考虑区间叠加不确定间隙的空间可展机构动力学研究

本文建立了考虑不确定间隙空间可展机构动力学模型,通过对不确定间隙进行描述,结合传统接触模型提出含不确定区间间隙的接触力模型,并将其嵌入展开单元动力学模型,通过切比雪夫区间求解对含区间系统动力学模型进行求解,针对区间求解中启动阶段估计不准、区间叠加误差过大、区间整合的问题与展开单元叠加问题,提出了相适应的区间扩张、局部均值分解与瞬时叠加方法降低区间求解误差,并给出区间间隙累加下动力学响应边界。结果表明:区间间隙大小主要对系统运动精度产生较大影响,而区间间隙数量对系统运动稳定度影响较为严重。区间叠加方法相比于传统拟合方法可进一步提高空间可展机构预示精度,相较于传统拟合结果可提高7.74%。     

太阳翼铰链结构的动力学实验与非线性动力学建模

通过动力学实验获得真实的太阳翼板间铰链结构于不同激振频率下的振动响应参数,并采用力状态映射法建立板间铰链的非线性动力学模型。首先,采用单频激励信号模拟外扰对实际的板间铰链结构实施动力学实验;然后,基于其结构具有的多重非线性动力学特性,根据实验数据应用力状态映射法辨识结构的动力学参数,建立其非线性动力学模型;最后,对由太阳翼板间铰链连接的两段梁所构成的系统进行了冲击激励下的振动响应测试,同时进行了有限元动力学仿真,实验测试结果和数值仿真结果取得了较好的一致性。本文建立的太阳翼板间铰链非线性动力学模型能够较好地反映其动力学特性,对于实际太阳翼结构的动力学建模具有理论参考价值。     

圆柱贮箱内液体非线性稳态晃动实验及动力学特性分析

针对圆柱贮箱内液体非线性稳态晃动力和力矩动态信号的采集与分析问题,设计了一种能同时实现充液贮箱整体固定安装和液体动态晃动力、力矩精确测量的实验装置,给出了相应的实验数据采集、分析和处理方法。通过开展大量实验,将实验数据与CFD仿真结果进行细致对比后发现:在旋转晃动状态下,CFD仿真结果存在明显的计算偏差,不便被独立的用于完整揭示贮箱内液体晃动的真实特性。最后,归纳了贮箱内液体的非线性稳态晃动行为随横向外激励频率的变化规律,并对比分析了驻波晃动、拍振晃动、多类复杂的旋转晃动等多种不同形式的非线性稳态晃动行为对运载工具控制系统的任务执行效率和稳定性的影响。     

大挠性空间桁架结构的动力学建模与仿真研究

对航天器结构中常用的一字型空间桁架,基于建立的普通式和拉索式空间桁架结构简化模型,用有限元法建立空间桁架结构模型,分别对两种空间桁架结构的模态特性、谐响应和瞬时激励响应等动力学特性进行了仿真研究,分析了拉索式空间桁架结构的弦张力对桁架结构振动特性的影响。研究较好地模拟了大挠性空间桁架结构的动力学特性及其在外太空的真实工况,有一定的参考意义。     

航天器可展SAR天线结构综述

论述了航天器径向肋式、缠绕肋式、构架式和环形桁架式四种抛物面可展SAR天线结构的研究现状,分析了四种抛物面可展SAR天线结构的特点,分别对航天器翼式、桁架式和薄膜式三种平面可展SAR天线结构进行了综述,指出了航天器可展SAR天线结构轻质、大收纳比和高精度的发展趋势,提出了航天器可展SAR天线实现展开高精度需攻克的关键技术,旨在为航天器可展SAR天线结构的创新发展提供参考。     

一类可伸缩挠性结构变参数实验系统

针对最近研制出的一类可伸缩挠性结构变参数实验系统，概述了其结构组成和关键技术指标，通过数学仿真与物理实验相比较的方式研究了系统的动态特性，并介绍了全物理控制实验的初步结果，由此证实了该系统的有效性。     

空间构架式可展天线研究进展与展望

概括了构架式可展天线的发展状况,综述了构架式天线在网格划分、结构设计、构型综合、形面精度与可靠性、刚柔多体动力学及展开可控等若干基本问题,详述了构架式可展天线在机械、力学、控制等科技领域的具体研究进展。并总结了构架式可展天线在航天领域需进一步考虑的科学问题及未来的发展方向。     

用试验模态分析法研究结构的动力学特性

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。     

空间可展开天线结构研究进展

扼要综述了空间可展开天线结构的发展及目前的国际动态,叙述了空间可展开天线结构、设计及分析中的主要研究课题及其目前的进展。指出“把多体动力学与有限元法相结合的综合动力学建模法”、“辩识模型后,用预测控制和优化的思想进行展开过程控制”、“用多约束优化法调整网状天线反射面形状精度”等是适合我国目前状况的较好方法。     

含间隙铰链的非线性动力学建模及数值分析

针对空间可展开机构中的含间隙铰链,建立非线性动力学模型,研究其非线性动力学特性。将含间隙铰链实体等效为"T"字型梁模型,针对两侧端部的径向碰撞和侧向碰撞,首次提出了碰撞点的检测算法。针对不同的碰撞类型,建立相应的非线性接触力和摩擦力分析模型,将碰撞点处的作用力等效施加到"T"字型梁模型上。进行"T"字型梁模型在轴向冲击载荷下的动力学特性分析,并与ANSYS软件的分析结果进行比较,验证了含间隙铰链非线性动力学模型的有效性。分析了有多个含间隙铰链的可展开桁架动力学响应特性,研究含间隙铰链对桁架响应的影响机理。结果表明:采用含间隙铰链的动力学模型,可以更加精确地分析可展开桁架结构的非线性动力学响应,为可展开桁架结构的动力学设计提供支撑。     

星载柔性复合材料壳面可展开天线研究进展

柔性复合材料壳面可在一定曲率半径范围内弹性弯曲收纳,展开后具有一定的自支撑能力,可为星载可展开天线研制提供新型解决途径.随着高应变薄壁碳纤维复合材料结构的发展,关于柔性壳面可展开天线的应用研究日益增多.综述了几类典型柔性壳面可展开天线反射面实现形式,分析了影响柔性壳面可展开天线发展的关键技术,为该类型天线反射面的研制提...     

Aerothermodynamic and stability analyses of a deployable re-entry capsule

Recent research projects, in the field of atmospheric re-entry technology, are focused on the design of deployable, umbrella-like Thermal Protection Systems (TPSs). These TPSs are made of flexible high temperature resistant fabrics, folded at launch and deployed in space for de-orbit and re-entry operations. In the present paper two possible sphere–cone configurations for the TPS have been investigated from an aerodynamic point of view. The analyzed configurations are characterized by the same reentry mass and maximum diameter, but have different half-cone angles (45° and 60°). The analyses involve both the evaluation of thermal and aerodynamic loads and the assessment of the capsule longitudinal stability. The aerothermodynamic analysis has been performed for the completely deployed heat shield in transitional and continuum regimes, while the longitudinal stability has been analyzed in free molecular, transitional and continuum regimes, also taking into consideration the heat shield deployment sequence at high altitudes.     

充液挠性多体航天器的变结构控制

本文首先给出了充液中心刚体上铰接有多个挠性附件的开链多体系统的简化动力学方程，并以跟踪与数据中继卫星为例，用变结构控制方法设计了系统的控制器。控制任务是驱动单址天线使之精确地跟踪期望的运动规律，同时保持星体稳定，并且有效地抑制弹性附件的振动。数值算例证明了所设计控制规律的有效性。     

Variable structure maneuvering control with time-varying sliding surface and active vibration damping of flexible spacecraft with input saturation

This paper presents a dual-stage control system design method for the three-axis-rotational maneuver and vibration stabilization of a spacecraft with flexible appendages embedded with piezoceramics as sensors/actuators. In this design approach, attitude control system and vibration suppression were designed separately using lower order model. The design of attitude controller was based on variable-structure control (VSC) theory leading to a discontinuous control law. To accomplish asymptotic attitude maneuvering in the closed-loop system and be insensitive to the interaction of elastic modes in the presence of unknown disturbances/uncertainty and input saturation as well, a switching mechanism is employed to design the attitude controller such that outside the sliding region VSC law with a time-varying sliding surface is implemented and inside the region the VSC law with a linear sliding surface is activated. Furthermore, a hyperbolic tangent function in conjunction with a sharpness function permitted to vary with time according to a set of user-defined parameters is implemented to offset the disadvantages of existing saturation-respecting controller and chattering. In addition, for actively damping the excited elastic vibrations during attitude maneuvering, modal velocity feedback and strain rate feedback control design methods are presented and compared by using piezoelectric materials as additional sensors and actuators bonded on the surface of the flexible appendages. Numerical simulations are performed to show that rotational maneuver and vibration suppression are accomplished in spite of the presence of disturbance torque, parameter uncertainty and control saturation nonlinearity.     

基于非线性动态逆方法的TF/TA控制器设计

为了增强巡航导弹的低空突防能力，应用非线性动态逆原理设计了具有纵向和侧向解耦能力的TF／TA控制器。这种方法利用了反馈线性化理论，研究通过非线性反馈或动态补偿的方法，将非线性系统变换为线性系统(伪线性系统)，然后再按线性系统理论完成系统的各种控制目标设计。由于巡航导弹模型的复杂非线性，本文提出了一种简化方法。针对其各状态变量的时间响应特性不同，采取了分阶控制的方法，将TF／TA控制器分解为内环、中环和外环三层分别设计，这样大大简化了控制器设计的复杂性。最后以某巡航弹为例进行了全系统仿真，仿真结果表明，用非线性动态逆方法设计的TF／TA控制器具有良好的纵侧向解耦能力和快速响应能力。导弹能够准确地跟踪地形轮廓飞行，而且可以有效地绕过地形中的相对高处，并且系统对参数摄动具有一定的鲁棒性。     

空间站大型伸展机构的运动稳定性分析

从空间站大型伸展机构的运动特点和系统动力学方程出发，着重分析了该系统的稳定性判据。这一问题又可分为五个方面：姿态-伸展-振动耦合系统的分析方法，复杂大系统的分解集结方法，时滞系统和滞后系统的稳定性问题，Stick-Ship运动对系统对系统稳定性的影响，非线性非定常系数稳定性的一般解。其中还对接触、摩擦、碰撞问题，变拓扑系统，非光滑动力学系统等进行了专门的研究，分析了Lyapunov指数方法在这些特殊系统中的适应性。本文对空间站大型伸展机构的稳定性问题进行了较全面的分析，指出了目前在处理这类复杂大系统时存在的一些难点问题，为其设计和研制工作提出了理论基础。     

提高航天器结构试验验证效费比的策略

面临市场竞争所带来的经费、周期、人力等压力,如何提高航天器结构试验验证的效费比成为热点问题。文章指出提高试验验证效费比的前提是要充分理解试验的目的、类型、责任,把试验验证视为设计与产品质量保证的有效手段;进一步提出从提高设计质量、权衡过程控制与检验试验的成本、理解失效模式、设计针对性的验证、同步规划设计与验证6方面构建高效费比的试验验证策略。     

非线性能量阱对飞轮振动抑制效果的实验研究

利用薄片金属梁作为非线性刚度元件,构建一种非线性能量阱。为了验证非线性能量阱对飞轮振动特性的抑制效果,搭建地面飞轮测试系统。分别采用力锤敲击和飞轮以恒定转速运行的方法施加不同载荷,对安装非线性能量阱前后测试系统各典型位置的振动响应进行对比研究。利用实测数据,采用傅里叶变换方法将动态响应信息分别在时间域和频率域内展开。研究表明：力锤敲击产生的冲击载荷和飞轮以恒定转速运行产生的稳态载荷均可以激发非线性能量阱定向能量传输;受非线性能量阱的影响,柔性支架设备安装面和飞轮安装面振动响应得到有效抑制。但是,由于非线性能量阱阻尼和吸振子质量较小,不同程度削弱了其振动抑制效果。     

PMI泡沫材料在航天器结构中 应用的可行性研究

文章通过试验研究了两个牌号的PMI泡沫材料的物理及力学性能,着重研究了它们的吸湿性能、压缩蠕变率及在热真空环境下的放气性能,并与航天器结构常用的铝蜂窝芯材作了相应比较。研究表明,优良的介电性能、低热导率、易于加工复杂外形、可设计性等特性使得PMI泡沫材料有望应用于航天器的多功能结构,变截面结构,杆、梁结构,天线结构等,而PMI泡沫材料采取一定的增强措施后也可作为航天器的承力结构。