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1.
卫星太阳翼展开运动分析   总被引:11,自引:1,他引:10  
卫星太阳翼是许多应用卫星必不可少的主要部件,太阳翼在轨道上的展开运动分析对卫星设计起着很重要的作用。文章提出利用能量守恒的原理,以太阳翼展开角(?)为参数的分析方法。该方法计算简捷,精度高,并且方便判断,特别适用于工程应用。  相似文献
2.
一种带帆板挠性的控制系统分析和设计   总被引:1,自引:0,他引:1  
分析了一种卫星太阳帆板结构挠性对姿态控制系统稳定性影响的问题;给出了带挠性的控制系统仿真与设计方法。试验结果表明,通过合理的设计可以减小挠性对卫星姿态稳定性的影响,提高系统的控制精度。  相似文献
3.
大型太阳帆薄膜折叠及展开过程数值分析   总被引:1,自引:0,他引:1  
针对深空太阳帆帆面薄膜折叠方式及太阳帆空间展开过程的优化问题,在叶内折叠、叶外折叠方式的基础上,提出了一种斜叶外折叠方式,并通过建立不同的参数模型,利用ANSYS/LS-DYNA有限元软件对5种折叠模型展开过程进行了力学分析.分析结果表明,新提出的斜叶外折叠方式是较适合空间应用的太阳帆帆面折叠方式.太阳帆在空间展开过程中帆面应力与展开速度、折叠宽度等因素相关,帆面与支撑杆连接的顶点区域是整块帆面应力最大的区域,应重点进行加固.研究结果将为大型太阳帆薄膜材料选择及结构设计提供重要依据.  相似文献
4.
太阳帆推进任务的快速仿真方法   总被引:1,自引:0,他引:1       下载免费PDF全文
研究太阳帆的力学特性和轨道控制设计方法,导出太阳帆的无奇点控制律.提出通过STK中MATLAB语言编写的嵌入式脚本(Plug in Script)来将由控制律得到的光压力加速度矢量,添加到STK轨道计算力学模型中,从而进行轨道控制的方法.仿真结果表明,对于常规方法难以进行仿真分析的航天器动力学模型(如太阳帆),所提出的方法能快速灵活地支持其相应的任务,并增强任务场景的可视化,从而实现利用STK丰富的功能特性进行复杂航天任务的设计、分析和验证.  相似文献
5.
应用太阳帆悬停探测哑铃形小行星   总被引:1,自引:1,他引:0       下载免费PDF全文
研究了太阳帆航天器在哑铃形小行星引力场内的悬停探测可行性问题。哑铃形小行星代表了一类细长形的小行星,文中首先建立哑铃形小行星的简化动力学模型。针对可变反射面积的太阳帆,给出其在小行星引力场内的悬停动力学方程,并仿真求解了哑铃形小行星附近的太阳帆可行悬停探测区域。  相似文献
6.
光明 《国际太空》1991,(4):24-24
苏联正在研制一种新型科学卫星,卫星命名为“瑞佳塔”(Regatta)。这种卫星将利用太阳光压进行姿态控制。苏联计划在1993至1996年期间至少发射两颗这种卫星,此外还制定了另外三项飞行任务,其中包括一项绕月飞行任务。研制这种卫星的苏联空间研究院已向美国海洋大气局提出建议,希望美国使用这种卫星进行太阳爆发预警。美国私立空间研究院将代表苏联促成这一建议的实现。苏联新型科学卫星的任务包括等离子物理研究和磁层测量,至少有一颗星的使命与国际日地物理计划有关,美国、日本和欧空局都将在这一计划中起积极作用。  相似文献
7.
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。  相似文献
8.
研究了太阳帆结构的有限元仿真分析问题.针对太阳帆航天器实际结构特点,建立合理的有限元模型;得出合理的边界预紧力的大小与方向;给出太阳帆航天器伸展臂对预紧力的屈曲模态分析以及屈曲临界载荷;进行了太阳帆结构的无预紧力结构模态分析与有预紧力结构模态分析,并对结果进行了比较.研究结果表明,太阳帆航天器预紧力结构模态分析更为合理,为太阳帆航天器控制系统工程设计与仿真提供了参考数据基础.  相似文献
9.
太阳帆航天器以两姿态角作为轨道控制输入时,其轨道动力学方程具有非仿射非线性特性.通过人工平动点处线性化获得的线性系统可完成太阳帆航天器轨道保持控制器的分析与设计.由于线性近似模型为有误差模型,存在近似有效范围约束,表现为轨道高度约束和姿态角幅值约束.本文研究了姿态角幅值约束对线性近似模型有效性的影响,通过计算给出满足近似误差要求的姿态角幅值约束.当控制输入存在幅值约束时,控制器轨道修正能力受到束缚.通过研究姿态角幅值约束下的最大允许入轨误差,设计了最大允许入轨误差下线性二次型调节器(LQR)用于轨道保持控制,并将控制器应用于太阳帆日地三体系统非线性模型中,实现了日地人工L_1点Lissajous轨道最大允许入轨误差的控制收敛和良好精度下的轨道保持控制.  相似文献
10.
研究基于遗传算法的太阳帆行星际转移轨道的全局优化问题.通过极小值原理推导了太阳帆全局优化控制律,并以太阳帆飞行时间最短为优化目标函数,运用遗传算法对发射时间、到达时间和协态变量初值进行参数优化设计.为了解决轨道转移这一多约束优化问题,在遗传算法中加入动态罚函数.在此理论基础上作了从地球同步轨道出发到火星同步轨道转移和从地球出发与火星交会两个算例,仿真结果表明了该方法在太阳帆转移轨道全局优化中的有效性.  相似文献
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