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文章详细阐述了某型号卫星承力筒结构的模态试验设计及试验实施过程中所取得的实践经验。采用单点随机激励法、两点随机激励法、单点步进正弦扫描激励法均能得出较准确的航天器结构主频。较好的办法是:为获取大型航天器结构的一阶主频,可先采用单点随机激励法得出结构主频,然后采用单点步进正弦扫描激励法进行数据结果的验证;为获取大型航天器结构的高阶模态参数或结构阻尼系数,应采用两点或两点以上的模态试验激励方法,使激励输入能量平均且更接近于航天器结构实际受力工况。文章中对承力筒结构模态试验设计及方法的探讨对大型航天器的结构模态试验具有借鉴作用。 相似文献
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模态综合法可有效解决在传统航天器动力学仿真中出现的整器模型过大、各分系统模型难以对接的问题。为探究主模态截断对固定界面模态综合法精度的影响,文章以串联卫星模型为例,分别利用频率截断法、有效模态质量截断法和势能判据截断法对各子结构进行主模态截断,并对比截断后计算所得综合系统和整星有限元系统的模态特性和动力学响应特性,分析两者间误差大小。结论表明,在低阶频率范围内,频率截断法的截断效率高于其他两种方法,而势能判据截断法的理论依据充足,在高阶频率范围也有很高精度。在实际工程应用中,可根据文章的分析结果,结合具体需求选择合适的主模态截断方法进行模态综合。 相似文献
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针对圆形薄膜太阳翼展开过程中存在的柔性大、非线性强、耦合程度高以及展开过程复杂等问题,本文以UltraFlex太阳翼为研究对象,使用膜单元模拟翼面,相比于壳单元获得了更好的展开效果,利用非线性有限元软件SAMCEF对其展开过程进行动力学仿真分析,通过分析系统展开过程中能量变化曲线,研究不同转角驱动函数对其展开稳定性的影响。对圆形薄膜太阳翼展开锁定状态进行模态分析,与NASA的ANSYS分析结果相一致。将分析结果与NASA UltraFlex样机试验结果进行对比,模态频率误差在6.77%以内,符合美国TRL6技术标准,验证了SAMCEF有限元数值仿真模型的准确性和有效性,具有一定的工程实际意义。 相似文献
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航天器蜂窝夹层结构复合材料热变形分析 总被引:2,自引:0,他引:2
蜂窝夹层结构复合材料在航空、航天结构中已得到了广泛的应用。文章从热变形分析角度出发,对蜂窝夹层结构复合材料的热变形分析问题提出了几点看法。 相似文献
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基于模态观测器的挠性航天器姿态控制 总被引:1,自引:0,他引:1
针对带有挠性附件航天器的姿态跟踪问题,提出了基于挠性模态观测器的滑模控制律。采用混合坐标法建立挠性航天器动力学模型,构造挠性模态观测器观测挠性模态位移及其变化率。选择一类滑模面,用Lyapunov方法得出基于挠性模态观测器的滑模控制律,并给出了稳定性证明。分别在变速率姿态跟踪,恒速率姿态跟踪和零速率姿态跟踪的情况下进行了仿真。仿真结果显示,与一般的滑模控制律相比,提出的控制律能够有效提高姿态控制的稳态精度,减小挠性模态振动对姿态控制的影响。 相似文献
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用试验模态分析法研究结构的动力学特性 总被引:1,自引:0,他引:1
总结近几年该领域的发展成果,讨论用试验模态分析技术进行动力学研究和设计的理论基础及实际应用,供导弹及地面车辆总体设计人员参考,以便优化总体参数,更好适应现代战争的需要。 相似文献
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应用Pro/Engineer分析软件对星载天线伺服机构进行模态分析,验证伺服机构设计的合理性,为伺服机构的设计提供科学、准确的设计依据。通过伺服机构整机振动试验,验证模态分析的正确性。 相似文献
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航天器挠性板系统的模态分析和模型降阶 总被引:6,自引:0,他引:6
大型航天器上的太阳帆板这种悬臂外伸薄板结构挠性附件,由于存在模型不确定性及外部扰动条件下所引起的振动控制问题,为了易于低维控制器的设计以及降低控制“溢出”,需要建立板系统的低阶模型。对挠性悬臂板系统动力学模型分析采用模态展开技术,并利用模态截断方法、基于平衡实现的截断方法和平衡奇异摄动截断方法对挠性悬臂板进行了模型降阶,得到板系统的低阶模型,然后分析了降阶模型幅值误差。这为基于智能结构控制悬臂板控制器的设计提供了参考,数字仿真结果验证了方法的可行性。 相似文献
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仅利用输出信号的挠性航天器模态参数子空间在轨辨识算法 总被引:2,自引:0,他引:2
为了在轨获得精确的挠性航天器模态参数,在子空间辨识算法的基础上,给出了一种仅利用输出信号的挠性航天器模态参数在轨辨识算法。其特点是输入信号不必是白噪声,且当输入信号不易测量时,只利用被噪声污染的输出信号就能进行模态参数的在轨辨识。通过对哈勃太空望远镜(HST)和MiniMast 空间挠性结构两个算例的仿真,验证了算法的有效性和实用性。 相似文献
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对航天器结构进行频率匹配设计,是降低耦合响应,控制其在发射阶段动力响应水平的有效方法,文章进行了局部系统动力特性的频率匹配技术研究。用基于响应谱分析的频率匹配技术优化配置局部系统的固有频率,使其与整星动力学特性和动态激励特性更加匹配,并结合结构动力特性优化使局部系统频率满足设计值。通过工程实例,验证了该方法用于控制航天器动力响应的有效性,优化后设备加速度响应幅值相对于优化前降低了20%~40%。 相似文献