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。     

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.     

两种刚柔耦合动力学模型的对比研究

以由中心刚体与弹性梁构成的刚柔耦合系统为对象，对比研究了一次近似和传统零次近似这两种耦合动力学模型在同一问题上表现出来的不同性质，首先从变形理论出发，导出了在结构动力学中被忽略的变形位移的二次耦合项，建立了由中心刚体与弹性梁构成的刚柔耦合系统的一次近似动力学模型，通过计算反例，揭示了对于刚柔耦合多体系统，即使没有大范围旋转运动提供了的强离心场，在某些条件下零次近似模型也不能正确描述柔性体的刚柔耦合动力学性质，而一次近似动力学模型却能得到符合实际情况的结果。     

大范围回转运动、伸展运动柔性梁动力学方程与边界条件

推导了作大范围回转运动、伸展运动柔性梁动力学方程与边界条件 ,并推导出梁的刚体运动为匀角速度旋转、匀速率伸展时作用在梁堆点的外力。     

航天器姿态和振动的拉索控制模型

在工程中,航天器的姿态控制和柔性部件振动控制一般采用分开设计和分时段执行,这样增加了航天器的控制时间。该文采用拉索结构作为控制作动器,用模态叠加法对航天结构模型进行刚柔耦合建模,并用线性二次型最优控制方法设计一个控制算法,对航天器姿态及其柔性部件同时进行控制。仿真结果显示,航天结构在各种激励下产生的姿态漂移和柔性附件振动同时得到了快速稳定的抑制。针对拉索控制的特点,分析了拉索的支座反力对控制系统的影响。结果表明,在结构建模中如果不考虑支座反力,将会导致控制系统不稳定。     

旋转柔性梁的振动控制仿真及实验探讨

在综合比较已有文献所建立的刚体-柔性附件耦合系统动力学模型的基础上,以微元法为根据提出对旋转柔性梁运动方程中各项的理解,澄清了某些文献中模糊的认识。利用位置正反馈控制律,对旋转耦合系统中柔性梁的振动控制进行了数值仿真。并进一步利用压电陶瓷作为传感器和致动器,从实验上探讨旋转柔性梁的振动控制并给出了初步的实验结果及分析。     

刚柔耦合系统的几何非线性运动稳定性

针对由中心刚体与柔性附件所组成的平面型刚柔耦合系统,不仅研究柔性附件的横向弯曲变形对系统动态特性的影响,同时考虑柔性附件的拉伸变形、截面转角变化与弯曲变形的相互耦合作用,并且以非线性几何关系作为基本出发点,建立了柔性变形、姿态运动之间的非线性耦合动力学模型。基于上述非线性模型,利用能量积分构造Lyapunov函数,分别以中心刚体不转动和中心刚体匀速转动为无扰运动,证明了非线性系统关于姿态角速度、挠性变形位移和应变等扰动变量的稳定性。     

热弹性梁振动系统稳定性分析

研究了一类热弹性梁振动系统,用Ｈｉｌｂｅｒｔ空间中线性算子半群理论证明了该类系统解的存在唯一性,得出了系统的稳定性结论。     

带自由面充液航天器的自旋稳定性分析

研究充液航天器在液体晃动、航天器平动和摆动相互耦合情况下的自旋稳定性问题．采用Ｇａｌｅｒｋｉｎ方法建立液体受迫振动的离散的动力学方程,并对液体自由振动的特征问题建立了有限元数值计算方法．由系统的动量方程、动量矩方程和液体受迫振动方程建立起刚－液耦合系统的姿态动力学方程,并由Ｋｅｌｖｉｎ定理,给出了充液航天器的自旋稳定性判据．最后以圆柱腔为例,分析了充液航天器自旋稳定性的结果．     

带中心刚体的旋转柔性件有限段建模

针对具有中心刚休带有柔性梁附件的刚柔耦合系统,介绍了基于Kane动力学方程的多体动力学理论,并应用有限段建模方法以过类刚柔耦合系统建立了动力学方程,体现了梁类附件的柔性效应,反映了系统内部耦合产生的非线性特征,并呈现大范围运动所产生的动力刚化现象,分析表明,所研究的建模方法比较完整,真实地反映了此类系统在大范围运动古的动力学特性,并具有较高的精度。     

中心舱体-附件耦合系统热颤振有限元分析

在轨航天器的柔性附件在其进出地球阴影区时很容易发生热诱发振动现象.柔性附件的这种运动将会产生扰动弯矩作用于航天器主体之上,从而对航天器的姿态运动产生重要影响.该文针对实际航天器刚体-附件耦合系统发展了一种热-结构动力学耦合的有限元分析方法.该耦合系统的状态方程既包括与航天器刚体转动和柔性附件结构变形相耦合的非线性瞬态热传导方程,也包括与瞬态温度场相联系的结构动力学方程.该文以一个简单的hub-beam航天器系统为研究对象,对该耦合系统分别进行了热-结构非耦合和耦合分析.其中热-结构非耦合有限元分析的结果与已经存在的理论解结果显示了很好的一致性;热-结构耦合有限元分析结果表明航天器在某种条件下可能发生热颤振.     

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.     

测向天线展开机构设计

针对测向天线采用五阵元体制、定位精度高体积大,不便于运输、机动性不灵活等特点,结合工程实践,介绍了一种通过测向天线的展开、收藏机构,提高了测向天线的灵活性、机动性。文章对整个机构的结构形式、功能进行了阐述,通过固定桁架、多连杆机构、驱动装置、滑块机构、控制系统等组成测向天线的展开、收藏机构。介绍了该新型展开收藏机构的展开原理,分析了该机构的奇异性,建立了其运动学方程组,获得了天线阵子主要参数运动变化规律。     

一种自动展开收藏的软对数周期天线

由于软对数周期天线所使用的软索具有弯曲悬垂变形的特点,对于大尺寸天线可能导致集合线严重弯曲变形。通过对拉杆变形的理论分析,有效地利用其特点,使天线集合线呈水平状态,振子呈垂直状态,实现天线的保形,从而满足电气要求。在材料的选择方面,特制电缆、特制软线和迪尼玛绳都非常适合工程的使用。     

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.     

低轨道航天器姿态跟踪机动控制研究

某些低轨道航天器在执行任务时 ,需要通过姿态控制系统使其有效载荷 (如星载相机 )在一段时间里连续指向地面或空间的给定目标。文中研究了带 3个反作用飞轮的低轨道航天器的姿态跟踪开展问题。首先根据刚体运动学知识推导出航天器的参考姿态角、参考角速度和参考角加速度表达式 ,然后基于卫星航天器姿态动力学给出了 3个互相垂直安装的反作用飞轮的控制律 ,并利用 L yapunov稳定性理论证明了闭环系统的渐近稳定性。最后通过数值仿真计算验证了控制算法的正确性