卫星太阳电池阵模态参数计算的半解析方法

基于传递函数方法的基本理论，针对某型号卫星太阳电池阵的特殊结构形式，通过将太阳电池阵基板划分为条形单元，将基板间连接铰链副简化为均匀梁单元，并利用条形单元与梁单元公共结点间位移连续与力平衡条件，建立了卫星太阳电池陈动力学特性分析的半解析计算模型。计算得到了某型号卫星太阳电池阵单块基板和多块组合基板的模态参数值，并将其结果与有限元结果进行了比较。     

大型柔性太阳电池翼模态参数计算

采用有限元方法建立了空间站太阳电池翼模态参数计算模型。针时柔性太阳电池翼的结构特点，提出了其有限元建模的关键技术问题，建立了柔性基板、连接刚度、太阳电池片、主展开桁架的有限元分析模型，并给出了某型号柔性太阳电池翼模态参数计算的数值结果。     

太阳电池阵的伸展运动及各种阻尼参数的识别

具有太阳电池阵的卫星在进入轨道后,其太阳电池阵将从卫星的本体上伸展开来。它的运动规律与卫星姿态的控制密切相关。本文用拉格朗日方程导出太阳电池阵伸展时的运动微分方程;将最小 p 乘优化技术推广到对机构动力系统各种阻尼系数的识别问题。它不仅为研究太阳电池阵的运动规律提供了重要的分析基础,并且在动力学领域内具有广泛的实用意义。     

星蚀对卫星能源影响分析

从国内某型号卫星在轨测控中所出现的某轨能源异常现象引入,研究了星蚀的形成原因,并分析了卫星出现星蚀所需的条件。对该型号卫星出现该现象时的卫星、太阳及月亮的轨道数据做了相应的计算,验证了当时所出现的现象,并分析了星蚀对卫星能源所产生的短期以及长期的影响。     

短杆钢箱桁架结构数值模拟方法探究

基于某短杆钢箱桁架渡槽实例,通过ANSYS大型有限元计算软件,分别建立了渡槽节段的实体模型和简化的梁单元模型;然后,根据渡槽实际受力情况设置了跨中集中荷载以及均布荷载两种荷载工况形式,并进行这两种工况下的位移和应力比较,找出梁单元模型与实体单元模型间计算响应的差异;最后,验证了梁单元模型在短杆桁架位移计算中得到的结果在误差允许范围内,引入了梁单元模拟短杆钢箱桁架结构时的应力包络系数,以指导类似短杆钢箱桁架结构数值分析计算。     

中巴地球资源卫星02星交付仪式在京举行

2004年2月12日 ,国防科工委在京举行中巴地球资源卫星02星交付仪式。中巴地球资源卫星由中国和巴西两国从1988年开始共同投资、联合研制 ,02星与1999年发射的01星为同一型号的两颗卫星 ,都是我国第一代传输型地球资源遥感卫星。据该星总设计师孙家栋院士介绍 ,02星在01星基础上作了进一步改进 ,卫星由有效载荷舱和服务平台两部分组成 ,总质量1540千克 ,采用单翼太阳电池阵 ,设计寿命2年 ,26天可覆盖全球表面1遍。中巴地球资源卫星02星于2003年10月21日在我国太原卫星发射中心发射升空 ,并准确进入轨道倾角为98.5度的太阳同步轨道。至2004年1…     

梁式结构非线性有限元分析及其在微型机上的实现

本文讨论梁式结构几何非性静力分析的有限元方法,推导了空间梁大位移切线刚度矩阵,研究了在微型机上实施的方法。为了提高计算效率,采取了分别管理单元线性刚度阵及非线性刚度阵、一次形成线性总刚度阵而多次修改总刚度阵、按内存资源自动分块法修改总刚度阵的策略。节省了计算时间及内存资源,从而在微型机上实现了结构非线性分析。在IBM-PC-XT、机上编制了结构非线性静力分析有限元程序NONDJ-W。给出了对梁、平面柔性刚架、空间柔性刚架的计算实例。有解析近似解的算例表明用有限元的计算结果具有一定的精确度。     

骨架——蒙皮结构的有限元分析

本文讨论了骨架—蒙皮结构的有限元分析方法。推导了梁、壳(板)单元交界处的相容性关联转换阵,并在SAP5程序中得到了实现。最后,通过算例讨论了实际结构的不同简化模型对计算结果的影响。     

壁行吊车梁系统的数值仿真

基于弹性理论的经典方法和有限元方法分别对壁行吊车梁系统进行了理论分析和数值仿真,其中有限元方法分别采用梁单元分析和壳单元与梁单元组合的整体分析,并对两种方法的数值结果进行分析和比较.结果表明,两种方法的计算结果均满足弹性要求,符合规范规定的位移限值.经典方法的结果比较接近采用梁单元计算的结果,与采用壳单元和梁单元组合的整体分析结果相比,前者还有一些误差,后者的计算结果更能反映工程实际.最后根据不同的需求提出比较合理的设计方案,为今后类似项目的设计提供参考.     

变工况空间太阳电池翼在轨热变形分析

以空间飞行器太阳电池翼在轨运行期间热变形和热应力变化规律为对象,采用有限元软件I-DEAS建立电池翼热变形分析模型,针对电池翼满负荷和半负荷（变工况）工作状态进行在轨热 结构耦合分析.计算中采用三明治夹心板理论将电池翼基板进行合理简化,得出电池翼等效力学参数.数值结果对比分析发现,电池翼厚度方向瞬态温差是导致电池翼发生热变形的主要原因,太阳电池翼在从阳光区转入阴影区时,电池翼温度变化最剧烈,厚度方向温差达到最大值,此时基板热变形量最大,半负荷（变工况）基板变形最大值明显大于满负荷基板变形最大值.
     

卫星离散动力学模型的建立

采用部件振型法建立航天卫星离散动力学模型.首先使用有限单元法对挠性部件进行模态分析,得出挠性部件的特征值和特征矢量,然后利用离散参数拟坐标拉格朗日法建立航天卫星的离散动力学模型.该模型既考虑了卫星本体和挠性部件的刚性旋转运动,也考虑了挠性部件本身的振动.     

卫星太阳光压力矩计算中有效作用面积的计算

为了精确计算卫星在轨运行时所受的太阳光压力矩,给出了1种考虑太阳帆板与卫星体相互遮挡时太阳光压力矩的求取方法.将卫星体和太阳帆板组成的几何体进行投影变换后,判断其相互遮挡并采用凸多边形求交的算法求取太阳光压有效作用面积,从而计算太阳光压力矩.以某太阳同步轨道卫星为例进行计算,结果表明:当卫星体和太阳帆板的面积相比较小时,太阳光压力矩的求取可忽略卫星体以及卫星体对太阳帆板遮挡的影响.该方法同样可推广到考虑太阳帆板与卫星相互遮挡时气动力矩的求取.     

太阳能电池阵的功率预测

为实现卫星太阳能电池阵的功率预测,在工程上常用太阳能电池的单指数等效电路模型的基础上,考虑了串联电阻,提高了I-V特性方程模型精度。利用某地球同步卫星在轨6年的太阳能电池阵的输出功率数据,求出了太阳能电池阵在卫星寿命过程中每年的衰减因子,代入功率预测模型,预测结果表明,预测精度可以满足工程上的要求。该功率预测模型适用于其他同类型地球同步轨道卫星的太阳能电池阵的功率预测。     

卫星太阳能电池板热设计参数的灵敏度分析

由于卫星在生产和运行中一些不确定因素的影响，卫星热设计参数难以精确确定．从而影响卫星热设计的结果。该文利用系统灵敏度理论，对卫星热设计问题进行了分析，导出了卫星热设计系统的灵敏度方程，并以太阳能电池板的热设计为例，对系统的灵敏度方程进行了求解，分析了各参数的灵敏度，为太阳能电池板热设计中结构及物性参数的确定提供了依据，为太阳能电池板热设计的可靠性验证以及卫星运行可靠性提供了分析方法。将参数分析方法应用于卫星的热设计和热分析中，可提高卫星热设计和热分析的效率。     

板梁组合结构分析的超级条元法

本文提出一种二结线超级矩形条元，用来分析板梁组合结构，做法是将板梁组合结构离散为若于个超级余元，在超级元内按常规有限元法离散。采用常规元自由度向超级条无自由度的转换减少未知量，可大大节省计算机存贮空间，提高计算效率，同时还能保证计算精度，并通过算例验证了正确性及其优点。     

含开口薄壁杆的空间结构热屈曲有限元分析

针对含开口薄壁杆件的大型空间柔性结构热屈曲问题,发展了一种包含翘曲自由度的二节点开口薄壁杆单元。该单元考虑了约束扭转与弯扭耦合效应,同时考虑了热应力对几何刚度阵的影响,可进行空间杆系结构的热屈曲分析。简单梁模型算例表明:该方法求得的各阶屈曲温度临界值和屈曲模态与AN SY S薄壳有限元解吻合较好;并且由于考虑了开口薄壁杆的特性,热首先引起杆件的弯扭耦合屈曲。对哈勃太空望远镜太阳帆板的简化模型进行了热屈曲分析,成功地解释了热使该太阳帆板发生扭转屈曲的原因。     

基于RBD与FTA的航天器太阳翼可靠性分析

太阳翼对航天器的在轨运行品质有重要影响。该文基于东方红3号卫星平台,对系统部件的可靠性属性进行了分类,利用可靠性框图(RBD)给出了在确定载荷与随机载荷情况下的可靠度计算公式。应用故障树分析法(FTA)研究了太阳翼系统的可靠性问题。分析结果表明:铰链是影响太阳翼可靠性的最主要部件;空间温度、材料在空间中的特性是影响太阳翼可靠性的最主要因素。添置冗余、采用新型材料与优化受载结构等方法可以提高太阳翼的可靠度。     

一种热网络方程计算方法的改进

通过热网络离散节点群控制方程的敏感性分析,提出了一种新的热网络方程求解改进方法———分离变量参数系数方法,用于分析航天器表面材料性质对温度场分布的影响.同时,采用蒙特卡罗射线踪迹法求解太阳直接入射面积和太阳辐射传递系数,考虑了航天器几何遮挡关系对热网络系数的影响.计算结果表明:航天器虚拟模型主体部位的最大温度值要高于太阳电池板的温度.在开始阶段,冷却速度迅速增加至最大值,然后再慢慢降低并有17K温度的偏差.为了分析材料表面的太阳吸收系数对温度分布的影响,以a=0.35为算例原值,对于与原值的吻合程度,太阳吸收系数增大的影响优于其减小的影响.