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.     

带弹性附件的航天器的动力学与变结构控制

为了研究一类挠性航天器的动力学特性、姿态的稳定控制以及弹性附件振动的有效抑制问题，首先用拟坐标下的拉格朗日方法建立了中心刚体上铰接有给定数目弹性附件的航天器的准确动力学方程，然后在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上用变结构控制方法设计了系统的反馈控制律，使星体姿态和弹性附件的振动同时得到了有效控制。研究结果表明，这样一类系统的动力学方程为系数时变的非线性微分方程，弹性附件的低阶模态对主体的姿态运动起主要影响作用。基于非线性和低阶模态模型基础上的变结构控制律对这样一类系统具有良好的性能。     

柔性航天器的模态综合-混合坐标动力学建模

针对由中心体和柔性附件组成的柔性航天器，采用混合坐标法，通过伪坐标形式的拉格朗日方程，建立了全柔性航天器的混合坐标动力学方程。建模中采用模态综合理论的方法，由航天器结构的弹性正则模态和静变形模态组成的模态集表示结构变形，以便更有效的将结构变形的影响引入到航天器的动力学模型中。文中用由盒形中心体和两帆板组成的假想航天器系统为例，以此系统的有限元动力学模型为基准，比较了采用弹性正则模态和静变形模态的模态综合建模和单纯采用弹性正则模态的常规建模时得到的系统特征频率，表明引入了静变形模态以后，所得到的动力学模型能更好反映柔性航天器的动力学特性。     

柔性并联机器人运动学与动力学约束及系统方程

为了建立包含柔性杆件的并联机器人的动力学模型,利用运动弹性动力学理论及有限元方法.分析了柔性并联机器人各支链的弹性变形、弹性位移及其耦合关系,提出了柔性并联机器人的运动约束条件和动力约束条件,建立了平面柔性并联机器人的系统方程.以平面3-RRR柔性并联机器人为例,用SAMCEF软件验证了模型的正确性,二者最大相对误差小于9%,说明该动力学模型能正确反映柔性并联机器人的弹性振动特性.     

柔性机构非线性有限元分析变分方程的理论推导

本文介绍弹性构件用转动付或移动付联接所组成的平面机构有限元分析的变分方程.所导的几何非线性理论是用来论述这类柔性系统的弹性特性的,而动力学模型是包含了刚体和弹性体运动的惯性偶合项.变分方程是用来预测四杆铰链机构和曲柄滑块机构试验系统的弹性动力响应.     

曲轴强度多体动力学与有限元子模型法仿真

建立以曲轴系为核心的多柔性体动力学仿真系统,曲轴系及气缸体组件模型采用AVL Excite软件进行刚度与质量矩阵装配.在考虑轴承弹性流体动力学特性的条件下得到各轴颈轴心轨迹和油膜压力分布,利用有限元（FEA）子模型方法先求解曲柄臂整体模型的结果并驱动圆角子模型,得到危险工况下圆角精细有限元模型的各处动态应力历程及分布,最终使用高周疲劳应变寿命模型校核了圆角动态疲劳安全系数满足设计要求.对曲轴结构模态和运转条件下扭振响应的计算结果与实验值进行了对比,说明柔性体多体动力学结合有限元子模型方法进行曲轴动态疲劳强度的计算和校核是精度和效率均较高的一种计算方法.     

基于变结构/输入成形的航天器振动抑制方法

针对挠性航天器大角度姿态机动的振动抑制问题,提出了一种基于输出反馈变结构控制和输入成形振动抑制方法相结合的主动振动控制策略.首先,采用拉格朗日方法建立中心刚体上带有弹性附件的航天器的动力学模型.然后,在基于非线性和低阶模态的动力学模型基础上,考虑挠性结构模态不可测的情况,为了避免设计状态观测器及其引入的误差,在输出反馈变结构控制的基础上,给出了滑模存在条件以及仅利用输出信息的变结构控制器设计方法,使系统的状态轨迹达到滑动平面,并保证闭环系统渐近稳定;在此基础上,应用输入成形方法设计成形控制器来抑制该系统的振动,使得航天器星体姿态和挠性附件的振动同时得到了有效的控制.该成形控制器的设计仅需闭环系统的振动频率和阻尼.将该方法应用于单轴挠性航天器的大角度rest-to-rest(静止到静止)姿态机动控制进行了仿真研究,结果表明,方法可行有效.     

柔性航天器单轴姿态机动的鲁棒稳定性分析

为了研究带有两帆板柔性航天器滚转姿态机动的稳定性问题,建立了该飞行器滚转运动的姿态动力学模型,并在建模时考虑了帆板的弯曲振动.利用基于二次型性能指标的最优控制理论,采用状态反馈的方法,设计了一种LQ控制律.采用灵敏度方法给出了系统的鲁棒界,即系统的确保幅值裕量和确保相位裕量.基于灵敏度方法对系统鲁棒性的分析结果和实际闭环系统的仿真结果分别验证了设计的控制律不仅可以使柔性航天器完成大角度的滚转姿态机动,而且能在相当大的参数摄动下保持系统的鲁棒稳定性.     

扫描镜运动对三轴稳定卫星姿态影响研究

推导了带扫描镜运动的星体姿态动力学方程，以此方程对扫描过程进行了仿真计算，分析了扫描镜做扫描运动时星体姿态运动的一般规律及星体与扫描镜之间惯量比对星体姿态的影响。结果表明，扫描镜的步进运动将引起星体滚动姿态的单调变化，而周期性的扫描运动将引起星体偏航和俯仰姿态的周期性运动。改变扫描镜绕步进轴的转动惯量主要影响星体滚动姿态，而改变扫描镜绕扫描轴的转动惯量，主要对星体俯仰、偏航运动姿态有影响。     

空间柔性操作臂的动力学/控制耦合特性研究

采用哈密顿模型,对关节处含谐波减速器的空间柔性操作臂的动力学特性进行了研究. 在考虑谐波减速器柔性效应的前提下,分析臂杆运动过程中的动态约束类型,得到了包含系统控制参量和谐波减速器刚度系数的模态频率和振型方程. 综合关节和臂杆的柔性,建立了耦合系统控制律的动力学方程. 通过仿真计算不同控制参数下系统的动力学响应,验证所建系统动力学模型的有效性.     

基于轮轨结构振动的车辆动力学性能研究

为了研究柔性轮对在高速旋转状态下弹性效应以及轨道的柔性结构振动对车辆运行的平稳性和安全性等动力学性能的影响,建立了轮对和钢轨的有限元模型,通过模态综合技术获取柔性轮对和柔性钢轨的模态信息,分别建立了柔性轮对和柔性钢轨接触、柔性轮对和刚性钢轨接触、刚性轮对和柔性钢轨接触和刚性轮轨接触的车辆动力学模型,对比了不同动力学模型在含有国内某干线轨道谱的情况下的动力学响应.仿真结果表明,柔性轮轨结构振动对高速动车组的直线动力学性能有明显的影响.     

抛物面形天线的智能静态形状控制

应用文献 [5]给出的三维智能薄壳单元研究了柔性薄壳智能结构的静态形状控制问题 ,给出了抛物面形天线的静态形状控制算例。     

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.     

柔性航天器大角度姿态机动的变论域分形控制

针对具有开环树状拓扑结构的柔性多体航天器,基于真一伪坐标形式的拉格朗日方程,建立柔性多体航天器的动力学模型,充分考虑了柔性航天器的时变与不确定性的动力学特征,设计了改进的变论域分形模糊控制器,并对该系统进行了仿真验证．仿真结果表明,该方案回避了实时计算收缩因子所导致的论域范围实时收缩的缺点,实现了对柔性多体航天器大角度...     

基于绝对节点坐标法的三维柔性旋转梁动力特性分析

主要研究了三维柔性旋转梁的动力特性.采用绝对节点坐标法和几何非线性变形假设,基于一般连续介质理论,建立三维柔性梁的非线性动力学模型;基于摄动理论,结合浮点坐标方法,采用线性化技术,建立柔性旋转梁的振动频域分析模型.对柔性梁自由单摆进行时域仿真,并分析了不同转速下三维柔性旋转梁的频域特性.结果表明,随着转速增加梁的动力刚...     

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I-DEAS的失衡转子系统有限元建模研究

基于转子动力学理论和有限元数值分析方法，在I-DEAS10．0软件平台上建立转子系统简化的三维造型，用四面体单元对其进行网格划分，建立了有限元模型，并对该有限元模型进行了仿真以及动响应分析，实验验证了模型的准确性。     

自由漂浮柔性空间机器人轨迹跟踪控制

引起针对自由漂浮柔性空间机器人的轨迹跟踪控制问题,利用拉格朗日和假设模态法建立了动力学模 型,综合考虑其欠驱动、柔性振动等特点,将其简化为一种带有柔性振动扰动完全可控的动力学模型;在此基 础上,考虑载体姿态干扰,提出一种改进自适应非奇异终端滑模控制策略,该方法采用自适应技术实时在线 学习扰动参数,并引入条件积分改进滑模面消除干扰的稳态误差,从而保证所设计的控制律对扰动具有 良好的鲁棒性;最后,基于Lyapunov方法证明了该控制策略能够实现关节期望轨迹的跟踪．仿真结果表明该 控制策略对载体姿态干扰下系统轨迹跟踪控制的有效性和可靠性     

飞机水平盘旋下弹性支承转子的特性研究

为研究转子系统在一定的外激励下的特性,使得研究与实际状况更加吻合,采用Jeffcott转子弹性支承模型,建立飞机处于水平盘旋状态下弹性支承转子系统的运动微分方程.运用Runge-Kutta数值法研究了飞机水平盘旋下处于一定角速度的刚性和弹性不同支承情况下的瞬态响应,并对仿真结果进行对比分析.结果表明,由于弹性支承使其转轴刚度降低,其临界转速随之降低;处于同一角速度下的弹性支承比刚性支承进入稳定振动的时间长,比刚性支承振动幅度大;弹性支承和刚性支承在同样的情况下转动都会产生稳定的周期解;因此可以通过对转子系统支承刚度的适当调节,可以达到优化系统性能的目的.