大口径反射镜组件发射段环境的防振设计

主反射镜组件力学性能是相机结构设计的重点。文章介绍了反射镜组件的基本构型,分析了采用Bipod支撑结构的反射镜组件振动抑制的必要性。基于阻尼受迫振动模型微分方程,分析了频率比、阻尼比对随机振动传递率的影响,根据分析结果选择增大阻尼比作为反射镜组件振动抑制方案。对某1.8m口径反射镜组件进行了抑振设计,利用MSC Nastran软件进行了动力学分析,仿真结果显示,抑振后反射镜动力学响应值及振动应力有较大降低,证明抑振设计有效。文章设计的振动抑制解决方案也可为空间遥感器其他部组件的振动抑制设计提供借鉴。     

空间相机低频隔振系统及试验验证

随着遥感卫星分辨率的提高。星上微振动对空间相机的影响越来越显著。在相机与卫星平台之间安装隔振装置,将飞轮、扫描机构等扰振源产生的振动与相机隔离开来是一种改善其工作环境的有效方法。文章介绍了针对中巴地球资源卫星研制的相机被动隔振系统,以及在地面结构星上进行的联合隔振性能测试。测试结果表明。传递至相机的两个主要扰振频率分量...     

星载天线基础结构特性对振动响应的影响分析

文章通过对星载天线振劫响应问题的分析,提出了提高设计质量和改进设计方法的建议：首先,在抽象和归类的基础上,将上／下层天线结构简化为二级隔振系统：通过对上／下层二级隔振系统分析,推导了传递函数。然后,通过改变下层结构的阻尼特性、质量特性和刚度特性,定量地分析了不同参数情况下传递函数的变化情况,最后．根据分析和计算结果,提出了一般的设计规则和建议．     

基于鲁棒状态观测器的运载火箭姿态控制系统设计

考虑弹性振动和液体晃动,采用鲁棒观测器设计了运载火箭的姿态控制系统。将姿态角测量结果中弹性振动的影响视为外界干扰,利用状态观测器的低通滤波特性实现对高频弹性信号的衰减,同时状态观测器替代速率陀螺估计得到姿态角速度,以姿态角和角速度信号为输入,采用扭曲二阶滑模控制方法设计了姿态控制律,并从理论上对该控制律稳定液体晃动和弹性振动的原理进行了证明,对观测器变换矩阵的选择进行分析。数值仿真表明,在参数摄动和干扰的影响下,所提出的变结构控制律能够有效的跟踪控制指令,稳定系统姿态,具有较强的鲁棒性,同时鲁棒状态观测器能够准确的估计出角速度信息。     

绳系太阳能发电卫星姿态机动的主动振动控制

针对绳系太阳能发电卫星大角度回转机动时太阳能板的振动抑制问题,提出了主姿态控制和基于绳中张力的主动振动控制技术相结合的复合控制方法。建立了绳系太阳能发电卫星系统的动力学方程,并基于任务函数控制算法设计了主控制器保证卫星姿态的渐近稳定和挠性结构振动的衰减性;考虑到绳的非线性特性,基于任务函数控制算法设计了绳系卫星系统的主动振动抑制辅助控制器来抑制挠性结构的振动。设计的同时证明了系统的稳定性。将该方法应用于绳系卫星的大角度单轴回转机动的仿真研究,结果表明:该方法不仅能够使绳系卫星完成姿态机动,而且能够有效地抑制太阳能板的振动。     

六自由度微振动模拟平台动力学分析

针对航天器的控制力矩陀螺微振动试验对通用微振动振源的需求,在分析微振动形式的基础上,提出了6-PUS并联机构的六自由度微振动模拟平台来模拟微振动试验的新思路。基于Newton-Euler法,给出了6-PUS并联平台动力学特性的分析方法,并建立了定平台输出力/力矩与支链驱动力之间的动力学模型。使用MATLAB软件对模型进行了仿真计算,并与理论计算值进行了比较分析,验证了动力学模型的正确性,可以为同类微振动模拟平台动力学与控制研究提供参考。     

基于分频段加权的加速振动试验方法

振动环境工程研究现行采用的加速试验方法中,都只考虑了加速因子与频率无关这种情形,这不仅提高了试验设备的推力要求,也增加了位移指标要求。文章提出了一种分频段加权的加速振动试验方法,即通过对低频段加速因子的权重的优化设计,实现较小的位移指标要求,且疲劳损伤累积等效。给出了基于Dirlik方法和TB方法疲劳损伤等效的加速试验设计方法和工程实现流程。针对该方法开展了应用实例的计算,结果表明:在疲劳损伤等效的前提下,显著降低了振动台的位移,且推力基本维持不变。     

火箭增压管路多点随机激励试验技术研究

文章介绍了一种改进的管路试验方法——多点随机激励试验技术。根据管路自身的特点,该方法可以更加真实地模拟管路的工作环境。通过试验获得了在不同相干和相位条件下管路动态响应的变化规律。结果表明:相位和相干都可以改变管路动态响应,这可为管路多点振动试验条件的设计或选取提供依据。     

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。     

六自由度激励台精密高刚度铰链结构设计与试验应用

精密高刚度铰链作为六自由度并联激励平台中的关键组件,其性能高低对激励台的控制精度有直接影响。针对铰链所需满足的高刚度、高基频和无间隙等要求,文章提出了基于虎克铰结构的铰链设计方法。首先根据铰链所处的工况确定选用圆锥滚子轴承作为旋转支撑部件,并通过对轴承的配置和预紧实现无间隙振动运动的要求,从而确定了铰链结构形式。然后,利用有限元法校核了结构的刚度与基频,进而完成铰链结构方案和样机制造,并将样机集成于激励台中。最后,开展了铰链动态特性试验和激励台振动控制试验,分别获取了铰链的基频和激励台控制响应。结果表明,铰链可满足激励台工作频段内的使用要求,铰链设计合理。