卫星太阳翼阻尼器参数选定方法

为了研究阻尼器参数（位置、数量及阻尼大小）在锁定过程中对锁定冲击力矩及帆板展开到位过程中对卫星姿态角的影响,在卫星太阳翼系统建模的基础上,利用MSC.ADAMS动力学软件对太阳帆板展开过程进行了仿真分析,对展开过程中帆板之间的冲击力矩以及卫星姿态角变化进行了分析.结果表明：在连接架与帆板间施加单阻尼器可以有效地减小帆板...     

卫星轨道控制力对挠性帆板振动的影响

针对卫星轨道控制期间,轨道控制推力对挠性附件与卫星姿态的影响问题,利用拉格朗日方程建立了带有大型太阳帆板的卫星动力学模型,分析了卫星质心运动、姿态运动与挠性振动的耦合关系.轨道控制力会激起挠性帆板振动,并且影响卫星姿态运动.当帆板相对卫星锁定在不同角度时,挠性振动与卫星质心、姿态运动的耦合关系发生变化,推力对帆板振动的影响也不同.通过数学仿真验证了轨道控制推力对挠性帆板与卫星姿态的影响.这些动力学特性为卫星轨道控制期间姿态控制问题提供了重要依据.     

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.     

含间隙铰可展太阳翼末端重复展开精度分析

为提高太阳帆板重复展开定位精度,研制了太阳帆板重复可展机构. 可展机构采用绳系内错式传动原理实现二级帆板的同步重复展开功能,采用水平和铅垂两种布置方式适应太阳帆板的不同展开工况. 基于工程实际,引入铰链间隙以及帆板柔性两因素,建立可展太阳帆板的动力学模型,并进行仿真及数值分析. 分析结果表明:太阳帆板末端位姿精度随铰链间隙的增大而降低,而柔性则直接导致太阳翼展开时产生误差,但二者耦合作用时,能够补偿间隙对帆板重复展开末端位姿精度的影响. 利用研制的可展机构样机对太阳翼展开性能、重复展开定位精度进行实验测试,实验结果验证了合理设计铰链关节间隙,利用帆板柔性与铰链间隙的耦合作用可补偿帆板重复展开末端位姿误差;在许可误差范围内,合理地匹配两因素,可使铰链间隙值具有较大的可取范围,对提高机构的定位精度有益.     

挠性航天器浮动质心动力学建模

为提高挠性卫星的姿轨耦合控制精度,针对挠性卫星的姿态动力学建模问题展开研究.采用有限元与牛顿力学相结合的方法,提出一套体现卫星真实质心的浮动运动的浮动质心模型及建立在卫星浮动质心上的高精度动力学模型.利用此模型描述挠性卫星的姿态运动状态,能够准确反映出卫星的姿态运动与轨道运动之间的耦合关系以及卫星附件的挠性振动对卫星质心位置、速度的影响,进而准确估计出在挠性卫星有姿态机动的情况下各动力学要素与动态性能指标受挠性振动的影响,为提高卫星控制精度提供依据.通过仿真计算可知,应用该模型对卫星姿态机动过程进行动力学仿真所得到的结果符合实际工程约束,具有良好的可行性.     

含三维间隙铰空间可展机构动力学数值分析

全面考虑空间可展机构铰单元中的轴向和径向间隙,从三维间隙铰节点几何构形出发,给出销轴和轴套间在销轴轴向和径向最小距离的解析表达.构造了三维间隙铰节点接触与分离的切换点判别条件,考虑销轴和轴套“分离”和“接触”的2种状态,法向接触力采用非线性弹簧阻尼模型,摩擦力采用Coulomb摩擦模型,分段建立了含三维间隙铰节点可展机构的动力学方程.对含三维间隙铰节点可展桁架的运动过程进行了数值计算,计算结果表明,销轴和轴套间不仅发生桁架平面内的接触碰撞,而且径向间隙导致桁架平面外也产生波动的接触碰撞,瞬时的接触力可达理想铰十几倍.     

抛物面天线柔性对焦点动特性的影响分析

为研究星体进行调姿运动时柔性抛物面天线的弹性变形对其视在相位中心的影响,建立了计算抛物面天线动态几何焦点的数学模型,并通过航天器动力学模型对姿态调整过程中天线焦点的动态响应进行数值求解.建立由抛物面天线、太阳帆板和中心星体组成的整星有限元模型,并求出天线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中天线几何焦点的动态响应特性.结果表明,航天器进行姿态调整时,柔性天线面在做大范围整体运动的同时发生弹性振动,使其几何焦点在平衡位置震荡,严重影响星载天线的指向精度.     

空间展开桁架结构动态特性分析

通过ADAMS和I—DEAS建立空间展开桁架的柔性多体动力学仿真模型．比较了刚柔桁架展开过程中卫星姿态角及姿态角速度的变化,及柔性桁架的不同展开速度对卫星姿态角及姿态角速度的影响．通过对卫星在不同初始姿态角速度下,及在受到力矩脉冲作用下展开时卫星的姿态角速度影响的比较,说明了在这两种初始扰动下桁架展开运动的稳定性情况．对不同驱动角速度下桁架展开的仿真比较得到该桁架的失稳条件．     

考虑杆件弹性和三维间隙铰机构动力学研究

为了能准确预测太空中可展机构的展开性能,在动力学模型中同时考虑杆件弹性和三维间隙铰的影响．间隙铰通过“T”字形杆件模拟,接触力采用非线性弹簧阻尼模型,分别考虑理想铰、三维间隙铰以及杆件弹性3种情况对可展桁架的一个单元进行展开过程数值仿真分析．设计了一个桁架单元装置,通过实验初步验证杆件弹性和间隙铰对机构动力学的非线性影响．分析结果表明间隙铰中存在径向和轴向碰撞接触力,轴向碰撞接触力影响桁架平面外稳定性,杆件弹性振动效应使能量发生转移,减小了最大碰撞接触力,加剧了轴套和销轴之间的碰撞接触次数．     

挠性空间飞行器仿真装置的动力学与控制研究

用单轴气浮台和挠性梁分别模拟卫星本体和太阳帆板，推导了其动力学方程，采用惯性完整性准则进行了模态截断，给出了模态截断的动力学方程。用反作用飞轮作为控制执行机构，设计了控制器，进行了相关的计算机仿真。     

Dynamics modeling and simulation of mechanism with joint clearance

The existence of clearance in the joints of mechanisms system is inevitable.The movements of the real mechanism are deflection from the ideal mechanism due to the clearances and the motion accuracy is decreased.The effects of the hinge clearance on the crank and rocker mechanism system are studied.The system dynamics equation with clearance is presented.The contact dynamics model is established using the nonlinear equivalent spring-damp model and the friction effect is considered by using Coulomb friction model.Then the models are incorporated into ADAMS,and based on the model,large numbers numeric simulations are made.The regularity of contact forces in clearance are studied in detail.And the effects of clearance size,clearance friction on the mechanism dynamics characteristic are analyzed.The simulation results can predict the effects of clearance on the mechanism dynamics characteristic preferably.     

卫星太阳翼板面水平展开试验方法

为减少卫星姿态翻转,确保卫星光学载荷指向精度,提出卫星太阳翼板面水平展开试验方法.采用多自由度配重悬挂法抵消太阳翼水平展开试验过程中的重力,开展运动学及动力学分析、试验误差分析,完成卫星太阳翼板面水平展开试验验证.试验结果表明:相比传统展开试验方法,能够更真实的模拟太阳翼在轨展开运动;对太阳翼配重质量偏差、太阳翼吊挂质心偏差及系统摩擦力控制要求高.验证模型和试验方法的正确性,满足卫星太阳翼展开试验要求.     

Dynamics Analysis of Square Unit and its Combined Mechanism with Joint Clearance

考虑运动副间隙的正方形单元及其组合机构的动力学分析

李剑锋,王三民,李博,智常建,彭麒安

（西北工业大学 机电学院,西安 710072）

创新点说明：

1.为精确研究正方形单元及其组合机构的动力学性能,通过考虑间隙转动副元素之间的运动规律建立了该运动副的运动学模型。

2.在Floures接触力模型和LuGre摩擦力模型的基础上建立了考虑运动副间隙的正方形组合机构的动力学分析方法,并采用Baumgarte提出的稳定约束法来解决积分过程中的约束违约现象。

3.采用具体算例验证了本文方法的有效性。该方法简化了正方形单元及其组合结构动力学分析过程,拓展了其应用范围,具有较高的实际应用价值。

研究目的：

为精确研究该机构的动力学性能,通过考虑间隙转动副元素之间的运动规律建立了该运动副的运动学模型,分析运动副间隙对正方形单元及其组合机构动力学的影响。

研究方法：

通过考虑间隙转动副元素之间的运动规律建立了该运动副的运动学模型;其次,在Floures接触力模型和LuGre摩擦力模型的基础上得到了考虑间隙转动副元素之间的切向和法向接触力;最后,建立了考虑运动副间隙的正方形组合机构的动力学分析方法,并采用Baumgarte提出的稳定约束法来解决积分过程中的约束违约现象,运用Matlab对具体算例计算和分析。

结果：

结果发现正方形单元及其组合结构转动副随着间隙值的增加,正方形可展机构动态曲线的变化范围更大,波动幅值较大,预测随着间隙值的继续增加,碰撞过程会更加严重,直至机构失效。表明运动副间隙对正方形组合机构动力学性能的影响不可忽视。

结论：

1.基于接触-分离-碰撞过程,成功地将运动副间隙效应引入到正方形可展机构的动力学模型中,分别采用Floures模型和修正的Coulomb摩擦力模型计算接触碰撞力,并使用Baumgarte稳定约束法有效的避免了积分过程中产生的约束违约现象。

2.含间隙正方形可展机构动力学特性的研究表明：机构动力学行为的计算需要考虑运动副间隙效应对的影响。

3.通过对间隙值分别为0.25mm和0.5mm的分析可知：随着间隙值的增加,正方形可展机构动态曲线的变化范围更大,波动幅值较大,随着间隙值的继续增加,碰撞过程会更加严重,直至机构失效。

关键词：正方形单元及其组合机构,间隙,Floures接触力模型,动力学

     

采用帆板-滑块执行结构的太阳帆姿态控制

为实现太阳帆三轴姿态控制,采用一种新型的帆板-滑块执行机构进行姿态控制.基于滑模控制理论提出一种强鲁棒的姿态控制器,以抑制执行机构工作过程中航天器转动惯量变化对姿态控制的影响.此外,引入自适应律,提出一种自适应抗扰控制律,以抑制光压力矩和引力梯度力矩对姿态的干扰作用.最后,基于执行机构的动力学特性设计了操纵律,解算出帆板转动角度和滑块滑动位移,提供给控制器所需控制力矩.仿真结果表明:采用所提控制律和执行机构操纵律可使太阳帆姿态较快地机动至期望位置,并较好地抑制了转动惯量变化、光压力矩干扰和引力梯度力矩干扰带来的影响,同时使控制力矩、帆板角度和滑块位移均保持在适当的幅值范围内.所提控制策略有效地实现了太阳帆三轴姿态控制.     

挠性航天器姿态机动的主动振动控制

针对挠性航天器三轴姿态同时机动时太阳帆板的振动抑制问题,提出了采用压电智能元件作为致动器的主动振动控制方法,基于Lagrangian方法和四元数参数化建立了航天器姿态动力学和运动学模型.利用航天器姿态控制问题固有的无源性,设计了一种仅利用姿态四元数而无需以角速度测量、挠性变形位移及速率测量作为反馈的控制规律,使得在大角度姿态机动的同时能有效地抑制太阳帆板的振动;基于Lyapunov方法证明了设计的动态控制器能够保证姿态的渐近稳定性和模态振动的衰减性.将该方法的控制效果与PD控制方法进行了比较,仿真验证了所给出的控制方法的可行性和有效性.     

Dynamic Modeling and Analysis of 4UPS-UPU Spatial Parallel Mechanism with Spherical Clearance Joint

球面关节间隙4UPS-UPU空间并联机构的动力学建模与分析

陈修龙,崔梦强

（山东科技大学 机械电子工程学院,山东 青岛266590）

创新点说明：

现有研究主要集中在平面机构中转动副间隙的动力学,而考虑空间并联机构的球铰间隙动力学的研究较少。本文提出用拉格朗日乘子法建立空间球面关节间隙并联机构动力学方程的一般方法。以含球面关节间隙的4UPS-UPU空间并联机构为研究对象,建立球铰间隙的运动学模型和接触力模型。采用拉格朗日乘子法系统地推导出具有球铰间隙的4UPS-UPU空间并联机构的动力学方程。分析了间隙处摩擦系数对4UPS-UPU球铰间隙并联机构动态响应的影响。当前针对空间机构混沌现象的研究较少,本文也着重研究了球铰间隙处和机构动平台的混沌现象,利用Poincare映射、相图和分岔图分析了间隙值和摩擦系数对间隙关节和机构动平台非线性特性的影响。

研究目的：

随着机械产品的广泛应用,人们对其设备高精度的要求越来越高。然而,在实际工作条件下,由于间隙的存在,机械设备会产生振动、磨损、噪声等不利影响,进而导致零件变形和损坏,影响加工精度,降低机械效率。间隙的存在对空间并联机构动态响应有着很大影响,尤其是球铰在空间机构中应用十分普遍。通过本文的研究可较准确地预测含球铰间隙4UPS-UPU空间并联机构的动力学特性,为机构的间隙参数设计、混沌控制和之后的润滑磨损分析奠定基础。

研究方法：

首先建立球铰间隙的运动学模型,并采用L-N模型建立了机构的法向接触力模型,利用改进的库仑摩擦模型建立了机构的切向摩擦模型,利用拉格朗日乘子法建立了考虑球铰间隙4UPS-UPU空间并联机构的动力学方程。其次,利用MATLAB软件分析了考虑球铰间隙的并联机构在不同摩擦系数下的动力学特性。然后,利用相图、庞加莱映射和分岔图研究了机构在不同间隙值和不同摩擦系数下的非线性特性。最后,利用ADAMS软件对含球铰间隙空间并联机构动态响应结果的正确性进行了验证。

结 果：

随着间隙处摩擦系数的减小,含球铰间隙空间并联机构的动态响应峰值和振动频率增大,机构的输出精度降低。随着摩擦系数的减小,球铰关节处的运动由周期状态变为混沌状态,但是该机构动平台具有良好的稳定性,不存在混沌现象。随着间隙值的增大,机构动平台始终处于单周期运动状态,球铰关节处只存在准周期运动状态,不存在混沌现象。

结 论：

1）系统地描述了球铰间隙关节处的几何关系。提出用拉格朗日乘子法建立具有球铰间隙4UPS-UPU空间并联机构动力学方程的一般方法,并用龙格库塔法求解其动力学方程。

2）分析了摩擦系数对4UPS-UPU球铰间隙并联机构动态响应的影响。分析了机构动平台的位移、速度和加速度曲线,以及间隙关节处的接触力。在前三条曲线中,摩擦系数对加速度的影响最大,其为机构间隙参数的选择和设计提供了可靠的依据。

3）研究不同因素下4UPS-UPU球铰关节间隙空间并联机构的混沌特性。随着间隙关节处摩擦系数的减小,其间隙关节处的运动状态变得不稳定;当摩擦系数减小到一定值时,关节处会出现混沌现象。然而,该机构具有良好的稳定性,不存在混沌现象。随着间隙值的增大,机构动平台始终处于单周期运动状态;球铰关节处只存在准周期运动状态,不存在混沌现象。结合这两个因素的分析可知,间隙值的变化对机构的影响较小,机构动平台的稳定性远高于球铰关节处的稳定性。发现合理的间隙值和摩擦系数有利于机构的稳定。

关键词：空间并联机构;球铰间隙;动力学建模;动力学分析

     

某挠性卫星姿态控制系统设计

文中研究对象是带有太阳电池阵和天线等大挠性附件且太阳电池阵驱动的对地观测卫星.抑制太阳电池阵和天线挠性振动及太阳电池阵驱动对星体姿态影响是系统设计的目的.为此,选用带宽隔离法、坎值滤波器法对附件振动进行抑制;同时,针对卫星特殊飞行姿态所导致的通道间惯性耦合,设计了解耦算法给予解决;设计了具有低通滤波特性的外环修正回路,消除惯性基准单元的漂移误差及安装误差.将设计结果应用于对象模型并加入所有误差源后,进行仿真验证,系统设计结果满足给定的指标要求并有较大裕度.