快速机动大型挠性航天器的动力学建模

建立带附加质量大型挠性航天器大角度快速机动时的动力学模型。在柔性体变形场中计及耦合效应,采用假设模态法和拉格朗日原理建立挠性航天器系统的一阶近似动力学模型。在模型中忽略轴向变形,并用低阶主模态表示横向变形得到控制模型。理论分析和数值仿真表明: 挠性航天器在历经大角度快速机动时会产生动力刚化现象,传统的零次近似动力学模型会产生错误的仿真结果;附加质量对两种模型的系统刚度产生截然相反的作用;低阶简化模型能够较好地反映系统的动力学特性,可用于控制器设计。     

在轨服务的相对运动耦合动力学建模与分析

研究在轨服务航天器逼近与捕获目标航天器的相对轨道姿态耦合动力学建模问题。考虑航天器姿态与对接位置的运动耦合,建立目标运行在任意轨道下的相对轨道姿态耦合动力学模型,并对模型中的运动耦合进行深入分析。设计一种非线性的输出反馈姿态控制律,将建立耦合动力学模型与CW方程进行仿真比较,验证轨道与姿态的运动耦合对两航天器对接点之间相对位置的运动影响。     

中心刚体-柔性悬臂梁系统的动力特性研究

对中心刚体-柔性悬臂梁系统的动力特性进行研究。首先采用Hamilton原理和有限元离散化方法,给出该系统的一次近似耦合模型以及相应的KED解耦模型,然后通过数值仿真对该系统的动力特性进行研究。研究中考虑了2种情况:中心刚体的转动惯量远大于柔性悬臂梁的转动惯量的情况和中心刚体的转动惯量接近柔性悬臂梁的转动惯量的情况。研究结果显示,传统的零次近似模型在处理大范围运动为未知的刚柔耦合动力学问题时同样存在失效的可能,而一次近似模型能够对系统的动力学行为进行正确的数学描述。当中心刚体的转动惯量远大于柔性悬臂梁的转动惯量时,一次近似模型的结果与零次近似模型的结果之间存在较小偏差;但当中心刚体的转动惯量接近柔性悬臂梁的转动惯量时,零次近似模型将导致错误的结果。     

一种组合体航天器帆板的光照遮挡计算新方法

提出了一种新的太阳帆板遮挡计算方法,用于组合体航天器的能量平衡分析与计算。根据航天器轴线与帆板转轴垂直的几何关系,将其沿轴线离散化为若干平面的集合,将所分析的帆板离散化为点集,判断离散点沿太阳矢量逆向是否经过离散的舱体平面或其它帆板平面,以此确定遮挡关系。通过仿真计算得到不同入射太阳方向下某组合体对应的遮挡区域,结果表明,新方法适用于轴对称形状组合体航天器的帆板遮挡分析。     

推力协同的大柔性飞行器纵向姿态控制

为了研究大柔性飞行器飞行/结构耦合动力学特性,提出了改进的面向控制的大柔性飞行器多体模型,开展了大柔性飞行器纵向动力学耦合特性分析与推力协同下纵向姿态控制律设计。采用二面角动态近似描述大柔性飞行器结构动力学特征,并推导了纵向耦合动力学模型。根据改进模型在配平点处的线性化模型,分析了飞行/结构耦合系统的纵向稳定性与结构变形量之间的关系。针对大柔性飞行器姿态稳定与跟踪,设计了纵向姿态控制器。与常规飞行器相比,大柔性飞行器飞行过程中会发生大变形,当载荷较大时,配平构型近似“U”形,此时纵向动力学具有长周期不稳定的特征。分析结果表明:大柔性飞行器各模态之间的耦合程度随着变形的增大而增大。此外,纵向姿态控制需要升降舵与推力协同控制速度和俯仰角并且考虑结构动力学的影响,否则飞行/结构的耦合作用会导致姿态跟踪误差衰减缓慢甚至发散。      

帆板挠性对空间交会最后平移控制性能影响分析

分别建立了用于航天器空间交会的两组六自由度动力学模型,一为刚体模型,一为考虑太阳帆板挠性的模型,利用相平面控制方法实现了对航天器质心和姿态的控制.为满足交会时间、能量和精度等性能指标,在合理调整相平面参数的情况下得到了一条满足要求的标准轨道,在考虑各种误差的条件下,利用Monte-Carlo方法对两种模型下的控制效果进...     

大型航天器结构的热致振动研究

多数航天器在轨服役期间会受到冷热交变热辐射载荷作用而出现热致振动问题,因此,在结构设计阶段准确地预测热诱发的航天器动力学行为至关重要。基于绝对节点坐标方法,并采用耦合的热-结构分析模型,建立了可以对大范围运动的薄壁管和复合材料层合板进行热-动力学耦合系统分析的非线性有限单元,同时基于浓缩的形函数推出了非线性弹性力的高效计算公式。利用所建单元,针对受到太阳辐射热冲击载荷作用的航天器结构展开研究。首先,研究了经典的悬臂梁和板结构的热致振动,其位移响应都出现了不稳定的热颤振现象,并从热弯矩做功角度解释了产生热颤振的原因;然后,又研究了UARS卫星和Ulysses自旋稳定航天器的热致振动,将它们简化为刚-柔耦合的多体系统动力学模型,UARS的加速度响应出现了热跳变现象,而Ulysses的姿态角响应出现了热拍现象;最后,研究了大型环状天线的桁架结构及其支撑机械臂结构,热变形和振动幅值都较小,即结构较稳定。     

基于干扰观测器的天基观测航天器姿态控制设计

与地基空间目标监视系统相比,天基观测系统具有监视范围广,不受国界限制,观测精度高等优点,是未来空间目标观测技术的重要发展方向。但天基观测航天器工作时,相机转台的运动,太阳能帆板挠性部件的弹性振动与航天器的姿态运动相互影响,构成强耦合的非线性系统,传统的控制方案无法实现对这类天基观测航天器的高精度姿态控制。文章针对某一空间观测航天器的任务要求,设计了基于干扰观测器的前馈补偿航天器姿态控制系统,仿真实验结果表明:姿态角控制精度小于 0.06°,姿态角速度精度小于 0.03(°)/s,达到了精度要求。     

基于对偶数的航天器多特征融合相对导航算法

针对基于视觉的航天器相对导航问题,利用对偶数推导并给出了航天器相对耦合动力学方程,该方程一体化描述了追踪航天器相对于目标航天器的姿态运动和轨道运动,且考虑了由非质心点引起的相对姿态与相对轨道之间的耦合影响。在对偶代数的框架内,统一描述了目标航天器上的特征点和特征线,并基于特征点、线在像平面的投影建立了多特征融合的单目视觉测量模型。最后通过对系统状态方程以及测量方程的线性化,应用迭代扩展卡尔曼滤波(IEKF)算法对非质心点的相对运动状态进行了估计。仿真结果表明,本文的算法能够对航天器非质心点的相对运动状态进行较高精度的估计。     

挠性多体航天器姿态动力学建模与分析

针对带有多个挠性附件以及天线转动机构的卫星等多体航天器．利用伪坐标Lagrange方程建立了系统的姿态动力学模型。通过仿真计算．分析了星体与天线运动的耦合特性．以及挠性附件干扰对卫星姿态的影响．验证了数学模型的正确性。     

机匣螺栓连接分区域薄层单元建模方法

机匣连接的螺栓预紧力大小对其动力学特性影响较大。为更准确反映其接触刚度随预紧力的变化情况,采用分区域薄层单元方法代替螺栓连接部分,并基于螺栓连接超模型刚度理论、赫兹接触理论以及M-B分形模型,推导出不同螺栓预紧力下分区域薄层单元的弹性模量,模拟机匣连接部分的轴向接触刚度,给出螺栓连接机匣简化建模方法。并以1个螺栓连接试验机匣为例,对比在不同螺栓预紧力下机匣仿真频率与模态试验频率,最大误差仅为2.83%。结果表明:分区域薄层单元建模方法能够有效地对不同预紧力下的螺栓连接机匣进行简化建模。     

Dynamic stiffness testing-based flutter analysis of a fin with an actuator

Engineering-oriented modeling and synthesized modeling of the fin-actuator system of a missile fin are introduced, including mathematical modeling of the fin, motor and multi-stage gear reducer. The fin-actuator model is verified using dynamic stiffness testing. Good agreement is achieved between the test and theoretical results. The parameter-variable analysis indicates that the inertia of the motor rotor, reduction ratio of the reducer, connection stiffness and damping between the actuator and fin shaft have significant impacts on the dynamic stiffness characteristics.In flutter analysis, test data are directly used in the frequency domain method and indirectly used in the time domain method through the updated fin-actuator model. The two methods play different roles in engineering applications but are of equal importance. The results indicate that dynamic stiffness and constant stiffness treatments may lead to completely different flutter characteristics.Attention should be paid to the design of the fin-actuator system of a missile.     

基于试验和薄层单元仿真的接触阻尼识别方法

接触刚度和阻尼是影响螺栓连接的装配结构动力学特性的关键参数,为了实现接触刚度和阻尼的同时识别,在前期开展的螺栓连接结构接触刚度识别的基础上,提出一种基于试验和薄层单元仿真的接触阻尼识别方法。通过在单螺栓连接结构中巧妙引入试验垫片,通过试验获得有界、对称且均匀接触状态下结构的固有特性与动态响应;进而建立模拟接触面刚度与阻尼的薄层单元,并仿真获得结构的动态响应特性;通过结构固有频率测试与仿真结果构建误差函数实现接触刚度识别,通过动态响应测试与仿真结果构建误差函数实现接触阻尼的识别,进而获得接触刚度与阻尼随接触法向力变化的模型。结果表明,接触刚度随法向力非线性增大而接触阻尼则非线性减小,当法向力较大时,接触刚度和阻尼趋于稳定。研究结果为接触刚度和阻尼的同时识别提供了一种行之有效的方法,识别平均误差分别为4.5%、14.8%,所识别的刚度和阻尼以合适的薄层单元形式,可直接应用到包含多接触面的装配系统动力学分析中。     

基于异频扰动和CFD技术的滑动轴承动力特性系数识别方法

目前CFD技术已广泛应用于滑动轴承的数值仿真中,但还存在两个问题,相对于传统的通过求解Reynolds方程获得流体压力场和油膜力的方法,如何通过CFD计算结果来识别得到动力特性系数,以及CFD方法误差有多大。针对这些问题,本文基于同幅异频位移激励技术,同时充分考虑惯性力、刚度、阻尼交叉项等因素给出了一套适用于挤压油膜阻尼器、可倾瓦轴承、固定瓦轴承等多种模型的动力特性识别方法,应用该方法可以一次性识别出油膜的动力特性系数。通过滑动轴承算例与短圆瓦轴承刚度阻尼理论解进行对比,验证了该方法的准确性。     

15米翼展太阳能飞机机翼颤振分析和刚度设计

太阳能飞机小刚度和大变形的特点导致其普遍存在颤振问题,因此有必要合理建立太阳能飞机的动力学模型并进行颤振分析。以国内某15米翼展太阳能飞机为研究对象,建立初始的动力学模型,然后根据目标颤振速度调节模型刚度,得到了与目标颤振速度匹配的机翼主梁刚度,从而实现太阳能飞机的动力学反向建模,并在此基础上进行颤振分析,形成完整的太阳能飞机颤振分析设计方法。结果表明:该机翼扭转刚度增大70%,其颤振速度可提高29%。本文方法可用于指导15米太阳能飞机的防颤振设计。     

齿轮减速器系统可变固有特性动力学研究

考虑到齿轮传动啮合刚度的波动和传动误差的影响以及轴承支撑刚度的作用,对二级齿轮减速器传动系统进行了理论建模和动态响应分析,并与实验结果进行了比较。结果表明,齿轮传动在单齿啮合区和双齿啮合区之间啮合刚度变化较大;减速器系统的动态特性 (固有频率、固有振型、阻尼等 )随啮合周期而发生变化,呈现出一种可变的动态固有特性。故对于系统进行研究时,可分别按单齿区和双齿区平均啮合刚度进行分析,一般可以满足实际工程要求。     

一种针对局部结构的有限元模型修正方法

针对实际结构有限元模型（FEM）的建模误差通常仅存在于局部区域,提出了一种对局部结构单独进行模型修正的方法。首先,根据频响函数（FRF）解耦理论得到由残余结构频响函数与包含待修正参数的局部结构动刚度所重构的整体结构频响函数的拟合值,然后通过迭代优化使其与测量值的残差最小化,从而得到参数的极大似然估计。在此基础上,将残差关于参数的灵敏度以局部结构动力学矩阵表示,建立了模型修正的基本方程,利用整体结构的测试数据即可直接对分离出来的局部结构进行模型修正。最后,对喷气式飞机和三角机翼飞机分别进行了数值模拟和实验研究,验证了所提方法的可行性和有效性。结果表明,所提方法可以成功地用于仅局部区域含有建模误差的实际结构有限元模型的修正,修正后的有限元模型的动态特性与实际结构有较好的一致性。     

变刚度复合材料夹芯板设计及模态分析

为提高卫星主承力结构刚度,本文基于定曲率圆弧曲线及平移法对变刚度夹芯板蒙皮进行设计,利用ABAQUS二次开发方法及响应面法对不同起始角/终止角组合的夹芯板进行等效建模、模态分析和模态基频优化。数值计算结果表明,变刚度设计的夹芯板由于曲线铺放提升夹芯板模态基频,蜂窝板的模态基频随起始角先增大后减小,随终止角增大而增大,基频最大提升12.33%,可以减小蜂窝基本承力结构与设备的动态耦合效应。     

厚顶箔的箔片动压轴承性能的数值研究

提出了一种具有厚顶箔特征的箔片动压轴承(TTF-GJFB),并对其进行了建模及分析。针对这种型轴承,采用Newton-Raphson迭代法求解静态气膜雷诺润滑方程和箔片受力方程;采用折合系数法和小扰动法,推导了厚顶箔轴承的动态刚度系数与动态阻尼系数。以此为基础,对厚顶箔轴承和传统箔片轴承进行了对比,并对初始轴承间隙、波箔宽度、顶箔质量对厚顶箔轴承动静态特性的影响进行了研究。结果表明:厚顶箔轴承比传统箔片轴承拥有较大的承载力及偏位角,承载力增幅至少为23%;厚顶箔轴承的动态特性与传统箔片轴承有较大差异;厚顶箔轴承的初始间隙会影响偏位角和承载力,小初始间隙在所有偏心率范围内可以提高承载力和减小偏位角;波箔宽度对轴承静态特性的影响较小,但对动态特性的影响较大,在中低激振比范围内,动态系数基本随着箔片宽度的变窄而变小;厚顶箔的质量会在高激振比下对轴承的动态特性产生影响,使得动态刚度系数上升,动态阻尼系数下降。     

高空试车台供气压缩机组动态仿真建模方法研究

针对国内高空试车台研究中缺少对供气压缩机组动态仿真研究方法的现状,提出了一种适用于该热力系统的动态仿真建模方法。基于守恒方程,获得了压缩机、管网、换热器、调节阀的动态仿真计算模型;将Greitzer压缩机模型应用到复杂热力系统的动态建模中;在容腔模型的基础上增加流动损失计算模块,提出了“容腔-损失”管网模型。在Matlab/Simulink平台上搭建了某试车台供气压缩机组动态仿真模型。将仿真结果与实验结果对比,验证压缩机、管网等部件动态仿真模型的可靠性。其中,压力、温度的仿真结果的平均误差均小于1%;与传统的容腔模型相比,“容腔-损失”管网模型误差明显减小。证明了该建模方法的精确度与可靠性。