推力作用下变质量柔性自旋飞行器稳定性分析

针对变质量柔性自旋飞行器推力作用下稳定性问题，以Timoshenko梁为模型，考虑陀螺效应和剪切效应，基于有限元法建立系统振动方程，分析质量变化、推力作用和自旋转速对系统振动的影响，采用自适应Newmark法求解系统的振动响应。结果表明：质量和推力能够改变固有频率、进动频率和临界转速；受质量变化影响，自旋转速与临界转速相等时，飞行器发生短暂共振，共振响应峰值最大时刻与此重合时刻相比稍有延迟。     

超高转速氢涡轮泵柔性转子动特性仿真分析

以25 tf级膨胀循环氢氧发动机氢涡轮泵为研究对象,针对超高转速氢涡轮泵柔性转子临界转速设计、稳定性控制的难题,采用有限元方法建立转子轴承系统动力学模型,考虑支承结构参与振动、密封流体的刚度及阻尼、支承刚度及阻尼随转速变化等因素的影响,计算分析了设计参数对转子临界转速、稳定性的影响,提出了优化改进方向。仿真分析表明：该氢涡轮泵的转子系统设计方案能够满足临界转速裕度、弯曲应变能控制的设计准则和目标要求;工作转速范围内转子一阶对数衰减率最小值约为0.15,满足稳定性设计准则的最低要求;若要进一步提高转子的稳定性裕度,可适当降低泵端弹性支承刚度,把转子悬臂段的流体密封由齿型结构改为阻尼更大的孔型结构,将对数衰减率提高到0.22以上。     

支承总刚度对涡轮泵转子临界转速及稳定性旳影响

针对低温液体火箭发动机涡轮泵转子非线性系统开展了支承总刚度对临界转速及系统稳定性的影响研究.建立了涡轮泵转子非线性系统的动力学模型,在有安装偏心条件下分别研究了泵端和涡轮端支承总刚度变化对转子系统临界转速和稳定性的影响,给出了失稳转速随支承总刚度的变化规律,为液体火箭发动机涡轮泵转子系统结构设计、诊断与维护提供理论依据.     

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。     

航天器机动时DGMSCMG磁悬浮转子干扰补偿控制

双框架磁悬浮控制力矩陀螺（DGMSCMG）具有寿命长、综合效益好等突出优势,但航天器机动时,航天器及DGMSCMG内、外框架系统的转动均导致磁悬浮高速转子产生一定的耦合运动,影响磁悬浮转子系统的稳定性,同时使输出力矩精度下降,从而严重影响航天器姿态控制的精度。本文建立了基于DGMSCMG的航天器动力学模型,分析航天器、外框架、内框架、磁悬浮转子四者之间的动力学耦合关系。针对磁悬浮转子的非线性耦合干扰,提出一种基于复合控制的补偿方法,通过磁轴承产生相应的电磁力,对陀螺耦合力矩和惯性耦合力矩进行补偿控制。仿真结果表明,干扰补偿控制能有效抑制航天器及框架对磁悬浮转子的耦合干扰,也有效提高了磁悬浮转子系统的稳定性。     

涡轮泵准刚性转子的临界转速识别

以Jeffcott转子为对象,从理论上介绍了重力副临界现象。在转轴有限元模型及轴承支承刚度修正的基础上,对某大推力补燃循环液体火箭发动机涡轮泵转子的前两阶临界转速和振型进行了仿真分析。通过高速运行试验,借助重力副临界识别出了转子的前两阶临界转速,并与全转速运行的识别结果及仿真结果进行了对比,1、2阶临界转速识别结果误差分别小于4.74%和6.74%。结果表明,高速运行时角接触轴承滚动体接触状态的轻微变化会引起支承刚度及转子系统动态响应发生变化,导致转子的运行状态波动,因此难以通过全转速范围内的响应数据来精确识别转子的临界转速;低速下滚动轴承—转子系统的运行稳定性较好,采用重力副临界方法通过低速下的运行数据进行转子临界转速的识别(尤其是1阶临界转速识别)具有足够的精度。     

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。     

采用系统模态时柔性航天器的混合坐标动力学方程

首先建立了采用任意浮动参考架时的柔性航天器动力学方程,然后选择连体坐标系为浮动参考架,解所得到的动力学方程的特征值问题,得到整个航天器系统的系统模态。通过模态变换,得到用连体系刚体位移和系统模态坐标表示的混合坐标航天器动力学方程。与通常采用部件模态得到的混合坐标动力学方程不同,这时动力学方程中刚体运动和弹性运动已无惯性耦合。同时也和采用系统自由弹性模态不同,这时刚体坐标直接反映航天器刚体运动。论文最后给出了两个算例。     

喷气阻尼效应作用下旋转导弹锥形运动分析

研究了喷气阻尼和推力偏斜对旋转导弹锥形运动的影响。建立了考虑变质量特性和喷流影响的旋转导弹姿态动力学模型。将旋转弹姿态动力学方程分为自旋运动和锥形运动两组,用复攻角简化锥形运动的微分方程,分析了自旋转速和锥形运动,推导出准攻角和准侧滑角的解析解,讨论了陀螺力矩、气动力矩、喷气阻尼力矩和推力偏斜对锥形运动的影响,获得了锥形运动稳定的条件。仿真结果验证了理论分析的正确性。研究表明:喷气阻尼效应增大了锥形运动的阻尼,利于锥形运动的稳定,但对锥形运动的频率无影响;推力偏斜使锥形运动中增加了与自旋同频的受迫振动,为限制受迫振动的幅度应使自旋转速避开慢圆运动和快圆运动的频率,并增大锥形运动的阻尼。研究对旋转弹的喷气阻尼力矩影响分析和总体设计有较大的参考价值。     

磁悬浮力矩陀螺内外框架低速高精度控制技术研究

建立了双框架磁悬浮力矩陀螺(DGMSCMG)内外框架伺服系统耦合动力学模型,并针对未知扰动影响的非线性不确定系统,用基于扩张状态观测器(ESO)的扰动力矩估计器获取补偿力矩,在常规的比例积分微分(PID)控制器中通过前馈方式对内外框架进行前馈力矩补偿。仿真结果表明:干扰补偿控制能有效抑制航天器及框架对磁悬浮转子的耦合干扰,并提高了磁悬浮转子系统的稳定性。     

面向控制的高超声速飞行器动力学特性分析

对于弹性机体/发动机一体化设计的高超声速飞行器,其高度复杂的动力学特性使得飞行控制研究具有挑战性。本文分析了高超声速飞行器独特的动力学特性,研究其对飞行控制系统设计的影响。基于模态分析结果,推导了关键动力学特性的解析描述,揭示出其潜在的物理机理,评估了其对控制系统稳定性和性能的影响。具体而言,研究了静不稳定性和非最小相位行为对控制带宽的约束,以及弹道/姿态大滞后特性。分析了控制/结构耦合对控制系统稳定性的影响,并给出传感器配置准则。     

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。     

考虑推进和气动弹性影响的高超飞行器的建模与控制

针对高超声速飞行器飞行的速度和高度跨度大、变化快,飞行动力学特性复杂;模型具有非线性,强耦合及不确定性的特点,建立了考虑推进及弹性影响的纵向模型,并提出了纵向模型的鲁棒协调控制器设计方法。该方法在典型高超声速飞行器几何结构基础上,针对机体/发动机一体化设计布局,结合高超声速气动力学和气动弹性有关理论,建立非线性纵向模型;通过分析模型的不确定性来源,对刚体-弹性耦合系统设计了基于线性二次型调节器的隐式模型跟随鲁棒协调控制器,从而保证飞行器在不确定干扰情况下的闭环系统稳定性。仿真结果表明,本方法所设计的控制器在给定的不确定性范围内具有良好的鲁棒性。
     

A new type of magnetic gimballed momentum wheel and its application to attitude control in space

A new type of magnetically suspended gimbal momentum wheel utilizing permanent magnets is described. The bearing was composed of four independent thrust actuators which control the rotor thrust position and gimbal angles cooperatively, so that the bearing comes to have a simple mechanism with high reliability and light weight. The high speed instability problem due to the internal damping was easily overcome by introducing anisotropic radial stiffness. A momentum flywheel with the 3-axis controlled magnetic bearing displays good performance for attitude control of satellite with biased momentum.     

On the stability of spinning satellites

We study the directional stability of rigid and deformable spinning satellites in terms of two attitude angles. The linearized attitude motion of a free system about an assumed uniform-spin reference solution leads to a generic MGK system when the satellite is rigid or deformable. In terms of Lyapunov’s stability theory, we investigate the stability with respect to a subset of the variables. For a rigid body, the MGK system is 6-dimensional, i.e., 3 rotational and 3 translational variables. When flexible parts are present the system can have any arbitrary dimension. The 2×2 McIntyre–Myiagi stability matrix gives sufficient conditions for the attitude stability. A further development of this method has led to the Equivalent Rigid Body method. We propose an alternative practical method to establish sufficiency conditions for directional stability by using the Frobenius–Schur reduction formula. As practical applications we discuss a spinning satellite augmented with a spring–mass system and a rigid body appended with two cables and tip masses. In practice, the attitude stability must also be investigated when the spinning satellite is subject to a constant axial thrust. The generic format becomes MGKN as the thrust is a follower force. For a perfectly aligned thrust along the spin axis, Lyapunov’s indirect method remains valid also when deformable parts are present. We illustrate this case with an apogee motor burn in the presence of slag. When the thrust is not on the spin axis or not pointing parallel to the spin axis, the uniform-spin reference motion does not exist and none of the previous methods is applicable. In this case, the linearization may be performed about the initial state. Even when the linearized system has bounded solutions, the non-linear system can be unstable in general. We illustrate this situation by an instability that actually happened in-flight during a station-keeping maneuver of ESA’s GEOS-I satellite in 1979.     

一类刚-柔耦合系统的模态特性与实验研究

本文从理论和实验两方面研究了由中心刚体和柔性梁组成的刚柔耦合系统的模态特性。结果表明该系统的模态与静止情况正气结构动力学模态存在较大差异，系统的模态频率与刚体Hub和柔性梁的转动惯量比值有一定关系，这为研究这类刚柔耦合系统的动力学与控制问题提供了一些有益的参考。     

Model development and adaptive imbalance vibration control of magnetic suspended system

A system model is developed to describe the translational and rotational motion of an active-magnetic-bearing-suspended rigid rotor of a single-gimbal control moment gyro (SCMG) onboard a rigid satellite. This model closely reflects the motion characteristics of the rotor by considering the dynamic and static imbalance as well as the coupling between the gimbal's and the rotor's motion on a satellite platform. Adaptive autocentering control is strictly constructed for the preceding rotor with unknown dynamic imbalance. The rotor achieves its rotation about the principal axis of inertia by identifying the little rotational angles from the geometric axis to the principal axis and then using the results to tune a stabilizing controller, which is composed of a decentralized PD controller with cross-axis proportional gains and high-pass and low-pass filters. The main disturbance in the wheel spinning can thereby be completely removed and the vibration acting on the satellite can be attenuated.