带挠性轴太阳帆板航天器姿态动力学研究

建立了带挠性轴太阳帆板航天器的物理模型 ,利用保守系统的 Lagrange方程 ,导出了带挠性轴太阳帆板航天器动力学方程 ,在小姿态角速率情况下 ,推出了航天器挠性轴扭转运动、航天器姿态运动的运动学方程 ,给出了数值结果 ,分析了太阳帆板转动惯量、挠性轴的扭转刚度对航天器姿态运动的影响。     

带挠性伸展太阳帆板航天器的姿态动力学

利用动量矩定理推导出带挠性伸展太阳帆板航天器的姿态动力学方程, 利用牛顿第二定理推导出挠性板上质量微元的动力学方程. 在板等速伸展的情况下对系统动力学方程进行变换, 得到板伸展运动、振动与航天器姿态运动的耦合微分方程. 用Runge-Kutta积分法对方程进行积分, 给出了板等速伸展时板振动振幅、 航天器姿态角速率对时间的响应.     

带挠性轴太阳帆板充液航天器流-弹-刚耦合动力学研究

本文研究了带挠性轴太阳帆板充液航天器流-弹-固耦合动力学问题,首先由系统对质心的动量矩定理导出了系统动力学方程,接着分析了航天器贮箱内液体涡旋运动、太阳帆板挠性轴扭转运动,最后给出了航天器姿态角速率与液体涡旋运动、挠性轴扭转运动的关系式,给出了数值结果,分析了液体涡旋运动、挠性轴扭转运动对航天器姿态运动的影响。     

带挠性伸展附件的航天器姿态动力学研究

利用动量矩定理推导出带挠性伸展附件航天器的动力学方程。在挠性附件按指数规律和幂次规律伸展情况下，研究了附件伸展运动对弹性振动和航天器姿态的影响，得到了附件振动的振幅和姿态角速率随附件长度变化的渐近公式，得到航天器最大姿态偏差的估计式。结果表明：随着附件长度的增加，附件振动的振幅增大，而姿态角速率减小。最大姿态偏差值随着伸展速率的增加而减小。     

大型挠性航天器动力学模糊控制系统研究

为推进大型挠性结构航天器的发展,弥补现有超大型挠性卫星控制方法的不足,研究超大型挠性卫星结构动态力学和控制方法.建立系统各环节耦合的动力学数学模型,提出了模糊技术与PID相结合的模糊PID控制器.仿真研究表明,该控制算法可达到满意的控制效果,对进一步大型工程应用研究具有理论参考和技术指导价值.     

挠性航天器快速机动输出反馈控制

研究挠性航天器在执行快速机动任务时的姿态控制问题。针对既要满足快速性,又要抑制航天器挠性附件振动的要求,提出一种具有普遍性意义的基于无源性的输出反馈控制方法。并采用Lyapunov方法从理论上分析和证明了闭环系统的渐近稳定性。最后针对地观测卫星进行大角度快速机动进行了仿真验证。研究结果表明：所设计的方法不仅能够有效地抑制挠性振动,而且满足快速机动的要求。     

挠性航天器的姿态控制：混合灵敏度方法

研究具有挠性附件航天器的姿态控制问题，运用Ｈ＿∞混合灵敏度方法作计算机辅助设计，所得计算机仿真结果证明本文所采用的设计方法是可行的和成功的．     

绳系释放时的航天器耦合动力学分析

本文研究了绳系释放对于航天器刚体姿态的影响.基于离散的系绳黏弹性模型,建立了航天器和系绳间刚-柔耦合的时变非线性动力学模型.以Kissel释放控制律为例,研究了系绳自由释放及受控释放时航天器姿态动力学问题,揭示了绳系释放对于航天器本体姿态的影响规律.结果表明,系绳自由释放末的冲击可致航天器旋转,而受控系绳释放使航天器产生绕其局部平衡位置的振荡.航天器初始姿态对绳系航天器的释放动力学具有显著影响.     

具有挠性附件的全充液刚体耦合系统的姿态控制动力学与稳定性

建立了一类带有挠性结构附件的全充液刚体耦合系统主动控制动力学模型,给出了系统的控制律,进而研究了控制与镇定问题,得到了受控系统姿态定位和指数渐近稳定的结论。     

航天器对接过程的动力学建模

航天器对接过程的动力学建模是对接过程动力学仿真的核心内容,该文在描述航天器对接过程的基础上,牛顿－欧拉定理和混合价值 标法对带有大型太阳电池阵的两航天器的对接过程进行动力学建模,建模中将对接系统简化为由追踪飞行器、目标飞行器和主动对接机构组成的三体系统,追踪飞行器和目标飞行器作为带有挠性附件的中心刚体考虑,主动对接机构作为刚性体处理,对于挠性附件用有限元法进行离散。除给出接触撞击模型外,还重点讨论缓冲系统的简化模型,从而构成了对接过程的完整的动力学模型,为对接过程的动力学仿真打下基础。     

Spacecraft Dynamic Characteristics While Deploying Flexible Beams

IntroductionVibrations increase when flexible spacecraft beamsare deployed. The deploying and the vibrations ofthe beams influence the attitude motion of thespacecraft. Li and Wang[1,2 ] has studied thedynamics of a rigid body spacecraft with twosymmetric deploying flexible beams. Theapproximate formulas were given for theamplitudes of the beams and the attitude angularvelocities of the spacecraft for certain conditions.Song and Ma[3] found the dynamic equations forflexible appendages of spa…     

舰载机拦阻着舰机身动态响应仿真分析

舰载飞机拦阻着舰过程中,载荷大、加速度大、距离短、时间短,且受航母运动、气 流扰动等条件影响,存在复杂的强非线性多学科动力学耦合问题． 文中对某型号舰载无人 机建立了舰载飞机 －拦阻钩简耦多体动力学模型,根据等质量小车实验数据提出一种施 加拦阻载荷的方法,同时考虑气动载荷的作用,利用 ADAMS 动力学仿真软件对舰载机拦 阻着舰进行刚柔耦合多体动力学仿真分析,得到了拦阻过程中飞机迅速作低头运动随后 保持相对平稳的姿态变化规律、机身纵向过载沿机身从后向前先急剧减少再缓慢增加的 传递路径,以及机身应力和应变在与起落架、拦阻钩接位置处较大而其它位置处较小的分 布规律． 仿真结果表明,这种仿真方法能够高效模拟强非线性复杂载荷耦合下的舰载机着 舰过程,为舰载机拦阻着舰全过程研究及机身结构设计提供参考．     

Stability of Nonlinear Vibrations of a Deploying Flexible Beam

ＳｔａｂｉｌｉｔｙｏｆＮｏｎｌｉｎｅａｒＶｉｂｒａｔｉｏｎｓｏｆａＤｅｐｌｏｙｉｎｇＦｌｅｘｉｂｌｅＢｅａｍ＊ＬｉＪｕｎｆｅｎｇ（李俊峰），ＷａｎｇＺｈａｏｌｉｎ（王照林）ＤｅｐａｒｔｍｅｎｔｏｆＥｎｇｉｎｅｅｒｉｎｇＭｅｃｈａｎｉｃｓ，Ｔｓｉｎｇｈ...     

论航天器动力学中的一个理论问题

目前解决多柔体动力学问题主要是依赖于数值的、定量的分析方法, 几乎没有人进行解析的分析讨论, 这对于深刻把握系统的非线性力学实质、预测系统的全局动力学现象是十分不利的, 因此, 极有必要开展多柔体系统的理论分析. 作为多柔体动力学理论分析的组成部分, 该文研究航天器动力学中的一个理论问题,探讨了“为了进行具体分析, 经常把矢量(矢量是一阶张量)方程投影到合适的动坐标系上”的法则的合理性.该文的理论分析的结果, 不仅表明进行多柔体系统理论分析的必要性, 而且为多柔体系统的合理建模提供了参考.