航天器柔性多体系统动力学的高效建模方法

以航天器为工程背景,提出了一种高效建模方法。文中采用有限元离散和模态叠加法描述部件的弹性变形。用铰链相对坐标建立了相邻柔性体之间的递推运动学方程。利用递推运动学方程、柔性体的牛顿—欧拉方程和铰链的约束特性,构造了单链多体系统动力学问题的递推算法。对树状多体系统的拓扑结构进行了研究,提出了研究树状多体系统动力学问题的求解过程控制方法,从而实现了树状多体系统与链式多体系统的统一,使得对单链多体系统建立的递推动力学方程能够直接用于求解树状多体系统的动力学问题。     

带挠性附件三轴稳定卫星姿态动力学状态空间模型研究

对带挠性附件三轴稳定卫星姿态动力学状态空间模型建立进行了研究。用混合坐标法建立带挠性附件的卫星的动力学方程,对挠性体的高阶模态作截断处理以简化模型。用小角度近似获得了以姿态角表示的刚体卫星线性化姿态动力学方程,给出了卫星姿态动力学方程状态空间方程,将卫星的挠性附件振动耦合作用作为一种外部干扰力矩叠加到线性方程中,建立了完整的带挠性附件三轴卫星姿态动力学方程的状态空间模型。以某带单翼太阳电池板的卫星作为算例,设计了基于状态空间模型的控制器,结果表明基于状态空间模型设计的高阶线性控制器能对具非线性时变特性的卫星进行有效控制,对帆板等挠性附件的振动有主动抑制功能。     

带挠性附件的陀螺体航天器的运动方程和稳定性

本文讨论带有挠性附件和速率受控飞轮的航天器的姿态运动方程式及其稳定性。建立了系统的力学模型,利用准坐标 Lagrange 方程,并基于中心体固定时的振型分析结果推导了运动方程。用Ляпуноъ直接法证明了非线性运动方程零解对部分变量的稳定性,给出了渐近稳定的充分必要条件,证明了由飞轮速率反馈引入的不完全阻尼不一定能获得相应的渐近稳定性,但是在一定的条件下可以使中心体和挠性附件的运动得到阻尼。     

挠性双自旋卫星的姿态稳定判据

本文建立了挠性双自旋卫星的姿态稳定性判据。挠性双自旋卫星由半刚性平台、转子以及固连于平台的挠性附件组成,选择由姿态角和模态坐标表示的系统的相对能量函数为Liapunov函数,由此建立的姿态稳定判据由两个部分组成,即忽略附件弹性运动时,半刚性双自旋卫星的姿态稳定条件和附件振动频率所应满足的条件。文中还给出了具体的应用例子。     

空间挠性结构的Stewart平台主动基座振动控制

研究基于Stewart平台主动基座的挠性结构振动控制。首先,建立含Stewart平台主动基座的柔性梁刚柔耦合动力学模型;随后,在模态空间上分别针对挠性结构的一阶和二阶模态设计由线性扩张状态观测器(LESO)和PD控制器组成的自抗扰控制器(ADRC);最后,基于独立模态控制(IMSC)中的模态滤波器从物理坐标中提取模态坐标,建立振动主动控制实验系统,基于模态空间的自抗扰控制方法完成挠性结构的前两阶模态振动主动控制实验。研究结果表明,利用Stewart平台作为主动基座,采用自抗扰控制方法实现挠性结构的振动抑制是一种高效的振动主动控制方法,在空间振动主动控制领域具有广阔的应用前景。     

新的质量阵和刚度阵概念及其在非对称挠性飞行器建模中的应用

在推导结构挠性问题的有限元质量阵和刚度阵时,通常认为挠性体及基座所构成的系统之质心不因挠性振动而作相对位移。而在具有对称挠性附件的飞行器挠性动力学中,基于挠性附件作反对称振动的假设,认为系统质心没有相对位移,因而传统的质量阵、刚度阵概念仍可使用。但是,当飞行器的挠性附件不对称时,挠性振动将引起系统质心的相对位移,此时,传统的质量阵、刚度阵概念不再适用。本文从虚功原理出发,推导出具有不对称挠性附件的飞行器的挠性变形动力学方程,据此抽象出一组新的质量阵和刚度阵概念,最后再反过来应用于具有不对称挠性附件之飞行器建模。     

簇状卫星姿态控制方程的通用建模方法

当前卫星通常都由一个中心刚体和其他挠性附件构成，每个挠性附件都与中心刚体直接相连，组成了一个簇状的刚柔耦合的多体系统。随着挠性附件的数目的不同，卫星系统的拓扑构型也将有所不同。即使对于同一颗卫星而言，在展开过程的不同阶段，卫星系统具有不同的拓扑构型。本文利用柔性多体系统动力学的单向递推组集方法，提出了一套通用的解决方案，以推导具有不同拓扑构型的簇状卫星的姿态控制方程，得出了姿态控制方程的系数矩阵。     

卫星大型旋转载荷动平衡控制应用研究

卫星携带的转动体的动不平衡对星体产生非期望的干扰力矩,进而影响卫星姿态,为此在卫星高品质运动控制中必须对转动体的动平衡特性进行控制。本文在建立卫星多挠性体姿态动力学模型的同时,分析了动平衡检测在转动体残余干扰力矩分析中的应用,提出了大型旋转载荷动平衡控制方法和流程,最后通过实际工程应用情况,验证了该动平衡控制方法和流程的实用性和有效性。     

太阳翼不同转角的卫星在轨模态频率计算方法

卫星挠性振动频率会随着太阳翼的转动发生变化,在卫星动力学频率规划设计时尤其需要考虑到,以避免发生耦合振动。文章针对具有太阳翼的卫星,研究了太阳翼转动时由于星体构型变化对卫星模态频率产生的影响。通过建立卫星动力学混合坐标方程,推演出卫星结构动力学特征方程,在太阳翼转到不同角度时对卫星系统模态进行解算,从而获得一种具有太阳翼的遥感卫星系统模态计算方法。以某遥感卫星为背景进行了在轨模态计算,并与该卫星陀螺姿态角速度遥测数据对比,误差小于10%,验证了在轨模态计算方法的准确性。     

带挠性附件的航天器结构-姿态耦合动力学

用Lagrange方程建立了基于混合坐标法的带挠性附件航天器结构-姿态动力学模型,对挠性附件结构的振动特性及其与航天器的耦合关系进行了理论分析,提出了航天器结构-姿态联合仿真分析的方法,并以某卫星天线为挠性附件结构,仿真分析了天线结构的振动特性及其对姿态控制系统的影响.结果表明:提出的航天器结构-姿态联合仿真方法能有效...     

一类柔性宏刚性微空间机器人广义动力学高效率建模研究

研究了一类柔性宏刚性微空间机器人广义高效递推动力学建模算法。介绍了利用空间 算子代数进行对刚柔混合欠驱动系统的描述方法。根据系统中铰链的驱动情况分别对铰链定 义 为主动铰和被动铰,通过铰链的类型以及判断是刚性体或者柔性体,分别按照两次从系统的 顶端到基座的顺序、一次从基座到顶端的顺序进行了系统铰接体惯量的递推、系统冗余力的 递推、广义加速度和广义主动力的递推。通过上述三种方式的递推过程建立了柔性宏刚性微 空间机器人广义递推动力学模型,实现了高效率O（n）次的计算效率。最后通过软 件仿真验证了本研究内容的正确性和高效性。
     

大型空间电站在轨展开与组装动力学与控制

针对大型空间电站在轨展开与组装过程中复杂的动力学环境,将桁架类大型空间电站视为一个刚柔多体系统,采用自然坐标法对刚性构件建模,基于绝对节点坐标方法描述柔性桁架结构,编写了一套动力学仿真软件,实现了大型空间电站在轨展开与组装动力学的精确仿真.仿真结果表明,采用摆线运动插值函数作为控制方程有利于提高多级展开过程的稳定性;在...     

基于输入成型法的空间站变构型过程挠性振动抑制策略

针对空间站组合体变构型引起的挠性附件振动问题,将航天器大角度机动中用于抑制挠性振动的输入成型思想引入到变构型过程中,提出一种新的变构型策略。首先根据拟坐标拉格朗日方程建立组合体变构型动力学模型,然后采用零振动和零微分法(ZVD)和级联法求出变构型系统的输入成型模型,最后根据初始变构型策略的特点和期望构型的约束确定新的变构型策略。将基于输入成型的变构型策略应用于组合体变构型时,仿真结果表明,由变构型引起的挠性振动得到显著抑制,各阶振动的最大振幅可以抑制到原来的10%～20%,对低阶振动抑制效果尤为明显。     

挠性空间结构的可辨识性研究

本文重点研究挠性空间结构系统的可辨识性。研究表明，系统的可辨识性取于系统构形和控制器、敏感器的配置模式。对于配置了分布式测量敏感器的挠性外系统，系统模态在整个空间区域上的取值可由输入输出数据确定，条件是控制向量与系统有关模态不正交；对于配置了点测量敏感器的挠性体系统，系统模态在控制点和测量点的取值信息可由输入输出数据确定，条件是控制向量与系统有关模态不正交并且测量点与系统模态的零点不重合。由此，本     

复杂结构充液航天器晃动动力学与姿态稳定性

复杂充液航天器的晃动及其对控制系统的影响是当前空间高技术的重要问题。 本文首先由力学变分原理导出充液复杂系统的方程式,其中包括流体力学方程和相应的边界条件,以及弹性连续介质力学方程;特别是,考虑了强毛细作用力的影响。其次,考查了微重条件下带有隔板的贮箱内的液体晃动、带有网孔隔板腔体内的液体晃动和粘弹性隔板对抑制晃动的作用。另外,本文将分析带有多腔充液自旋卫星的姿态稳定性,以及晃动、液体涡旋、贮箱偏置,能量耗散和哥氏加速度对卫星运动的影响。最后,讨论了多体系统充液挠性空间飞行器的稳定性问题。 同时,本文给出了数值计算结果和某些试验结果,并与理论分析作了对比。     

星上转动部件对卫星姿态的影响分析及补偿控制

研究了考虑有效载荷运动部件干扰时三轴稳定卫星的姿态控制。由卫星有效载荷转动部件运动规律建立了转动部件和挠性太阳帆板的动力学模型,根据干扰力矩的特点,提出了一种通过设定角动量交换系统标称值条件对卫星进行控制,以及抑制变速转动部件引起卫星本体姿态扰动的前馈控制的方案。仿真结果表明,该控制方案可有效消除星内外干扰力矩对姿态控制精度的影响,卫星的指向精度优于0.2°。     

卫星太阳能帆板的撞击问题

本文研究卫星帆板展开过程中的撞击问题，用子结构方法和单向递推组集方法行到经铰坐标和柔性体模态坐标为系统广义坐标的撞击阶段柔性多体系统的动力学方程，由与撞击有关约束方程的Ｌａｇｒａｎｇｅ乘子导出撞击力的计算公式，计算了卫星帆板在撞击过程中撞击力的最大值和卫星姿态角速度的变化规律。计算结果表明，对柔性体之间的碰撞，卫星姿态角速度在变化过程中呈现上下波动的趋势。     

万有引力场中带挠性太阳帆板航天器的姿态稳定性

本文讨论带双侧挠性太阳帆板航天器在万有引力场中的姿态运动，建立带挠性帆板航天器的欧拉方程和帆板强迫振动方程。利用Ｇａｌｅｒｋｉｎ方法对动力学方程离散化，利用Ｋｅｌｖｉｎ－Ｔａｉｔ－Ｃｈｅｔａｙｅｖ定量判断航天器在轨道坐标系内相对平衡的稳定性。导出适用于任意阶模态的解析形式稳定性充分条件。     

挠性空间飞行器姿态控制系统的时间域鲁棒稳定性分析

本文研究挠性空间飞行器姿态控制系统的时间域鲁棒稳定性分析,由于太阳帆板的转动和动量轮的转速变化,使飞行器的数学模型具有不确定性。这些不确定性可以归结为对动力学系统运动方程式的摄动。文中导出了鲁棒稳定性判据,并用算例说明其应用。     

用Kane方法建立的空间站大型伸展机构柔性多体动力学模型

本文采用Ｋａｎｅ方法建立了空间站大型伸展机构柔性多体系统动力学模型。该模型考虑了系统的轨道运动、姿态运动、构件伸展运动和构件弹性运动，通过约束矩阵建立系统的约束关系，所得方程具有程式化特点，便于计算机编程。该模型还可适用于空间飞行器、地面车辆、复杂机械等多体系统。