展开桁架天线热致振动数值分析

对一展开桁架抛物面天线, 利用有限元法, 建立瞬态热平衡方程, 针对空间天线和热致振动的特点, 提出温度场在时间域上收敛于正确解和稳态解的收敛准则; 利用节点温度, 模拟热动力荷载, 对天线典型节点热致振动位移和天线形面精度进行了数值分析. 研究表明, 热致振动发生在热动力荷载急剧变化的初时阶段, 合适的阻尼和结构形式可以消除热致振动; 结构的热致振动响应, 主要集中在结构固有振动特性中的各向主振动; 由热致振动引起天线形面精度误差, 呈现由急剧振动趋于静态的特性, 但初始的振动幅值较大.      

星载大型反射面天线的刚-柔-姿控一体化在轨振动分析方法

随着大型可展开环形天线在航天器上的应用,口径越来越大,指标更加严格,卫星姿控、轨控、太阳翼驱动等导致的机械运动必然会引起大型反射面天线的振动,从而造成电性能降低,影响任务完成质量。提供了一种获取大型环形天线在轨振动影响的刚–柔–姿控一体化分析方法,建立了集扰动源、整星刚柔耦合动力学模型、姿态控制系统、天线振动影响分析的一体化仿真分析模型,实现了在典型扰动模式下的环形天线的振动响应计算、环形天线整体指向和变形计算。分析结果为天线在轨振动影响分析、性能指标预示、振动传递机理及抑制措施提供支持。     

具有初始热变形的转子系统振动响应分析

航空发动机热起动时的温度分布不均会使转子产生初始热变形,进而引起发动机振动过大,甚至导致起动失败。针对此问题,以航空发动机中的典型转子为对象,根据初始热变形对转子振动的影响建立相应的动力学方程,并通过模态坐标变换分析初始热变形对转子系统振动响应的影响。结果表明,初始热变形相当于对转子作用了附加激励,包括转轴初始弯曲激励、附加不平衡激励和附加陀螺力矩激励,上述激励均与转速同步。其中,附加不平衡激励和附加陀螺力矩激励大小与转速有关,对转子通过各阶临界转速的振动响应均有较大影响;转轴初始弯曲激励大小与转速无关,主要影响低阶临界转速的振动响应。      

模块化空间可展开天线支撑桁架结构的热-结构分析

对模块化空间可展开天线支撑桁架结构进行空间热交变环境下的热 结构分析,为天线结构因热致变形影响形面精度和网面稳定性提供合理的防护建议。采用ANSYS APDL有限元软件建立了大口径模块化空间可展开天线支撑结构的精细化数值模型,基于已有试验分别验证了模块化可展开天线结构有限元建模和热分析模型的正确性;分析了在瞬态温度场作用下约束位置等参数对支撑桁架弦杆及拉索应力的影响和热致变形规律。研究结果表明：空间可展开天线结构的应力和变形随时间历程发展与瞬态温度场变化趋势基本一致;同一瞬态温度场下,天线结构中心模块拉索热应力最大,同圈模块的弦杆热应力幅值基本相同,其上弦杆热应力逐圈增大,而拉索热应力逐圈减小;天线结构热致变形在距离约束最远端处整体累计值最大,上层中心点处累计热致变形可达15mm左右,对天线形面精度的影响不可忽略;将天线支撑桁架结构最外侧且距离结构中心最近的模块顶角和与相邻模块竖杆拼接处作为星载天线伸展臂约束时,天线结构的热致变形最小。将该处作为模块化空间可展开天线的展开支点,并建议对天线支撑结构表面采用涂刷隔热防护复合材料涂层等防护措施,以增加天线结构在太空极端环境的适应性,从而减小温度交变对天线整体形变和网面精度的影响。     

卫星测控天线日照温度场极端工况预测方法

针对卫星测控天线日照温度场产生的热变形影响天线电性能问题,提出了一种预测天线极端温度工况的方法.该方法将太阳照射参数与天线面板方程有效结合起来,求得天线面板的太阳直射点运动轨迹,从而确定天线姿态参数.在Ⅰ-DEAS中建立该姿态的模型,同时引入环境因素的影响,进行瞬态仿真分析,预测天线的极端温度工况.通过试验天线,验证理论计算太阳直射点运动轨迹与极端温度预测方法的正确性.     

考虑在轨热效应的网状天线索网优化设计

网状天线服役于高低温、强辐射的复杂太空环境，其热变形是影响天线在轨性能的重要因素。目前的设计方法均为常温下的索段预应力配置，难以计及服役环境对天线在轨性能的影响。通过在索网模型中引入温度载荷，建立了以常温下索段参数为变量，以服役环境下的索网形面精度和张力分布为目标及约束条件的索网优化模型，从而在设计之初充分考虑服役热环境下的天线性能，改善天线在轨精度和张力分布。分析了天线运行轨道热环境，计算了天线在不同轨道位置的温度场；基于非线性有限元理论，建立了网状天线热结构模型，形成了考虑温度效应的索网找形及优化设计方法；开展了面向天线服役性能的索网优化设计。优化结果表明，该方法有效提高了天线在轨运行时的性能，可为考虑服役环境的网状天线优化设计提供方法和思路。     

采用信标的大型可展开天线指向控制方法

为提高大型可展开天线的指向控制精度,并适应喷气卸载等在轨工况,基于Craig-Bampton法建立了表征柔性天线指向的动力学模型,在此基础上提出了一种采用信标的大天线指向控制方法.该方法先基于卡尔曼滤波,对大天线的振动状态进行检测,若天线未出现明显振动,则通过信标敏感器修正天线指向偏差,同时引入星本体姿态敏感器以保证稳定性;若天线振动超过阈值,则仅引入星本体敏感器以衰减振动,直至天线未出现明显振动.最后利用瑟拉亚(Thuraya)卫星的在轨实测热变形数据进行了仿真验证.结果表明,在未受到喷气扰动时,大天线指向精度优于±0.02°,在受到喷气扰动后,系统可正确检测并切换跟踪输入.这说明,该指向控制方法在保证稳定性的同时,可以有效修正大天线指向偏差,并能适应在轨位保、卸载喷气工况.     

热和振动复合环境中人体热调节的数值模拟

本文针对热和振动复合环境对人体的影响特点，建立了该复合环境中二维人体热调节系统的数学模型．采用数值方法对人体热调节系统数学模型进行求解，计算了不同热和振动复合环境条件下人体温度分布及动态响应，计算结果与实验结果相符较好，相对误差小于５％．     

热和振动复合环境中人体热调节的模拟

本文针对热和振动复合环境对人体的影响特点，建立了该复合环境中二维人体热调节系统的数学模型。采用数值方法对人体热调节系统数学模型进行求解，计算了不同热和振动复合环境条件下人体温度分布及动态响应，计算结果与实验结果相符较好，相对误差小于５％。     

空间可展开天线铰链热变形分析与试验验证

在轨热变形是影响空间可展开天线精度的关键因素之一,因此,空间可展开天线结构的在轨热变形分析具有十分重要的意义。随着空间探测任务要求的不断提高,铰链热变形对空间可展开天线指向精度的影响已经不可忽略。以某空间可展开天线的根部铰链和臂间铰链为研究对象,建立其有限元模型,计算铰链主弯方向和侧弯方向在温度每变化10℃时相对角度的变化。基于高低温箱和电子经纬仪构建铰链精度测试系统,开展铰链热变形试验。试验结果表明：根部铰链和臂间铰链在主弯方向和侧弯方向呈现纯结构热变形特性,仿真结果与试验分析结果基本一致,验证有限元模型和试验分析方法的正确性。根据铰链主弯和侧弯方向角度相对变化,评估热变形对铰链变形的影响。该建模和试验分析方法可为同类型空间可展开天线设计、分析和优化及类似可展开机构精度影响因素的分析提供参考。     

基于RVE模型的空间天线结构热稳定性优化设计与热变形分析

空间环境温度变化会使空间天线支撑结构产生热变形,影响其使用性能,因此进行天线热稳定性设计及热变形分析具有重要的意义.基于代表性体积单元(Representative Volume Element,RVE)方法对空间天线结构进行热稳定性设计与热变形分析.通过建立纤维随机分布并含有材料孔隙的RVE,得到纤维热膨胀系数.对M40/TDE85单向复合材料的热膨胀性能进行实验测试,计算结果与测试结果吻合良好,验证了RVE模型的正确性与准确性.建立了复合材料圆管参数化模型,根据计算得到的热膨胀系数及优化算法,对天线支撑结构进行热稳定性优化设计,并对优化后的天线结构进行热致变形分析,结果表明优化后的结构具有很高的热稳定性.      

复杂动力学模型下星载天线跟瞄控制技术研究

针对星载天线动力学复杂这一问题,从天线系统刚柔耦合动力学建模、指向跟踪控制以及振动抑制等方面研究了柔性星载运动部件的指向控制方法。首先,通过描述系统几何拓扑关系建立系统运动学方程,从而简化动力学建模过程;之后,利用假设模态法,对天线反射面挠性进行建模;最后,将拉格朗日方程与挠性关节模型相结合,从而建立了星载天线非线性刚柔耦合动力学模型。在以上复杂动力学建模的基础上,采用分层设计的思路进行了控制策略设计：先运用基于计算力矩法的滑模控制器得到不考虑挠性关节的耦合控制律,从而保证卫星基体的稳定性以及天线挠性反射面的振动抑制;再使用反步法对挠性关节进行控制,实现对天线反射面的指向精度控制。最后,讨论了动力学参数不确定性对系统跟踪指向控制的影响并采用数学仿真的方式验证了相关动力学模型与控制算法。仿真结果表明该方法能较好地实现对星载天线的指向跟踪控制以及振动抑制,提高星载天线的动态指向精度。     

基于重复自抗扰控制的索网天线振动抑制

为解决索网天线在轨运行过程中的振动抑制问题,提出一种基于重复自抗扰复合控制器的主动振动控制方法。首先,使用有限元法建立天线型面的振动动力学模型,基于模态截断的方法对动力学模型进行降阶并转化为状态空间方程的形式。然后,基于能量最小化准则,使用遗传算法对传感器/作动器的位置进行优化。最后,设计了基于线性自抗扰控制的天线型面振动主动抑制算法,并在此基础上设计前馈重复控制算法,通过对反馈控制周期性误差的学习,提高控制器抑制周期性扰动的能力。仿真结果表明,相比无控状态时,所提出的控制方法可将型面扰动降低97.0%,振动抑制效果优于PID控制器。所设计的控制方法为天线型面的振动控制提供了一种新的技术手段。     

用于篦齿封严装置的减振阻尼环设计理论

运用弹性力学和接触力学的有关理论研究了用于篦齿封严装置减振的阻尼环设计方法.采用动柔度法求解了安装有阻尼环的篦齿封严装置的动力响应.分析了阻尼环尺寸和接触压力等参数对篦齿封严装置动力响应的影响规律:在篦齿封严装置和阻尼环的组合结构中,存在最佳的阻尼环结构参数,此时阻尼环减振效果最佳;对组合结构不同的周波型振动,阻尼环的减振效果不同.      

有限元分析在航天器产品设计中的应用

 按航天器产品力学环境的试验要求,应用有限元分析软件MSC.NASTRAN系统地对CCD星敏感器进行静态分析、模态分析以及冲击响应、正弦振动、随机振动等动态分析。采用有限元分析方法进行热分析可完善基准镜安装支架的设计。     

星载大型平板缝隙天线结构设计及热变形分析

以空间应用需求日益广泛的大型平板缝隙天线为研究对象, 介绍了其结构组成. 为减小天线热变形, 对天线外侧4个安装角的连接方式做了改进设计, 并在极高温和极低温两种工况下进行热变形分析, 得到改进前后两个方案的变形结果. 在极高温工况下, 天线阵面Y向热变形均方根值从改进前的0.52 mm减小到0.3 mm; 在极低温工况下, 天线阵面热变形均方根值从改进前的0.35 mm减小到0.1 mm. 结果表明改进后的方案满足设计要求, 从而确保了天线在轨电性能的指标.