星载天线展开机构可靠性的未确知分析法

对某周边桁架式大型星载天线的展开运动机理进行了研究,建立了展开机构的力学分析和未确知运动可靠性的分析模型．综合考虑尺寸误差和太空环境因素的影响,将运动功能函数视为未确知变量函数,利用未确知有理数计算的法则推导出可靠性计算公式,对机构在整个展开过程中的运动可靠性进行了预测．与成熟的随机方法想比,该方法简单易行,且能在缺乏足够数据或信息不完整的情况下,获得更安全、可信度更高的机构可靠性计算结果．用算例给出了未确知性天线展开机构功能函数的可能值及其可信度的计算结果,表明该方法的合理性和可行性．     

星载可展开天线的展开动力学研究

针对星载可展开天线柔性较大的特点,综合考虑天线的分布参数、集中参数及摩擦力等因素对系统动特性的影响。在严格按照运动学合成原理的基础上,采用有限元法与拉格朗日方程建立了可展开天线的运动微分方程。并求得了某星载可展开天线的展开动力响应,讨论了此天线动力分析中的若干关键问题。     

大型星载天线展开机构中同步齿轮系防卡滞研究

大型星载天线展开机构中常采用齿轮系统来实现桁架结构的同步展开，而卡滞失效是展开机构中同步齿轮副的一种主要失效形式．从齿轮啮合的极限位置出发，给出了同步齿轮副不发生卡滞的条件．在综合考虑齿轮加工误差、装配误差和太空环境温度等因素的基础上，构建了齿轮副防卡滞的可靠性分析模型，得到了用最小齿顶隙表示的齿轮啮合运动功能函数．把齿轮形状和位置的实际尺寸视为随机变量。用二阶矩方法推导出齿轮防卡滞可靠度的计算公式．最后，针对某周边桁架式星载天线的实例进行计算。得到如下结论：1)温度荷载对于同步齿轮系防卡滞可靠性的影响不客忽视；2)如果两齿轮以标准中心距安装。太空环境中的热变形会明显降低齿轮的传动性能；3)适当采用正变位中心距安装齿轮副，并避免星载天线的展开机构在高温下工作，可以提高防卡滞可靠度．     

周边桁架可展开天线展开过程运动分析及控制

根据周边桁架式可展开空间天线的结构特点,先建立周边单元浮动坐标系,采用坐标变换方法,得出了周边单元间的运动变换关系,建立了该天线通用的展开过程运动分析模型,可分析展开过程中结构上任意点的位置、速度和加速度．为避免展开过程中冲击过大,对周边单元的展开速度进行规划．根据驱动绳索的运动与单元展开运动之间的变换关系,将周边单元的运动规划转化为展开绳索的运动控制,对天线的展开实施位置控制．仿真实例表明该控制方法可使天线按照规划的展开角变化规律平稳展开．     

考虑扭簧失效的桁架式可展开天线可靠性研究

利用故障树理论建立桁架式可展开天线失效模型,在此基础上,采用概率理论推导出天线系统失效概率方程,利用动力学理论建立桁架式可展开天线展开分析方程,对不同位置处扭簧失效时天线的展开过程进行分析,进而得出扭簧失效时使天线无法完全展开或使其展开形面精度很差的扭簧位置和失效后对天线展开及其展开形面精度基本没有影响的扭簧位置;将此分析结果引入可靠性分析中,可以使可展桁架天线的可靠性分析更准确.通过一个算例计算了桁架式可展开天线的可靠度,得其可靠度为0.999 787 571.     

双层环形可展开天线机构设计与力学分析

为解决超大口径可展开天线机构的轻量化、高刚度设计问题,提出一种由弹性铰链驱动的双层环形可展开天线机构.建立天线结构的静力学分析模型,得出结构中杆件与拉索的相互影响关系,推导出对角拉索预紧力的取值范围.基于建立的双层环形可展开天线结构动力学分析模型,对比分析前6阶振动频率及其相应的模态振型,与无拉索相比,通过对角斜拉索刚化可以将结构刚度提高1.2倍.分析结构参数对结构振动频率的影响规律,基于振动频率影响因素的灵敏度分析,得出增加双层环形可展开天线机构中的横杆截面面积和斜拉索的截面积,减小纵杆截面面积是提高双层天线结构振动频率的有效措施.     

基于非概率稳健可靠性的桁架结构优化设计

在结构非概率集合可靠性模型的基础上,考虑影响结构系统性能的荷载、材料弹性模量、材料抗拉强度等不确定参数,提出了桁架中压杆与拉杆的优化方法。将不确定量设定为区间,通过区间运算得到结构的非概率可靠度,使静定桁架中的杆件达到同一可靠度水平实现优化目标。并运用非概率可靠性方法对一桁架结构做了优化设计,算例证明此方法可行。     

星载大型可展开天线太空辐射热变形计算

热分析技术是星载天线设计工作中的关键技术,文中采用有限元法计算某星载大型可展开天线结构辐射温度分布和热变形,研究了基本结构参数对天线变形的影响,计算结果对星载天线的结构设计和热控制具有一定参考作用.     

星载伞状可展开天线支撑肋结构优化

为减轻星载伞状可展开天线的质量,选取天线支撑肋为研究对象,通过对天线结构及支撑肋的受力分析,建立了以刚度为约束条件、以结构参数为设计变量、以质量最轻为目标的支撑肋结构优化模型．通过蒙特卡罗法和复合形法进行求解,得到了优化的支撑肋结构参数．优化后的支撑肋质量较优化前减轻了50.4%．优化结果表明,增加支撑肋截面高度和采用变截面结构是实现支撑肋轻量化的主要途径;相比蒙特卡罗法,复合形法在求解时具有更高的效率和稳定性．     

周边桁架可展开天线索网结构力密度优化找形方法

一种基于力密度的优化找形方法,可提高周边桁架可展开天线的网面精度和索段预拉力的均匀性,该方法以索段的力密度为设计变量,索网网面精度及索段预拉力均匀性为目标函数,索网的力密度方程为约束函数,优化得到网面的初始平衡态.算例结果表明,通过该方法能够获得相对较高的网面精度和较均匀的索网预拉力.     

充气平面天线结构展开过程仿真分析

针对平面天线的充气支撑管,提出了一种分段式充气控制体积方法.在LS-DYNA软件基础上,模拟了Z形折叠充气平面天线结构在无重力环境下的充气展开;分析了该过程中充气支撑管的每个折叠段的体积和内部压力变化、上横梁的动力学特征、以及展开后反射面褶皱情况等;并研制了样机.结果表明本文计算能够很好地模拟充气平面天线结构的展开全过程,可为空间展开预报提供依据.     

考虑组件复制的SA软件部署可靠性研究

复制软件组件能提高服务的可靠性和系统可靠性,然而,复制额外的软件组件需要消耗系统可用系统资源.为了充分利用系统可用资源,得到更高的可靠性优化值,设计了启发式的贪婪复制算法,该算法根据单位带宽的可靠性优化值增量OB和单位内存的可靠性优化值增量OM,利用贪婪思想选择出将被复制的两个软件组件集合,其中具有更高可靠性优化值的集合是该算法确定的将被复制的软件组件集合.实验结果表明:当给定有限的系统可用资源时,与贪婪复制算法相比,该算法能得到更高的可靠性优化值和更高的服务可靠性.     

集成架构风格的SA软件部署可靠性

已有的架构风格可靠性研究主要针对单一软件架构风格,为研究软件部署阶段的多种架构风格的 系统可靠性,设计用连接器的方式来建模部署阶段的集成架构风格系统和软件组件可靠性．实验结果表明, 随着系统运行时间的增加,集成架构风格的系统可靠性和组件可靠性主要依赖于处于执行状态的软件组件 数目和软件组件处于执行状态的时间．通过对集成架构风格系统可靠性和软件组件可靠性的分析,有利于选 择合适的时间通过系统重部署或者软件组件复制来提高系统可靠性     

大型挠性航天器刚柔耦合动特性分析

为研究装载周边桁架式可展开天线的航天器在进行姿态调整时的动态响应特性,建立了航天器动力学模型,并对姿态调整过程的动态响应进行数值求解.首先建立由可展开天线、太阳帆板和中心平台组成的整星有限元模型并求出无约束边界条件下的固有频率和振型.通过有限元模型和Adams联合仿真建立航天器零次刚柔耦合动力学模型并求得姿态调整过程整星的位移和转角以及太阳帆板和可展开天线的动态响应.结果表明:整星的低阶模态特性主要体现在太阳帆板和天线连接杆的变形上,而天线结构无变形;航天器在进行姿态调整时,挠性部件在做大范围整体运动的同时发生显著的结构振动;航天器完成姿态调整后天线几何中心点在平衡位置附近继续振荡.     

Thermal deformation analysis of the composite material satellite antenna

Controlling the thermal deformation is a crucial index for the design of the satellite antenna. To calculate and measure the satellite antenna’s thermal deformation is also an important step for the design of satellite antenna. Based on the foundation of equivalent assumption, the thermal deformation of the parabolic satellite antenna was analyzed by the finite element method for different design project. The best design project that had the minimum of the thermal deformation could be obtained through changing the lay-angle, lay-layers and lay-thickness of each layer. Results show the asymmetry structure has the minimum of thermal deformation. This paper may provide useful information for the further investigation on the coupling of thermal-stress structure.     

具有大型天线的卫星姿态大角度机动解耦控制

为了解决卫星-天线系统的耦合动力学问题,利用一种三自由度驱动与测量机构连接天线臂与卫星平台并控制天线指向.通过该机构在卫星姿态控制系统中引入前馈控制来补偿反作用力矩,从而实现卫星平台与天线之间的解耦控制.在卫星姿态大角度机动条件下建立带有解耦机构的卫星-天线系统动力学模型.以该模型为基础设计姿态大角度机动的控制方案并进行仿真验证.仿真结果表明解耦控制方法将卫星姿态稳定度提高了两个数量级.解耦控制方法能大幅增加天线振动的阻尼,有效提高卫星稳定度.