态基频的近似解析解,提出了 展开后固定太阳翼外弯模态基频的工程近似方法,为今后航天器总体设计人员提供了简单、 可靠的分析方法。
     

柔性航天器自由飞行状态系统基频的估算方法

首先分别采用部件模态和系统模态建立柔性航天器在轨运行状态下的动力学方程；重点推导了航天器系统模态与其部件模态之间的模态恒等式，得到了由部件模态计算系统模态频率的一般公式；然后结合目前航天器的常见构型，对一般公式进行合理简化，得到了估算航天器系统基频的简化公式；最后给出了简化公式的工程应用算例。     

某发动机整机模态分析

为了获得某型号发动机的动态特性,采用有限元方法进行了发动机整机的模态分析。按照由组件到整机的思想,分别建立了各个组件的有限元模型。重点对推力室和喷管的建模方法进行了分析。将推力室按等效刚度法等效为单层壳,喷管按结构特性等效为正交各向异性壳,并将喷管计算结果同模态试验结果进行对比,验证了喷管建模方法的准确性。各组件模型组装为整机有限元模型,计算得到了整机的模态分布。数值计算结果同模态试验结果吻合较好。     

航天器贮箱大幅液体晃动三维质心面等效模型研究

针对航天器贮箱内的大幅液体晃动建立了三维质心面等效模型,此模型将贮箱内液体等效为位于液体质心处的质点,该质心点可以在质心约束面内任意运动,同时利用质心点动力学方程及接触碰撞模型近似计算液体晃动对贮箱的作用力。质心面等效模型的数值仿真结果与基于VOF方法的流体动力学数值计算结果基本吻合,从而验证了质心面等效模型用于航天器贮箱大幅液体晃动分析的有效性。     

航天器着陆碰撞动力学CUDA并行计算技术

航天器着陆接触碰撞过程中的瞬态响应计算,涉及到几何非线性、接触非线性和材料非线性,计算过程复杂,计算量大。为此,文章将统一计算架构(CUDA)技术应用到接触碰撞问题的并行显式积分计算,研究了质量矩阵和刚度矩阵的并行生成方法,并将基于中心差分法的求解过程并行化实施。仿真算例表明:并行算法计算结果准确,较大地提高了计算仿真分析的效率,可为航天器着陆过程中冲击动力学计算的快速和高精度实现奠定基础。     

液体大幅晃动类等效力学模型研究

基于液体大幅晃动等效力学模型研究充液航天器动力学与控制问题。首先,发展并完善了模拟液体大幅晃动的运动脉动球模型（MPBM）,结合已有的液体大幅晃动运动规律和分析结论对MPBM的法向力的计算方法进行了改进;通过数值仿真结果与已有试验结果的对比证明了以上改进工作的有效性。然后,基于MPBM建立了携带多个充液储箱的航天器动力学模型,针对携带四个储箱的充液航天器进行姿态机动控制研究。研究结果表明,四个充液储箱的三种可能的空间布局对航天器姿态机动过程中的角速度、液体晃动力矩和控制力矩将产生不同的影响;此外,还研究了液体大幅晃动等效力学模型中液体晃动阻尼因素对航天器姿态机动控制的影响。     

多充液贮腔航天器耦合动力学与姿态控制

基于已有的质心面液体大幅晃动等效力学模型，采用拉格朗日方法，系统地建立了任意复杂激励下四贮腔航天器刚-液耦合动力学精确模型。由本文方法所得到的等效晃动力及晃动力矩与通过Flow3D计算出的相应结果吻合良好，验证了所建模型的可靠性。根据所建立的大幅晃动类充液航天器耦合系统动力学模型进一步研究了该类航天器在进行三轴稳定姿态机动时的主要动力学耦合特性，并设计了一类抑制姿态振荡的补偿控 制器。