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太阳帆柔性结构动力学仿真分析 总被引:1,自引:0,他引:1
研究了太阳帆结构的有限元仿真分析问题.针对太阳帆航天器实际结构特点,建立合理的有限元模型;得出合理的边界预紧力的大小与方向;给出太阳帆航天器伸展臂对预紧力的屈曲模态分析以及屈曲临界载荷;进行了太阳帆结构的无预紧力结构模态分析与有预紧力结构模态分析,并对结果进行了比较.研究结果表明,太阳帆航天器预紧力结构模态分析更为合理,为太阳帆航天器控制系统工程设计与仿真提供了参考数据基础. 相似文献
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充气薄膜桁架结构可应用于大型空间充气薄膜航天器的展开部件和支撑结构。研究了充气薄膜桁架结构的协同折叠设计方案,首先推导了蒙皮结构的折叠状态几何公式,然后设计充气桁架的折叠方案,以几何适应于蒙皮结构折叠状态。建立了协同折叠设计方法,并得到了参数化模型。方案实现了横向和纵向同时折叠,横向折叠率为267,纵向折叠率为882。基于改进的弹簧 质点系统,完成了充气薄膜桁架结构的充气展开动力学仿真,得到了展开动力学行为和参数。仿真结果表明展开过程平稳可靠,未发生各构件间的物理干涉,从而评估了协同折叠设计方案的合理性,为此类结构的工程应用提供了技术支撑。 相似文献
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基于ABAQUS-FLUENT软件开展柔性充气翼流固耦合分析,采用反距离加权平均法实现耦合界面气动压力分布传递,采用常体积转换法实现变形数据传递,分析获得了充气翼翼面刚度和屈曲特性与翼面内外压差的关系;建立了充气翼模拟加载试验系统验证了分析方法的可行性.结果表明,流固耦合方法用于充气翼变形分析是可行的,分析结果与模拟试验结果能够较好地吻合. 相似文献
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太阳帆航天器编队维持和重构的方法研究 《空间控制技术与应用》2017,43(3):7-14
针对高面质比航天器可以利用太阳光压进行轨道控制的特点,本文提出一种太阳帆航天器编队构型维持和重构的方法.该方法通过控制主从航天器太阳帆姿态角和反射系数,调整主从航天器之间的光压差,产生抵消编队成员间相对运动受到摄动差或进行轨道机动时所需的连续小推力,从而实现编队构型的维持和重构.仿真结果表明,在主航天器太阳帆的姿态角和反射系数相对固定的条件下,对于太阳同步轨道上的高面质比太阳帆航天器编队,使用滑模控制方法,能够调整编队中从航天器太阳帆的姿态角和反射系数产生推力抵消摄动力影响,达到长期维持太阳帆航天器编队构型的目的;通过开环控制方法,能够调整编队中从航天器太阳帆的姿态角和反射系数产生连续小推力,在较长时间周期内实现编队重构. 相似文献
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航天器上许多电子设备,所以,电源对于航天器来讲是必不可少的,电源功率的大小和寿命对航天器的性能有至关重要的影响。现代航天器在与火箭分离后首先要展开太阳电池翼,否则难以正常工作运行。在实际运行过程中,也常常出现因电源故障而导致航天器报废。因此,航天器电源至关重要。 相似文献
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当今,人们在制定空间计划和任务的时候,费用、有效载荷的重量和体积常常是考虑的重要因素。运载火箭技术条件的变化是根据要送到低轨道或静止轨道的有效载荷的重量和体积而定的。一般情况下,有效载荷的重量低、体积小,就用小型运载火箭发射,费用也较低。人们在减轻有效载荷的重量和减小体积方面做过许多尝试,其中一种是使用充气结构。60年代初发射过的“回声-1”通信气球就第一次使用了这种结构。它直径为100英尺的重166磅,为聚酯薄膜气球,涂了铝。这个气球用肉眼可以看见,是曾送入轨道的最大航天器之一。它于1968年5月再入大气层。充气结构的一个不足之处是长时间飞行之后,其气压会下降,从而影响精度和效 相似文献
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将太阳帆航天器所涉及的关键技术划分为4个方面:总体设计、轨道和姿态动力学与控制、太阳帆材料及其性能、太阳帆折叠与展开。针对每项关键技术,基于对国外长期研究结果进行分析并阐述主要技术特征,梳理国内相关研究进展,包括笔者与合作者的研究成果,分析存在的主要问题。根据上述分析,指出我国发展太阳帆航天器应该重视的若干问题。 相似文献
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近日,搭载在我国新技术试验-1卫星上的充气式重力梯度杆成功完成了在轨充气展开和成像试验,这是我国首次在轨开展的空间充气展开结构技术试验,标志着我国充气展开空间结构具备了初步工程化的能力。其中重力梯度杆的重要组成部分-充气伸展臂是一种新型空间充气展开结构,由北京空间机电研究所(以下简称机电所)与哈尔滨工业大学(以下简称哈工大)共同开发、联合研制,使我国在该领域的研制能力达到国际同类技术水平,该项目也成为了企校"产、学、研"合作模式的成功典范。 相似文献
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为研究冲压式翼伞折叠充气过程的流固耦合动力学特性,基于自由曲面变形理论建立了多气室冲压翼伞的展向折叠模型。流体域通过时步更新技术实现了随伞载系统运动,采用任意拉格朗日-欧拉(ALE)方法开展了翼伞非定常充气展开过程的非线性动力学数值计算,数值计算结果与空投试验结果具有较好的一致性。深入分析了翼伞充气过程中的三维外形及非定常流场分布情况,表明翼伞充气过程由于翼尖涡绕流,存在“翼尖上翘,中部凹陷”的翼伞尾流再附现象;各气室的充气规律关于中央气室对称;分析了翼伞气动特性的动态变化规律,充满后翼伞滑翔比稳定在2.24。上述研究为翼伞设计及开伞性能预测提供了一定的理论依据。 相似文献
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针对太阳帆航天器行星悬浮轨道保持控制问题进行了研究.首先,建立了柱坐标系下太阳帆动力学模型;然后,对模型进行线性化处理,推导出太阳帆状态方程;接着,设计线性二次型调节器(LQR)及基于遗传算法(GA)改进的控制器,对出现扰动的轨道进行控制;最后,通过仿真结果对比,表明上述控制器均可实现轨道保持控制,且基于GA改进的LQR性能明显优于传统LQR. 相似文献
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一种航天器太阳电池阵供电能力计算方法 总被引:2,自引:1,他引:1
太阳电池阵为航天器提供能源,在型号研制和在轨运营过程中需对其供电能力进行计算,为此提出了一种航天器太阳电池阵供电能力的计算方法。首先,利用太阳电池片的地面测试数据得到标准测试条件(STC)下的电池片伏安模型,并利用电池片在轨等效光强和温度修正电池片伏安模型的光生电流、串联电阻和并联电阻等参数,得到电池片在轨伏安模型,然后,根据基尔霍夫定律推导出电池阵中电池片工作电压、电流以及旁路二极管和隔离二极管的输出情况,从而得到太阳电池阵的伏安模型。仿真结果表明,本文方法可以精确计算航天器在任意光强、温度和遮挡下的太阳电池阵伏安模型,可以精确分析旁路二极管和隔离二极管对太阳电池阵供电能力的影响,较已有方法计算精度提高20%。 相似文献
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二十多年来,绝大多数航天器的功率要求都在几百瓦至两千瓦的范围之内。这样的功率要求可以使用太阳电池、蓄电池或放射性同位素热电发生器之类电源系统来满足。但是,下一代航天器将要求数百千瓦的连续功率,而且还要求减少体积、重量和成本。 相似文献
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在降落伞轴向和径向动量方程的基础上进行一些合理的简化,并结合其他经验公式基本描述了降落伞整个充气阶段的运动过程。运用简化的模型初步分析了在不同大气密度、初始开伞速度下的充气环境对降落伞充气时间、充气距离,伞绳最大拉力的影响。得到的结论对火星降落伞设计及降落伞充气试验的环境模拟有一定参考意义。 相似文献