双级螺旋式重复折展锁解太阳翼设计与展开特性分析

提出了双级螺旋式重复折展锁解太阳翼, 通过分析其工作原理, 根据双级螺旋式重复折展锁解太阳翼设计需求, 完成了其功能分析以及技术参数和结构尺寸的确定. 通过双级螺旋式重复折展锁解太阳翼展开特性分析, 研究了重复折展锁解太阳翼运动传递关系, 建立了其展开运动特性分析模型, 包括正运动学和逆运动学模型. 利用仿真求解计算获取获得了太阳翼各基板展开的同步度与平面度值. 仿真结果表明, 所提出的双级螺旋式重复折展锁解太阳翼满足设计指标要求, 为其进一步研究提供了重要理论依据.      

扇形太阳翼重复折展机构运动仿真及其功能试验

传统折叠式太阳翼体积与重量大, 采用一次性展开锁定机构易引起航天器调 姿或变轨时的颤振. 为此提出了一种新型扇形太阳翼重复折展机构. 基于 ProE/Adams联合仿真, 建立虚拟样机模型, 获取不同电机转速下扇形太阳翼转 动导板展开运动参数的变化规律, 对所研制的扇形太阳翼重复折展机构原理样 机进行展开功能试验. 对比仿真与试验结果可知, 在电机允许转速范围内调节 转速, 扇形太阳翼重复折展机构均可在规定时间内完全展开锁定, 具有重复折 展与锁解功能, 且仿真与试验数据高度吻合, 表明其符合设计要求.      

基于ANCF的挠性太阳翼动力学建模及模态辨识研究

可展薄膜结构平面太阳翼由于极具纤薄和轻柔的特性,导致其动力学性能参数显得相当复杂.为全面、准确地明晰大挠性太阳翼动力学特征对新型百公斤级低轨卫星姿态控制性能的影响,采用ANCF(absolute node coordinate formulation)索梁模型和ANCF薄膜单元构建主要挠性附件,基于索梁预应力建立大型空间可展结构的动力学模型.通过建立的动力学模型,综合考虑太阳光压力、气动阻力、重力梯度力矩和地磁力矩在内的复杂空间环境干扰,采用复模态指示函数(complex mode indication function, CMIF)进行薄膜结构平面太阳翼模态参数在轨辨识的研究.辨识结果与仿真分析结果的对比表明,CMIF方法能够有效地识别可展薄膜结构平面太阳翼的低阶固有模态,为该技术的工程实施提供了坚实的理论研究基础.     

智能太阳翼动力学建模与模态分析

研究柔性航天器的动力学与控制问题时,通常需要利用柔性附件的模态信息。为获取航天器的高精度姿态控制,必须解决柔性附件的振动抑制问题。配置压电传感/作动器是解决太阳翼振动控制的有效手段。针对基板表面粘贴压电传感/作动器的太阳翼,基于一阶剪切变形层板理论,建立了包含机电耦合效应对结构刚度贡献的有限元模型,并在连接机构等效梁单元中引入了轴向载荷。利用假设剪切应变方法解决了一阶剪切变形层板理论的剪切闭锁问题。仿真结果表明:太阳翼的动力学特征随压电传感/作动器配置方式的改变而改变;连接架轴向载荷可以大幅提高太阳翼的侧摆振动频率;给压电作动器施加控制电压可以增加太阳翼的结构阻尼。     

厚板三浦折展机构的几何设计与运动分析

空间折展机构与一般运动机构不同，其对构件的几何形貌有着严格的要求。基于厚板折纸理论构造出两种三浦厚板折展单元——Bennett机构单元和球面四杆机构单元，在保证机构可以从展开状态运动到收拢状态且不发生物理干涉的前提下，以折展单元可无限次叠加组网为设计目标，分析构件几何参数应满足的约束条件，阐述模块化组成大尺度厚板三浦折展机构的原理和过程，提出Bennett组网和混合组网两种模块扩展方式。通过建立Bennett扩展模块和球面扩展模块的运动学模型，验证两种厚板三浦折展机构的运动等价关系。研究不同几何参数对机构折展率的影响规律，提出一种根据给定折展率要求对机构进行优化设计的方法，为厚板三浦折展机构的运动特性分析和几何参数优化奠定了理论基础。     

绳索断裂对二维二次太阳翼展开过程影响分析

为识别二维二次太阳翼关键环节和预示其在轨展开故障模式，开展不同位置绳索断裂失效对太阳翼展开的影响程度分析。采用考虑绳索断裂的绳索联动轮力学模型，建立了适应于不同联动轮半径的联动轮受力模型，提出角度触发约束消除方法，解决了太阳翼第2次展开过程连续仿真问题，建立了太阳翼第2次展开动力学方程，分析了不同位置绳索断裂失效对太阳翼各板展开角度、展开构型和其他绳索张力的影响。分析表明，越靠近星体的绳索联动机构失效对太阳翼展开过程的影响越大，其中连接架上绳索联动机构失效可直接导致二维二次太阳翼在轨展开失败。     

考虑摩擦的周边桁架式可展天线展开动力学分析

结合一种周边桁架式可展天线的模型制作,介绍了该类天线的总体布局、展开收纳机理和设计要点;然后提出了切实有效的数学算法,有效地构造了约束方程及其Jacobi矩阵,实时地模拟了结构收纳过程的约束条件,采用广义逆矩阵的方法分析了周边可展桁架运动过程;研究了摩擦这一非线性因素在其展开过程中的作用机理,建立其展开动力学模型,实现了考虑摩擦的周边桁架式可展天线结构展开动力学分析.编制了仿真程序进行算例分析,验证了分析方法的有效性.      

大型空间可展薄膜结构动力学仿真分析

相对于传统的航天器平面刚性天线结构，柔性可展薄膜结构因其质量轻、收拢体积小等优点成为大型天线的重要发展方向，特别是在天基合成孔径雷达（SAR）天线高分辨率对地观测技术领域具有广阔的应用前景.为掌握其在轨结构动力学特性，基于温度-结构预应力导入方法建立了大型空间可展薄膜结构的动力学模型，分析了可展薄膜结构的动力学性能参数，同时基于建立的动力学模型开展了可展薄膜结构的优化设计研究，得到主要设计参数对可展薄膜结构动力学性能参数的影响权重，为其工程化实施奠定了理论研究基础.      

星形张拉整体可展结构分析

提出了一种星形张拉整体可展结构.该结构基于张拉整体单元转化的星形张拉整体结构构建,具有中心单一构件驱动即可实现结构折展的特点.针对星形张拉整体可展结构的工作原理、驱动原理、中心构件长度对结构参数和力学参数的影响等,通过理论分析和仿真研究,对其折展可行性进行了分析验证.      

挠性多体卫星星间跟踪天线回扫运动研究

针对耦合影响较严重的天线回扫过程展开研究.首先,将柔性支撑杆等效简化为悬臂梁结构,并基于拉格朗日方程建立多体耦合动力学模型.然后从耦合动力学模型出发,分析天线回扫运动对星体姿态稳定和柔性振动的影响,并根据分析结果引入命令预处理算法,规划天线回扫指令.最后对天线回扫运动进行仿真分析,仿真结果表明命令预处理算法能够有效地减小回扫运动对星体姿态稳定和柔性振动的影响.     

模块化抛物面折展机构设计与优化

抛物面天线作为卫星上重要的功能组件，是实现遥感测量和无线通信等功能的基础。为了解决模块化抛物面天线折展机构构型设计与刚度匹配困难的问题，提出一种基于剪刀机构的肋单元折展机构的构型方法，并设计了肋单元折展机构。通过运动学分析，验证了该机构通过参数的修改，可以实现同一折展机构展开状态包络不同抛物面拟合球面。给出一种包络锥法实现多模块折展机构展开过程的求解思路，为可转动肋单元的运动副配置提供依据。构建多模块折展机构的有限元模型，以提高固有频率和降低整体质量为优化目标，对肋单元折展机构的构型参数进行优化。采用非劣排序遗传算法完成优化迭代计算,得到具有高刚度、轻量化的折展机构设计参数，在相同条件下优化后调和平均固有频率提高了67.4%，天线整体质量下降了35.2%。     

作大范围运动刚柔混合体的动力学建模与仿真

考虑耦合效应的柔性空间结构耦合动力学研究在航空航天领域具有重要的应用价值.用有限元法对柔性结构进行离散化处理,得到了柔性结构的模态阵.以模态展开方法以及Kane方程为理论基础,建立了作大范围运动刚柔混合体的动力学模型,并通过Matlab软件编写程序进行求解.为了检验该动力学模型及其程序的正确性,将Matlab仿真结果与商用软件仿真结果进行对照,进而验证了该仿真的正确性.本研究解决了中心刚体加柔性附件这一类航天器的动力学仿真问题.      

航天器附件联动展开机构优化设计

根据航天器附件展开运动功能要求,对联动展开机构进行了尺度综合,确立了一组独立的设计参数,推导了满足收拢和展开状态下基板位置要求的联动展开机构数学模型,并建立了参数化的机构展开动力学仿真模型,以对附件展开运动功能及动力学特性进行分析和验证,从而实现了机构的参数化设计与分析.在此基础上,以展开全程所需的最大驱动力矩最小化为目标,以满足收拢状态整体结构尺寸包络为约束条件,建立了联动展开机构优化模型,根据该优化问题的非线性特征以及设计空间的不连续性,采用模拟退火算法进行优化求解,最终得到了机构的最优尺寸,从而达到了降低展开驱动力矩、改善机构动力学性能的目的.     

航天器太阳翼展开锁定分析

研究航天器太阳翼锁定过程的动力学特性。对展开锁定和姿态运动做耦合分析,给出了采用有限段模型划分的耦合动力学方程。针对某一卫星给出了锁定过程中各参量的响应曲线,包括卫星本体姿态以及BAPTA 上所承受的作用力和作用力矩由线。该模型也适用于航天器多体系统的展开锁定分析。     

考虑运动副间隙的剪式线性阵列可展结构动力学分析

为了精确研究剪式线性阵列可展结构的动力学性能,在该机构的运动副中引入间隙,通过含间隙转动副元素之间的运动规律建立了该运动副的运动学模型。基于Gonthier接触力模型和修正的Coulomb摩擦力模型分别计算了含间隙转动副元素之间的法向与切向接触力。进一步把该接触力转换到间隙运动副所联接的杆件与滑块的质心处,并将其集成到剪式可展结构动力学模型的广义力中,从而成功地将关节间隙效应引入到可展结构中。采用一种新的违约校正法直接对系统的坐标和速度进行修正,避免了数值结果的发散并可确保将违约控制在给定的精度范围内。通过数值分析预测了运动副间隙对剪式线性阵列可展结构动力学性能的影响,为研究可展结构的运动精度和机构设计提供了参考和依据,拓展了间隙碰撞模型的应用范围,有利于工程实际应用。     

模块化空间折展机构研究现状与展望

模块化空间折展机构具有拓展灵活、通用性好、适应性强等特点，可满足长距离深空探测、长期在轨空间站建设和超广域卫星通信等重大航天工程对大型/超大型空间折展机构的需求，是一种新型关键的航天装备。针对应用需求，阐述了模块化空间折展机构领域的研究进展，重点介绍了伸展臂、太阳翼和空间可展开天线等3类折展机构中具有模块化特征的典型构型，分析了模块化空间折展机构的结构组成、展开原理、驱动方式及应用现状，从机构创新设计方法、地面微重力试验及仿真、空间在轨装配技术、空间在轨建造技术等4个方面，展望了模块化空间折展机构未来的发展方向，旨在为大型空间折展机构的研究和应用提供借鉴与参考。     

五面体可展桁架单元展开特性分析

为满足大型空间桁架结构太空在轨装配的需要，根据五面体可展桁架单元可以组合成多种类桁架结构的特点，设计了一种五面体可展桁架单元，发射到太空后用于桁架结构的组装。为分析五面体可展桁架单元的运动特性，利用螺旋理论对该五面体可展桁架单元进行了自由度分析；采用了D-H坐标变换方法对该五面体可展桁架单元进行了运动学分析，并推导了展开过程的运动学方程；采用拉格朗日法对五面体可展桁架单元进行了动力学分析，给出了展开过程的动力学方程。分析结果表明，该五面体可展桁架单元展开过程中自由度为1；推导的运动学公式曲线结果与Adams仿真软件的仿真结果高度吻合，能很好地描述该结构的展开运动过程；增大扭簧的刚度对展开的运动参数变化趋势没有明显影响；节点的加速度不仅与扭簧的驱动力有关，还和节点位置和速度有关。在展开后期，节点位置和节点速度对节点加速度的影响比较明显。     

铰链展开式构型航天器设计及其动力学仿真

基于航天器结构的模块化设计概念,设计了一种空间可展开航天器模块化结构构型,即铰链展开式构型。利用虚拟样机技术,建立了模块化本体和太阳翼虚拟样机模型。在空间失重环境下,分析了模块化本体和太阳翼在3种展开顺序下（本体各模块和太阳翼同时展开、太阳翼先展开本体各模块后展开和本体各模块先展开太阳翼后展开）对航天器姿态的影响,同时对比了不同扭簧参数对姿态角和展开时间的影响。仿真结果表明该模型可为未来高机动、多型态、多用途自适应变构型航天器的设计以及空间姿态控制提供技术支持和借鉴。     

空间可展开天线模态测试与模型修正技术

为准确预测结构的力学特性,使仿真结果精确逼近试验结果,必须对有限元模型进行修正。由于网状可展开天线的有限元模型中存在着各类结构参数且内部索网属于柔性结构,索网索段由于预张力才具有刚度,结构的这一特殊性导致模型修正困难。对3 m可展开天线样机进行了模态测试,在样机自由状态下获取了结构的模态频率和振型;针对可展开天线这种柔性复杂结构模态参数难识别、待修正参数多的特点,对修正参数进行了有针对性的选择;使用基于设计参数灵敏度型的模型修正方法对有限元模型进行了修正,缩小了样机与仿真固有频率和振型之间的误差,得到一种处理含有索网结构的模态测试流程和模型修正方法。     

空间站机械臂转位系统动力学建模及特性分析

为分析空间站在应用机械臂转位过程中的动力学特性,采用矢量力学方法推导了考虑偏心量的空间站转位系统动力学模型.使用有限元方法描述柔性臂的弹性变形,应用Newton-Euler法建立空间站机械臂转位系统转动方程,并采用Lagrange法建立柔性臂振动方程;针对柔性机械臂末端带有大负载的特点,将末端弹性变形引起的负载角速度从负载绝对角速度中分离,应用约束模态展开法对动力学方程进行降阶.提出了构造降维矩阵的方法以便于利用空间动力学模型研究机械臂平面转位问题;分析了空间站舱体转位过程中系统的转动惯量、偏心量发生变化的特性.数值仿真结果表明:空间站在转位过程中,系统总体相对于系统质心的转动惯量变化巨大,且偏心量变化范围甚至已超出了空间站核心舱的几何范围.结论可为空间站的控制系统设计提供理论参考.