卫星太阳电池阵的刚-柔耦合动力学

研究了卫星太阳电池阵在多点撞击过程中的刚-柔耦合动力学问题．基于Jourdain速度变分原理和单向递推组集方法，建立了柔性多体系统的动力学模型．用Hertz撞击法则建立了撞击力和撞击处的局部变形关系，分别用刚体模型和柔性体模型仿真计算了太阳电池阵的撞击力、撞击时间，揭示了变形运动和大范围运动的相互耦合作用．     

对卫星柔性对接补加一体化机构建模与设计

阐述了一种弱撞击交会条件的对接补加一体化机构.在机构设计上采用柔性杆实现软连接,刚性周边杆实现纠偏和刚性锁紧,阻尼装置吸收对接碰撞能量,并采用可浮动的气/液耦合和电气接口进一步实现高精度的气/液/电路连接.采用拉格朗日分析力学建立飞行器多体动力学模型,利用模态叠加法对碰撞过程柔性部件的变形进行描述,从而建立飞行器柔性对接动力学模型.多工况动力学仿真试验表面所设计的对接补加一体化机构可在0.25 m/s弱撞击速度范围,20 mm横向对接容差以及±5°角度容差范围内实现可靠对接.对接补加一体化装置完成样机研制,并在直线运动平台上完成对接性能和电路连接的多次试验,在专用补加系统上完成接口密封性和模拟推进剂传输试验.     

卫星太阳电池阵在板展开阶段的撞击特性研究

研究了卫星太阳电池阵在板展开阶段的撞击特性,导童重要性一多体系统的动力学方程,介绍了撞击力的计算方法,计算了太阳电池阵在撞击阶段的撞击力和一些特殊节点的加速度和变化规律,计算结果表明,各点的撞击力在不同的时刻达到峰值,说明柔性板在撞击时发生了扭转,此外还发现靠近撞击处的节点的加速度在撞击瞬间比其它节点大,通过冲击波的传播引起外侧板的边界上节点的加速度不断上下振动,可以解释外侧帆板在撞击后上下、左右     

喷油器瞬态两相流动的建模方法

为了研究柴油机喷油器内部的气穴现象,采用一种新的方法建模并进行瞬态两相流动的数值模拟. 首先求解针阀开启时刻的稳态流场,然后导入自编的程序进行瞬态流场的计算. 自编程序是基于Fluent提供的用户自定义函数,用于控制模型边界条件,分析针阀受力情况和计算其运动速度. 初始计算条件来自稳态流场,每一步瞬态计算都依赖之前流场的计算结果. 这种建模方法保证了数值模拟的连贯性和真实性,确定喷油器初始条件就可以完整地计算喷油过程,得到每一时刻喷油器内部的压力分布和两相流分布等数据. 研究结果表明,这种新的建模方法是可行和有效的,其数值模拟结果和实验结果相吻合,并能揭示出喷油器喷嘴入口处气穴现象的产生、发展和消失过程,是进一步深入开展柴油喷油系统两相流动特性研究的一种新的途径.     

柔性杆子杆模型参数的遗传算法优化求解

研究了应用实数型的遗传算法解决柔性机器人子杆法建模中,子杆模型参数的优化求解问题.子杆模型参数形成高度非线性的方程组,它的求解是子杆法能否实现的关键.普通的牛顿迭代法及其变形,要求初始向量足够靠近解,一些所谓大范围收敛的算法又有方程组的Jacobian矩阵非奇异等要求,在此都难以应用.本文基于遗传算法的解法可求得模型参数的最优解,实例仿真显示了这一方法的可行性和高效率.      

大范围运动柔性航天器的递推有限段法分析

采用有限段法对做大范围运动柔性航天器建模时,针对传统方法求解计算效率低的问题,提出将有限段法与空间算子代数理论结合的高效处理方法。首先采用有限段法对柔性部件进行离散,将系统构造成为带关节柔性的多刚体系统,然后采用空间算子代数理论建立递推动力学方程,保证了分段引入大量广义坐标的情况下计算量仅呈线性增长,很好地克服了分段后系统运算量急剧增长的问题。最后给出双柔性杆机械臂系统的仿真算例,分别采用空间算子代数算法(SOA)与牛顿欧拉法(NE)建模,数值仿真结果表明采用SOA法与NE法建模所得计算结果完全一致。对比两种方法计算时间表明,SOA法计算量与系统自由度呈线性关系,且远小于牛顿欧拉法,仿真结果证实了本文方法的可行性和有效性。     

基座与臂杆全弹性空间机器人的有限时间控制

探讨了基座、臂杆全弹性影响下,基于有限时间的漂浮基空间机器人系统轨迹跟踪以及柔性抑振问题.由于弹性基座与两柔性杆之间存在多重动力学耦合关系,此系统为高度非线性系统.将弹性基座与臂杆间的连接视为线性弹簧,利用拉格朗日第二类方程并结合假设模态法,推导出该系统的动力学模型;应用奇异摄动理论的两种时间尺度假设,将系统分解为表示刚性运动的慢变子系统和表示基座弹性、双柔杆振动的快变子系统.针对慢变子系统,设计了一种基于名义模型的有限时间控制器,保证完成刚性期望轨迹跟踪.设计的积分式滑模面具有有限时间收敛特性,比传统渐近收敛控制方法具有更快的收敛速度和更强的鲁棒性;对于快变子系统,采用线性二次型最优控制同时抑制弹性基座与两柔性杆的振动.Lyapunov理论证明了所提控制算法能使跟踪误差在有限时间内收敛到原点.仿真验证了控制方法的有效性.     

磁层中哨声波与电子的相互作用

哨声波与磁层中电子的非线性相互作用,导致电子投掷角降低,沉降到低电离层,引起局部电离增强,而诱发Trimpi效应。本文讨论波-粒子相互作用的过程,并利用超粒子法进行了计算机模拟。计算结果指出共振不仅与电子的速度有关,而且与电子初始拉莫尔相位角有关;计算得到了相互作用时共振电子相位聚焦效应、非共振电子相位聚束效应及电子速度-相位空间中的不均匀振荡等一些结果。同时,也给出了波-电子相互作用引起的沉降电子能量通量随时间的变化和沉降电子的能量分布。      

柔性空间机械臂捕获卫星过程的碰撞动力学、镇定控制和柔性振动线性二次最优抑制

研究空间机械臂系统捕获卫星过程的碰撞动力学及受碰撞后不稳定系统的控制问题. 利用第二类拉格朗日方程推导得到空间机械臂系统的动力学模型. 在空间机械臂捕获卫星而受碰撞冲击过程中,利用动量冲量法评估碰撞冲击对空间机械臂系统运动状态变化的影响效应. 为使受碰撞冲击后不稳定的空间机械臂与被捕获卫星组合体系统恢复稳定,设计了线性反馈和线性二次最优复合控制算法对受碰撞冲击后空间机械臂系统进行镇定控制和柔性杆振动抑制,所提出的控制算法无需控制漂浮基的位置,从而可以节省漂浮基位置控制推进器燃料消耗. 通过数值算例模拟了碰撞冲击对空间机械臂系统运动状态的影响效应并验证上述控制算法的效果.      

SINS在摇摆基座上的快速精确对准方法

基座摇摆运动及产生的杆臂效应误差是影响舰载武器对准精度和快速性的关键因素.基于摇摆基座上舰载武器捷联惯导系统SINS(Strapdown Inertial Naviagtion System)初始对准的特点,分析了杆臂效应的产生机理及杆臂效应干扰加速度的补偿方法.在研究利用参数辨识法代替卡尔曼滤波进行摇摆基座SINS初始对准方法基础上,考虑工程应用实际情况,进而提出了利用一种参数辨识法进行摇摆基座初始对准的改进方案;最后,通过仿真验证表明采用改进参数辨识方法进行舰载武器SINS对准,不仅能提高对准的精度,而且可提高对准的快速性.研究结果可为舰载武器初始对准方案的选择与设计提供理论参考.     

变体航行器动力学建模与仿真

针对部分变体航行器变体描述复杂、存在刚体与柔性体耦合导致动力学模型复杂的问题，推导了一种具有普遍适用性的变体航行器动力学方程。将航行器视为由质点组成的整体，建立每个质点的运动微分方程。采用积分思想得到了适用于变体航行器的动力学扩展方程，其中，航行器变体产生的影响可以用附加力与附加力矩描述。对一种具有柔性翼的共形半环翼变体航行器进行了纵向面内开环运动仿真。针对部分附加力与附加力矩难以准确计算的问题，提出了一种便于工程化快速计算的方法，分析了不同变体速率下航行器的动力学响应和附加力、附加力矩的影响。结果表明，附加力和附加力矩与变体速率正相关。      

降落伞伞衣载荷的性能试验

在改变伞衣面积和透气量的情况下,在定常风洞中对小型平面圆形伞的开伞过程进行了动态试验,研究了开伞过程中伞衣形状和伞衣所受载荷之间的动态关系.伞衣载荷不仅受降落伞阻力和附加质量变化率产生的力影响,同时,不稳定性及伞衣(绳)的抖动也是产生伞衣载荷的一个重要因素.稳定型伞衣充满后的载荷平均值约为最大开伞动载的60％左右,伞衣投影直径变化引起的呼吸现象也会引起载荷波动.透气量越大,降落伞稳定性越好,但降落伞的充气性能将会变差.该实验研究可为降落伞的载荷分析提供一定的依据.      

高抗扰高精度无人机着舰纵向飞行控制

针对无人机着舰过程中舰尾流扰动和甲板运动扰动对着舰点散布的影响,对复杂着舰环境下的无人机着舰纵向控制策略、控制结构和控制律参数设计方法进行研究。针对常规控制结构抗扰能力不足的问题,提出了无人机着舰纵向多操纵面平衡态直接力控制(DFC)策略及控制结构。提出了面向着舰点散布的控制律参数优化设计方法,该方法在保证系统满足稳定裕度指标的基础上,综合考虑了舰尾流扰动和甲板运动扰动对着舰点散布的影响,使2种扰动造成的着舰点散布最小。构建控制律参数优化设计问题,通过粒子群优化(PSO)算法进行优化设计,得到高抗扰性能的控制律参数。在控制律参数优化中考虑舰尾流和甲板运动的功率谱密度分布,使设计更具有针对性,减小了控制律设计的保守性,进一步提高控制的抗扰性能。算例设计及仿真验证了多操纵面平衡态DFC控制结构在抵抗舰尾流扰动和甲板运动扰动方面的优异性能,并证明了所提控制律参数设计方法的有效性。     

月球着陆器软着陆冲击仿真

为提高分析月球着陆器软着陆有效载荷着陆冲击响应的准确性,提出一种基于瞬态动力学的着陆器有效载荷软着陆冲击响应分析方法.根据着陆器全机结构柔性和月壤柔性对有效载荷着陆冲击响应的影响,参照某型着陆器,于MSC.PATRAN环境中建立着陆器全机柔性体模型及月壤柔性体模型,运用瞬态动力学仿真软件MSC.DYTRAN对着陆器软着陆有效载荷着陆冲击响应特性进行了仿真研究.仿真结果与试验结果具有一定的一致性.研究结果表明:使用该方法分析着陆器软着陆有效载荷的着陆冲击响应是准确有效的,能够比较逼真地模拟月球着陆器实际着陆工况.     

柔性机械臂模型非约束模态降维绝对误差准则

描述柔性结构振动的非约束模态展开方法仅考虑结构参数而不考虑外部作用力,当外部驱动力频率与非约束模态的某几阶频率相等或者相近时,这样的处理将影响动力学响应的近似精度。针对此问题,且考虑到任意驱动力都可以用傅里叶分析的方法将其等效为无穷多个正弦力的叠加,提出了一种正弦力作用下基于非约束模态降维的绝对误差准则。采用有限元法描述柔性机械臂的弹性变形,应用拉格朗日法建立其动力学方程,并用非约束模态降维模型与其作对比,仿真验证了所提出的非约束模态选取准则的正确性。     

柔性机械臂辅助空间站舱段对接阻抗控制

空间机械臂辅助舱段对接过程中存在测量与控制误差,易导致对接机构间存在较大接触力,传统FMA (Force MomentAccommodation)控制方法在测量接触力时无法消除大负载惯性力对测量的影响,且测量仪器的引入会进一步降低空间柔性机械臂的刚度。为此,文章提出了柔性机械臂辅助大负载空间舱段对接的阻抗控制方法,采用拉格朗日法推导了空间机械臂的关节输入力矩方程作为前馈输入,建立了含动力学前馈的空间机械臂阻抗控制程序,并以在商业软件ADAMS中建立的空间柔性机械臂与对接舱段组成的系统动力学模型作为控制对象,对系统进行ADAMS灢Matlab联合仿真。仿真结果表明,按照此控制方法,系统可克服外力干扰使目标解析点按照期望的方式运动;同时,通过测量机械臂关节运动参数即可实现对外力的准确感知,而不需额外添加力传感器,既消除了大负载惯性力对测量的影响,也不会导致柔性机械臂刚度的降低。     

梁纵向与横向耦合非线性振动分析

纵向振动和横向振动耦合是捆绑火箭等结构中的典型振动现象.以Rayleigh梁为研究对象,通过Hamilton变分原理推导了考虑应变二次项的纵向振动与横向振动耦合控制方程,并用有限元方法对该非线性系统的行为进行了模拟.针对线性系统固有振动频率和非线性纵横耦合动态响应情况,把所得结果与NASTRAN结果进行了比较,二者结果吻合,证明了本方法的正确性.在此基础上,借助振动控制方程和模拟结果,讨论了非线性系统频率与模态的时变特性,非线性动态响应频率成分特性,横向振动和纵向振动相互影响以及共振现象等.研究结果为本方法的实际应用提供了理论基础.      

全柔性空间机器人基于虚拟力的输出反馈有限维重复学习控制及振动抑制

探讨了基座、关节、臂均存在柔性情况下，空间机器人关节轨迹运动及多重柔性振动的主动控制和主动抑制问题.结合线性弹簧、扭转弹簧、简支梁及假设模态法，利用拉格朗日方程建立了基座、关节、臂全柔性影响下的空间机器人系统动力学模型，利用奇异摄动法，将模型分解为关节运动慢变子系统与关节柔性振动快变子系统.为控制慢变子系统中载体姿态、关节刚性运动并且抑制臂的柔性振动，依据虚拟控制力的概念，设计了基于有限维傅里叶级数解析周期信号的输出反馈重复学习算法.李雅普诺夫直接法证实了上述控制器的稳定性.为了抑制快变子系统中基座和关节的柔性振动，分别采用线性二次最优控制方法以及引入关节柔性补偿器间接增大关节等效刚度的方式，使控制算法不局限于求解弱非线性问题.系统数值仿真结果表明，所提出的控制器能够有效抑制机器人多重柔性构件的振动，实现对期望信号的高品质追踪.      

空气系统双腔模型的压力动态特性分析

当发动机突然加速或发生突发失效时,空气系统在短时间内由容腔效应和管道流体惯性所形成的压力波动将对某些空气系统零部件产生负面影响。在经过验证的模块化瞬态空气系统仿真程序的基础上,分析了双腔模型的管道不同部位和容腔的压力变化。重点考虑了关键元件的尺寸对压力变化的影响规律。结果表明,此瞬变过程中出现的压力波动与空气系统的几何结构尺寸密切相关。此模型分析方法可以作为研究整机空气系统瞬变过程的基础。