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航天器柔性伸展附件非线性振动稳定性研究 总被引:3,自引:1,他引:3
研究由中心刚体和柔性伸展附件组成的非线性刚柔耦合系统,假设附件为有限变形梁,但本构方程是线性的。利用能量积分构造Lyapunov函数,根据部分变量稳定性定理,证明了当中心刚体无控制力矩,附件驱动力为零时,梁在等速伸展或收缩时的横向非线性振动是稳定的。 相似文献
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航天器薄壳柔性附件展开耦合行为特性研究 总被引:1,自引:0,他引:1
为研究大范围运动柔性附件几何非线性和耦合效应与中心刚体的精确动力学行为,以薄壳结构柔性附件为研究对象,引入非线性应变和位移关系,利用虚功原理推导了做大范围运动带柔性附件航天机构的完整非线性动力学模型,所构建的模型包含了非线性几何变形及附加非线性项。针对线性和非线性模型,相应开展了大范围运动航天机构刚柔耦合数值分析。结果表明,随着转速增大,线性与非线性模型动力学特性产生根本差异,指出线性模型忽略了非线性耦合项的不足,而非线性模型可精确地预测大范围运动带柔性附件航天机构动力学行为。结论对航天机构定向和跟踪操作的动力学与控制具有重要的理论价值及工程实际意义。 相似文献
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基于Hamilton变分原理,采用Mindlin厚板理论,研究了旋转状态中心刚体—悬臂厚板振动及其变结构控制问题。采用Hamilton状态空间法,应用弹性波与振动模态理论,确定了Mindlin厚板中的振动模态。针对该模型系统设计了控制器,采用滑模变结构控制理论,实现了对系统实施渐近稳定控制的设计。采用的变结构控制能使系统达到所期望的振动状态,有效地抑制了平板振动。最后,给出了数值模拟结果,讨论了中心刚体—悬臂厚板位移的动力学控制规律。该方法和计算结果可望能在带有柔性附件航天器的动力学控制中得到应用。 相似文献
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研究了利用自抗扰控制器设计带伸缩挠性附件航天器的姿态控制问题.根据自抗扰控制器可以动态补偿系统模型扰动的特点,针对挠性附件伸缩条件下强耦合、强非线性模型进行了控制律设计.仿真结果显示,系统具有良好的动态、稳态性能和振动抑制能力. 相似文献
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针对太阳帆塔等细长结构的空间太阳能电站构型,以圆轨道内平面运动的空间柔性梁为研究对象,在质心浮动坐标系下,基于Hamilton原理建立了姿态运动与弯曲振动的耦合动力学模型。引入简谐形式的姿态运动假设,并验证了假设的合理性。基于此假设,分析了姿态运动与重力梯度对弯曲振动的第一阶频率的影响,重力梯度项的影响为简谐波动形式,而姿态运动使得弯曲振动频率降低,两者作用均随初始姿态角增大而增强。同时,推导了Mathieu方程形式的模态振动方程,并利用小参数摄动分析方法,得到了不同初始姿态角下的弯曲振动的稳定图,发现当初始姿态角越大时不稳定区域就越大。 相似文献
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带可伸缩挠性附件受控航天器在附件收缩过程中可能因为收缩率设计不当导致系统不稳定,本文利用李亚普诺夫稳定性定理,推导出利用姿态角和姿态角速度反馈设计的PD控制律来实现可伸缩挠性附件在收缩过程稳定性控制的充分条件,对设计满足系统稳定性要求的收缩率和控制律具有指导意义。 相似文献
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主要讨论了伪速率喷气控制的柔性充液航天器系统的稳定性问题。首先建立了系统动力学模型,并阐述了控制系统的设计;然后重点讨论了伪速率调制器的描述函数分析与计算方法;最后给出了采用Nichols图法进行稳定性分析的工程应用实例。 相似文献
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对含有板类柔性附件和曲壁轴对称充液储腔的复杂航天器系统进行动力学建模和耦合机理研究。首先,采用Kirchhoff-Love薄板理论对航天器的板类柔性附件进行研究,通过D’Alembert原理得到柔性附件的振动方程,运用模态假设法将混合方程转换为常微分方程。其次,通过推导充液航天器储腔内任意点的运动,得到储腔液体的牵连速度势函数,采用Gauss超几何级数得到液体相对速度势函数的解析形式,通过Hamilton变分原理推导液体晃动的运动方程,以及液体速度势函数模态系数的控制方程。最后采用准坐标Lagrange方程得到耦合航天器系统的状态方程,通过数值仿真校验系统动力学模型的有效性。研究结果表明,刚性平台、液体、柔性附件的相互耦合效应使得航天器系统存在复杂动力学行为,在复杂航天器系统动力学建模过程中需要充分考虑液体晃动和柔性附件振动的影响,柔性附件的安装位置对于耦合航天器系统的动力学行为也有着重要影响。 相似文献
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One of the most important problems for performing a good design of the spacecraft attitude control law is connected to its robustness when some uncertainty parameters are present on the inertial and/or on the elastic characteristics of a satellite. These uncertainties are generally intrinsic on the modeling of complex structures and in the case of large flexible structures they can be also attributed to secondary effects associated to the elasticity. One of the most interesting issues in modeling large flexible space structures is associated to the evaluation of the inertia tensor which in general depends not only on the geometric ‘fixed’ characteristic of the satellite but also on its elastic displacements which of course in turn modify the ‘shape’ of the satellite. Usually these terms can be considered of a second order of magnitude if compared with the ones associated to the rigid part of a structure. However the increasing demand on the dimension of satellites due to the presence for instance of very large solar arrays (necessary to generate power) and/or large antennas has the necessity to investigate their effects on their global dynamic behavior in more details as a consequence. In the present paper a methodology based on classical Lagrangian approach coupled with a standard Finite Element tool has been used to derive the full dynamic equations of an orbiting flexible satellite under the actions of gravity, gravity gradient forces and attitude control. A particular attention has been paid to the study of the effects of flexibility on the inertial terms of the spacecraft which, as well known, influence its attitude dynamic behavior. Furthermore the effects of the attitude control authority and its robustness to the uncertainties on inertial and elastic parameters has been investigated and discussed. 相似文献
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复杂系统的可靠度优化分配 总被引:2,自引:0,他引:2
阐述了复杂系统可靠度优化分配的一种方法--花费最小分配法及其应用。介绍了花费最小分配法的概念、复杂系统可靠度分配模型、花费最小分配法进行可靠度分配前的数学处理及花费最小分配法的应用实例。指出,花费最小分配法与其他方法结合进行复杂系统可靠度分配,可以达到优化分配的目的。 相似文献