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121.
Dynamic characteristics analysis of deployable space structures considering joint clearance 总被引:1,自引:0,他引:1
The clearance in joints influences the dynamic stability and the performance of deployable space structures (DSS). A virtual experimental modal analysis (VEMA) method is proposed to deal with the effects of joint clearance and link flexibility on the dynamic characteristics of the DSS in this paper. The focus is on the finite element modeling of the clearance joint, VEMA and the modal parameters identification of the DSS. The finite element models (FEM) of the clearance joint and the deployable structure are established in ANSYS. The transient dynamic analysis is conducted to provide the time history data of excitation and response for the VEMA. The fast Fourier transform (FFT) technique is used to transform the data from time domain to frequency domain. The frequency response function is calculated to identify the modal parameters of the deployable structure. Experimental verification is provided to indicate the VEMA method is both a cost and time efficient approach to obtain the dynamic characteristics of the DSS. Finally, we analyze the effects of clearance size and gravity on the dynamic characteristics of the DSS. The analysis results indicate that the joint clearance and gravity strongly influence the dynamic characteristics of the DSS. 相似文献
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曹经倩 《南昌航空工业学院学报》1994,(1):14-19
采用周期伏安技术,恒电位阶跃法和恒电流阶跃法研究了Cr(Ⅵ)对镍电沉淀的影响。研究表明,正常镀镍液中,Cr(Ⅵ)在电极上形成一种“吸附膜”抑制Mi(2+)离子的还原,此效应随pH值降低而减弱,并在一定pH值下发生Ni(2+)离子的沉积。 相似文献
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本文根据人体的热调节机制建立了二维人体热调节的有限元模型,并设计了相应的实验对该模型进行了验证,实验结果与计算结果吻合较好,本模型对于以人体-环境热交换为内容的工程实践和理论研究有较高的应用价值。 相似文献
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128.
新机研制中的复合材料结构装配关键技术 总被引:1,自引:1,他引:0
复合材料的特点决定了其结构的装配连接难度大、技术要求高.与国外飞机制造公司相比,我国复合材料结构制造装配方面的基础差、技术水平低. 相似文献
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Baolin Wu Qiang Shen Xibin Cao 《Advances in Space Research (includes Cospar's Information Bulletin, Space Research Today)》2018,61(3):927-934
The problem of spacecraft attitude stabilization control system with limited communication and external disturbances is investigated based on an event-triggered control scheme. In the proposed scheme, information of attitude and control torque only need to be transmitted at some discrete triggered times when a defined measurement error exceeds a state-dependent threshold. The proposed control scheme not only guarantees that spacecraft attitude control errors converge toward a small invariant set containing the origin, but also ensures that there is no accumulation of triggering instants. The performance of the proposed control scheme is demonstrated through numerical simulation. 相似文献