太阳帆航天器展开机构柔性动力学建模

研究了大型太阳帆航天器展开机构的柔性动力学建模问题。首先对结合模态综合法和混合坐标法介绍了太阳帆展开机构柔性动力学一般模型建立过程。根据工程需要对展开机构进行模态分析,给出了工程实用的各耦合系数的计算表达式,并计算出各耦合系数。     

利用太阳帆辅助平动点探测器的轨道保持

研究飞行器长期在太空飞行依靠太阳帆推进的特点,针对限制性三体问题中平动点探测器的轨道保持问题,考虑探测器及太阳帆运行特征,提出了太阳帆辅助常规推力的控制策略.以日-(地月)L1点轨道保持为例,为减少不利的反向推力的影响,给出了常规推力结合太阳帆定向控制和常规推力结合太阳帆位置速度误差比例控制两种方法,并通过仿真与常规推力控制方法加以比较.研究表明:选取合适面积的太阳帆,设计有效的太阳帆转动策略,可节省60%以上的探测器平动点轨道保持所需的能量.     

基于向量夹角的SIFT特征点匹配算法

提出一种基于向量夹角的近似最近邻搜索算法.该算法首先计算高维空间向量与随机选择的参考向量的夹角,并进行排序.计算出待查询向量与参考向量的夹角后,采用二分搜索算法在已排序夹角中查找对应的夹角,并以此夹角为中心,在一定范围内搜索给定向量的近似最近邻.实验结果表明,文中算法可显著提高尺度不变特征变换特征的匹配速度,并能获得满意的匹配效果.     

深空探测柔性太阳帆航天器动力学建模与姿态控制

太阳帆利用太阳辐射压力提供太空航行的必要动力,由于具有理论上的无限速度和无需消耗任何燃料等优势,被认为是完成未来深空探测任务的有效技术途径之一.柔性太阳帆航天器的动力学模型包括多体动力学、刚柔耦合动力学和太阳辐射光压模型,复杂的动力学特性导致其姿态控制设计具有很强的挑战性.针对带有控制杆的柔性太阳帆航天器,本文采用拉格朗日方程和有限元法,给出了面向控制的解析式动力学模型.所推导的刚柔耦合动力学模型,刻画了太阳帆航天器的本质动力学特性,即双框架控制杆的短周期运动,姿态与柔性太阳帆的耦合效应,以及在太阳光压恢复力矩下的姿态静稳定性和长周期运动.基于带控制杆的太阳帆航天器的双时间尺度特性,提出了双回路控制结构,用于实现航天器俯仰轴和偏航轴的姿态控制.将内回路设计为PD控制器,用于实现质心位置的调整.将外回路设计为PID控制器,用于阻尼姿态运动,并实现在平衡太阳光压力矩下的姿态保持.从而将柔性太阳帆航天器的复杂姿态控制问题转化为两个低阶子问题,实现了在不同频带上的控制设计.仿真结果验证了动力学建模和姿态控制设计方法的有效性.     

基于解析控制律的太阳帆星际转移轨道控制

太阳帆航天器可依靠反射太阳光子提供动力,因此较适用于远距离的星际转移任务.针对太阳帆航天器星际转移轨道控制问题,提出一种新的解析最优控制律,通过设定混合权重对各轨道根数进行联合控制.引入改进春分点轨道根数对解析控制律进行了优化推导,并以水星探测任务为背景进行了相应的仿真分析.仿真结果表明,该控制律计算速度较快,可对各个轨道根数进行联合控制,从而得到满足工程要求的太阳帆航天器星际转移轨道.     

基于两次赌轮选择的神经网络遗传优化

从神经网络输入输出映射关系的实质是一种广义级数展开的观点出发,提出利用两次赌轮法,按照基因片段的功能划分来对交叉部位进行再次选择,以使功能相似的基因片段不会出现在同一个染色体中,避免神经网络遗传优化中"近亲繁殖"的产生.一个两类分类问题的仿真分析表明,该算法非常有效,能使网络持续收敛到所能达到的最小误差,从而得到全局最优解.     

古塔变形情况研究

本文主要研究古塔的变形情况,首先,运用几何方法得到每层的中心坐标,然后利用MATLAB线性拟合出中心直线,用该直线向量的方向余弦求出该直线与Z轴的夹角,即倾斜度。接着将13个中心坐标点向两个竖直面投影,并用MATLAB做二次拟合得到曲线方程,该曲线的曲率反映了弯曲程度。对于4次观测,分别选择同个观测点与该层中心坐标连接,相邻两次观测得到的直线之间的夹角反映了扭曲程度。     

整车环境下加装散热翅片对轮毂电机散热性能的影响

为提高电动车轮毂电机散热性能,在整车环境下采用CFD数值计算方法,对不同车速下轮毂电机的散热性能进行数值计算并分析;研究加装散热翅片对轮毂电机散热性能的影响,得到轮毂电机的温度场、空气质量流量、外流场和表面对流传热系数.结果表明：电机的最高温度位于定子上,外表面最高温度区域分布在电机的侧面外壳上;在电机侧面外壳上加装散热翅片可以对电机起到较好的降温效果,当翅片长度方向与电机轴中心线成30°夹角时,更加有利于电机的散热.     

绳索牵引康复机器人控制及仿真研究

康复机器人是典型的人机合作系统.人与机器人在同一物理空间,因此对机器人的柔顺性、安全性提出了严格要求.绳索驱动具有柔顺性好、占空间小、重量轻等特点,不会与人体产生刚性碰撞、冲击,非常适合于康复机器人的驱动控制.由于绳索的柔性使其只能承受拉力,其牵引构成冗余驱动系统,因此绳索位置伺服系统须引入力控制,保证工作时绳索具有一定的张力.针对康复训练机器人的人体骨盆控制问题,设计了基于绳索驱动的伺服控制系统,通过Matlab提供的sisotool进行PI和PD控制器的设计,并对张紧力、位置和二者之间的相互影响进行了仿真分析,证明了绳索驱动适合对骨盆规律的控制,并且可以在其他绳索牵引控制技术上得到应用和推广.     

旋转式太阳帆航天器姿态控制

姿态角的准确控制是太阳帆航天器能够成功应用的关键,具有十分重要的研究意义。旋转式太阳帆航天器由于没有支撑结构而表现出柔性特征,因此在对其进行姿态动力学建模及控制时,不能使用传统的刚性建模及姿态控制方法。针对在轨航行的旋转式太阳帆航天器,在物理模型的基础上利用混合坐标法建立其姿态动力学刚柔耦合模型。针对该模型,设计能够跟踪最优姿态角且同时抑制帆面柔性振动的控制器,并分析采用4个反作用喷气装置作为执行机构时的实现情况。仿真结果表明,设计的LQR控制器能够使旋转式太阳帆跟踪到最优目标姿态角并且有效抑制了柔性帆面的振动,旋转式太阳帆在轨航行过程中利用反作用喷气力矩来对其姿态角进行控制是可行的。     

旋转电动帆推进性能指标分析

电动太阳风帆(简称电动帆,E-sail)是一种新兴的利用太阳风动能产生冲力,实现无工质消耗的空间推进技术.本文考虑由两颗微小卫星通过导线连接构成的电动帆系统,关注传统电动帆推力模型研究中忽略的电动帆姿态对推力的影响,采用旋转电动帆"哑铃"模型假设进行动力学建模.最后,针对日心非开普勒轨道环境开展算例仿真,计入太阳风库仑力摄动的影响,分析电动帆的推进性能指标.仿真结果表明,电动帆推进效率主要由导线长度、导线电势、卫星质量和相对于飞行方向的俯仰角决定.     

电动帆改进推力模型及深空探测性能分析

电动太阳风帆(简称电动帆)是一种利用太阳风动能冲力飞行的新兴无质损飞行器.针对电动帆传统推力模型中忽略了姿态对推力幅值影响的问题,本文推导得出了一种解析形式的改进推力模型,并与最新的多项式拟合改进推力模型进行了对比.对比结果显示两种改进推力模型数值结果很接近,但本文的解析改进推力模型形式更简单.为了重新评估电动帆在深空探测中的性能,以地球至火星的飞行任务为算例,分别采用传统推力模型和解析改进推力模型进行了电动帆轨迹优化仿真.仿真结果显示,在相同特征加速度情况下,采用改进解析推力模型完成任务所需时间,大于采用传统推力模型所用时间.上述现象的原因在于传统推力模型中忽略了姿态改变对推力加速度大小的影响,并高估了电动帆所能产生的最大推进角.     

Dynamics of satellite with deployable rigid solar arrays

This research is concerned with the dynamic modeling of satellite with deployable solar arrays equipped with strain energy hinges (SEH). The SEH is a new deployment device consisting of a strip tape measure, which utilizes the buckling behavior of a thin curved shell to produce nonlinear dynamic characteristics during deployment of solar arrays. For dynamic simulation, the SEH is assumed to be a massless-nonlinear elastic member and the solar panels are assumed to be rigid bodies which are connected by the SEHs. The planar deployment is of interest in this study since the deployment of solar arrays mainly occurs in a two-dimensional plane. In deriving the equations of motion, we developed a new systematic approach suitable for the simulation of solar array deployment in space. The simulation results were compared to the ground experimental results obtained at the laboratory of Korea Aerospace Research Institute. In the ground experiments, the hub of the solar arrays was attached to the frictionless rotational bearing, and the solar arrays were hanged by bungee cables. Even though the dynamic model was derived for the space deployment of the solar arrays, the simulation result corresponding to the solar array deployment was similar to the ground experimental results thus validating the simulation model developed in this paper.     

Coupled Orbit-attitude Saturated Control for Solar Sail in Earth-Moon 3-body System

This paper aims to investigate a coupled orbit-attitude control strategy for a kind of novel spacecraft, solar sail, to track the given orbit in Earth-Moon 3-Body dynamic environment in presence of the matched and mismatched disturbances, attitude control saturation, orbital modeling error and parametric uncertainties. A cascaded triple-loop control structure is proposed to deal with the strong couplings between the orbit and attitude systems. The inner loop focusing on the orbital effects on attitude dynamics, an adaptive saturation controller is proposed to achieve attitude angular tracking, where the uncertain inertia, unknown matched disturbance and saturated attitude control torque are compensated by combining the unknown knowledge. The middle loop is to handle the orbit effects on attitude kinematics facing the mismatched disturbance. In the outer loop, the effects of attitude system on orbit dynamics are deal with, where an adaptive orbit controller is designed considering the uncertain optical parameter and orbital modeling error. The proposed control structure efficiently simplifies the coupled orbit-attitude control design for solar sail. In contrast to traditional coupled controllers for solar sail, the proposed control laws do not require exact knowledge of parametric uncertainties, disturbances and orbit modeling errors. The combination of unknown information reduces the number of estimated parameters as well. The numerical simulation results demonstrate the effectiveness of the proposed control strategy.

     

基于Patran和MSC Nastran的某空压机第1级叶轮强度分析及结构优化

基于Patran和MSC Nastran,采用三维有限元法分析某型空压机第1级叶轮在工作转速下的强度,并优化叶轮结构.研究结果表明：原叶轮在叶片进气边分别与轴盘和盖盘的焊接处出现高离心应力区域;原叶轮设计模型的最大应力为970 MPa,与材料抗拉强度试验平均值1 066 MPa相差9%,安全裕量不足.优化设计后的叶轮模型的最大应力为864 MPa,与材料抗拉强度试验平均值1 066 MPa相差19%,安全裕量提高1倍.     

Method for optimization of trajectories including gravitational maneuvers of a spacecraft with a solar sail

A method for simulation and optimization of flight trajectories including multiple maneuvers of spacecrafts equipped with a solar sail is considered. The proposed method provides a possibility of formation of the general approach to solution of optimization problems of interplanetary missions using a solar sail. The problems of optimization of flight trajectories to Mercury and to a vicinity of the Sun on the basis of the inexpensive conversion Dnepr launch vehicle are solved using the proposed method.     

太阳电池阵展开与锁定过程的多体动力学分析

柔性太阳电池阵展开动力学分析一般将板间的铰链视为理想铰,展开到位时施加与角度相关的撞击力矩模拟锁定过程.本文采用多体动力学方法,在动力学建模时将板间铰链视为物体,考虑太阳电池阵的刚柔耦合效应,基于Hertz接触理论,建立锁销和锁槽的碰撞模型.然后实现了太阳电池阵展开锁定全过程的动力学数值仿真,并研究了碰撞模型中参数的选取对仿真结果的影响.研究结果表明,碰撞参数的选取不仅影响铰间碰撞力的大小,还会影响整个系统锁定后的频率响应.最后给出了如何选取碰撞参数进行太阳电池阵展开与锁定动力学仿真的策略.