航天器柔性伸展附件非线性振动稳定性研究

研究由中心刚体和柔性伸展附件组成的非线性刚柔耦合系统，假设附件为有限变形梁，但本构方程是线性的。利用能量积分构造Ｌｙａｐｕｎｏｖ函数，根据部分变量稳定性定理，证明了当中心刚体无控制力矩，附件驱动力为零时，梁在等速伸展或收缩时的横向非线性振动是稳定的。     

航天器薄壳柔性附件展开耦合行为特性研究

为研究大范围运动柔性附件几何非线性和耦合效应与中心刚体的精确动力学行为,以薄壳结构柔性附件为研究对象,引入非线性应变和位移关系,利用虚功原理推导了做大范围运动带柔性附件航天机构的完整非线性动力学模型,所构建的模型包含了非线性几何变形及附加非线性项。针对线性和非线性模型,相应开展了大范围运动航天机构刚柔耦合数值分析。结果表明,随着转速增大,线性与非线性模型动力学特性产生根本差异,指出线性模型忽略了非线性耦合项的不足,而非线性模型可精确地预测大范围运动带柔性附件航天机构动力学行为。结论对航天机构定向和跟踪操作的动力学与控制具有重要的理论价值及工程实际意义。     

携带晃动燃料柔性航天器姿态机动中的同宿环分叉研究

本文研究了带液体晃动和柔性附件的耦合航天器系统在液体燃料耗散和柔性附件扭转振动的作用下,经历从最小惯量轴到最大惯量轴姿态机动中的混沌动力学行为.将液体晃动等效为球摆模型并由此建立了带柔性附件充液航天器多体耦合系统动力学模型.首先推导出耦合系统动力学方程并采用Melnikov积分预测受扰系统稳定与不稳定流形是否横截相交,得到了参数形式表达的混沌运动解析判据,这对航天器的设计有重要的指导意义.研究发现,混沌的发生依赖于刚体形状,阻尼比,充液比和扭转振动频率.此外,在经过被动再定向姿态机动后,由于液体晃动的本质非线性特性,充液航天器最终将进行大章动角的周期极限环运动而非绕着最大惯量轴自旋.     

含板类柔性附件的充液航天器动力学研究

对含有板类柔性附件和曲壁轴对称充液储腔的复杂航天器系统进行动力学建模和耦合机理研究。首先，采用Kirchhoff-Love薄板理论对航天器的板类柔性附件进行研究，通过D’Alembert原理得到柔性附件的振动方程，运用模态假设法将混合方程转换为常微分方程。其次，通过推导充液航天器储腔内任意点的运动，得到储腔液体的牵连速度势函数，采用Gauss超几何级数得到液体相对速度势函数的解析形式，通过Hamilton变分原理推导液体晃动的运动方程，以及液体速度势函数模态系数的控制方程。最后采用准坐标Lagrange方程得到耦合航天器系统的状态方程，通过数值仿真校验系统动力学模型的有效性。研究结果表明，刚性平台、液体、柔性附件的相互耦合效应使得航天器系统存在复杂动力学行为，在复杂航天器系统动力学建模过程中需要充分考虑液体晃动和柔性附件振动的影响，柔性附件的安装位置对于耦合航天器系统的动力学行为也有着重要影响。     

带伸缩挠性附件航天器的自抗扰控制律设计

研究了利用自抗扰控制器设计带伸缩挠性附件航天器的姿态控制问题.根据自抗扰控制器可以动态补偿系统模型扰动的特点,针对挠性附件伸缩条件下强耦合、强非线性模型进行了控制律设计.仿真结果显示,系统具有良好的动态、稳态性能和振动抑制能力.     

自由漂浮柔性航天器的非线性扰动观测器设计

为提高控制策略的效率,考虑航天器的平动和转动与柔性附件的振动相互耦合作用,对一种用于估计柔性附件对自由漂浮航天器主体平动和姿态转动影响的非线性扰动观测器(NDO)设计进行了研究。将自由漂浮航天器简化为自由运动的中心刚体柔性梁(FHB)系统,用浮动坐标系建立了系统的动力学模型,并用假设模态法对柔性附件进行离散以方便计算。将与不可观测状态相关的项作为等效扰动项,并假设其为慢变且有界,设计了扰动观测器。因考虑了柔性附件对航天位姿的扰动,设计的扰动观测器具渐近收敛性和鲁棒性。构建了Lyapunov函数,从理论上证明了该观测器的收敛性。用无外力输入的自由运动和受迫运动两个数值仿真算例验证扰动观测器的有效性,结果表明设计的扰动观测器估值与真实值基本一致。研究为后续包含扰动补偿的控制器设计奠定了基础。     

带挠性附件航天器刚柔耦合动力学

针对有板式挠性附件的航天器，根据几何变形约束法引入有限元方法，用Lagrange方程建立系统的刚柔耦合一次近似动力学方程组。在动力学方程中获得了与大范围刚体运动有关的动力刚度项。仿真结果表明，在柔性体大范围运动时动力刚度项的影响较大，忽略动力刚度项的传统动力学建模方法会给出错误结论。     

连续力矩作用下的柔性航天器再定向与振动抑制

研究带两帆板航天器的三维再定向与振动抑制问题，执行机构为反作用轮。建立了柔性空间飞行器三轴耦合姿态动力学模型和四元数姿态运动学模型，建模时考虑了帆板的弯曲变形和扭转变形。采用拟欧拉角及角速度作为反馈信号，设计了一种ＰＤ控制律。该控制律可以用于对任意目标姿态的再定向而形式保持不变。用Ｌｙａｐｕｎｏｖ方法证明了姿态的渐进稳定性和模态振动和衰减性。非线性闭环系统的仿真结果验证了所设计控制律不仅能够使航天     

面向刚柔耦合卫星的有限时间输出反馈姿态控制

针对进行大角度快速机动的刚柔耦合卫星,提出了有限时间控制方法。首先在考虑卫星本体运动与柔性附件变形耦合效应的情况下,建立一次近似刚柔耦合动力学模型。其次假设柔性附件振动信息可测,考虑外部干扰和转动惯量不确定性,基于非奇异快速终端滑模(NFTSM)原理,设计了有限时间全状态反馈控制器,根据Lyapunov原理证明其有限时间稳定性;进一步考虑柔性附件振动信息不可测的实际情况,设计了非奇异快速终端滑模动态输出反馈控制器,该控制器仅利用角度和角速度信息就可以实现有限时间快速姿态稳定。最后对提出的控制算法进行了数值仿真,并通过与现有文献中控制算法进行对比,验证了本文设计的输出反馈控制算法的有限时间快速稳定特性。     

柔性机构变形动态响应可靠性分析方法

柔性机构中柔性构什变形的动态响应为高度非线性。为了进行柔性机构的动态可靠性分析，提出了柔性机构变形动态响臆可靠性分析理论，按照多柔体系统动力学方法建立了柔性机构动态可靠性分析模型，提出了变形动态响应可靠度计算方法。利用蒙特卡罗随机模拟方法抽取少量随机变量样本数据，计算构件变形动态响应随机过程的时间截口分布特性，结合人工神经网络方法进行构件变形动态响应的随机过程分析，得到整个运动时域内变形的随机过程分布规律。通过柔件机构实例进行变形动态响应可靠度计算，结果表明该方法对柔性机构设计和分析具有理论方法指导意义。     

航天器挠性附件刚柔耦合动力学建模与仿真

大型挠性航天器在进行轨道机动或姿态调整等大范围刚体运动时,将与其挠性附件的变形运动发生强烈的耦合,传统的零次近似动力学模型已不能正确揭示此时系统的动力学行为。现针对带梁式挠性附件的航天器,在计及挠性附件变形位移场耦合作用的基础上,通过Lagrange方程建立了航天器的刚柔耦合一次近似动力学模型,并利用Wilson-θ方法进行了数值仿真。仿真结果说明,在航天器经历大范围刚体运动时,该动力学模型能够正确预示挠性附件的动力学行为;挠性附件的振动频率随着大范围刚体运动速度的增加而增大,出现了动力刚化现象。     

基于Reddy简化高阶剪切理论的复合材料对称角铺设矩形板横向弯曲一般解析解

采用复数级数法求解基于Reddy简化高阶剪切理论的复合材料对称角铺设矩形板横向弯曲问题。将待定位移函数展开为复数级数,代入该弯曲问题控制偏微分方程组,确定特征根和挠度待定常数与其他位移函数待定常数之间关系式。首次给出了该弯曲问题实数形式的一般解析解。将该一般解析解代入矩形板弯曲边界条件和角点条件,根据正弦级数的正交性建立关于挠度函数待定常数的线性代数方程组,求解此线性代数方程组可确定挠度函数待定常数。建立了该问题解析求解模式。将Reddy高阶剪切理论解析解与经典理论、一阶剪切理论解析解进行对比计算,验证了一般解析解,并给出数值算例。     

随动推力作用下柔性旋转飞行器稳定性分析

针对柔性旋转飞行器动力学问题,考虑了飞行器转速的作用,建立了计入陀螺力矩及随动推力影响的运动方程并分析了系统的动力稳定性问题。将柔性旋转飞行器简化为带有附加质量的非均匀转子结构,考虑陀螺力矩及随动推力的影响,采用剪切变形对轴向位移有影响的Timoshenko梁模型,基于有限元方法建立了运动方程,分析转速、剪切刚度及附加质量等因素对系统稳定性的影响,发现了转速作用下旋转飞行器刚体和弹性体模态耦合的新现象。结果表明：剪切刚度较小时,剪切变形对临界推力有较大影响;附加质量的大小及位置对临界推力和不稳定域有重要的影响;转速一般会诱发非均匀转子系统的弯曲模态与刚体模态合并为一个耦合模态,致使系统产生动态失稳。     

月球探测器软着陆缓冲机构着陆性能分析

铝蜂窝缓冲器是月球探测器软着陆机构常用缓冲装置。首先针对简化 二级蜂窝缓冲装置在LS\|DYNA中进行着陆过程大变形模拟仿真分析;其次对探测器机体变 形对着陆性能的影响进行研究。研究结果表明探测器采用多级蜂窝缓冲装置,在着陆过程中 当第一级蜂窝材料完全压缩时,探测器加速度响应最大;由于探测器机体柔性变形改变了相 应连接约束的位置从而使着陆器着陆性能恶化。     

中心刚体-柔性梁系统的旋转运动控制

中心刚体-柔性梁系统是一个典型的刚柔耦合动力学系统,对其动力学与控制的研究一直是国内外的研究热点问题之一。采用一次近似简化模型对中心刚体-柔性梁系统的旋转运动控制进行研究,其中控制律采用变结构控制方法进行设计。切换面的设计采用最优化方法而得出,控制律的设计采用指数趋近律方法。因为所设计的控制律是模态坐标的函数,而模态坐标不可能通过物理测量直接获得,因此给出一个从物理测量中提取模态坐标的滤波器方法。数值仿真结果显示,模态滤波器能够较好地提取出控制律所需的模态坐标;变结构控制能够使得系统达到所期望的运动状态,并可使柔性梁的残余振动得到抑制。     

单翼大挠性航天器全局模态动力学建模及试验

针对小中心刚体-单侧大挠性结构构型的航天器，通过定义广义全局模态振型，提出一种全局模态动力学模型。采用统一形式描述整体刚体运动和整体挠性变形，基于哈密顿原理推导了全局模态动力学方程，结合瑞利瑞兹法推导了非约束模态频率和模态振型的计算方法。通过仿真和试验校验了全局模态动力学模型的准确性。与有限元模型对比，分析了非约束模态频率随着刚柔质量比和惯量比的变化情况，第一阶模态频率的最大误差为0.003 Hz，说明全局模态动力学模型能够比较准确地描述非约束模态频率；理论模型能够比较准确地描述动态响应，端部横向位移的最大误差为2.6%；基于气浮平台构建了试验系统，理论模型、有限元仿真和物理试验结果均比较接近，说明理论模型准确描述了非约束模态频率随刚柔耦合特性变化的规律。     

刚柔耦合系统神经网络跟踪控制方法研究

针对刚柔耦合系统的姿态跟踪及振动抑制问题,采用一次近似动力学模型,提出了一种神经网络控制方法.典型刚柔耦合系统由一个中心刚体和带有末端质量块的柔性附件组成,假设系统参数未知并且截断模型具有任意的有限维.该方法利用多层神经网络补偿系统非线性项及未建模动态,利用其自学习和自适应能力,降低不确定性因素对系统产生的影响;并且控制器只利用姿态角和角速度信息进行反馈控制,不需要知道柔性附件振动信息.理论分析和实验结果表明该方法使闭环系统所有信号一致最终有界,能有效地使系统完成姿态跟踪,而且能显著地减少柔性结构的弹性振动.