一种航天器在轨环境下结构变形的反演方法

为实现航天器在轨结构变形高效计算,提出一种基于神经网络的结构变形反演方法:借助有限元分析法获得结构在不同温度载荷作用下的变形分布特征,并利用获取的数据对输入和输出间神经网络进行训练,获取高精度的代理模型。利用该模型,可以在轨测量的温度作为输入,实现对航天器结构全场变形的快速反演;可通过引入合适参数的高斯噪声,增强神经网络对于输入误差的适应能力;可用改进的连接权值分析方法,给出确定传感器数量下,实现变形反演精度最高的结构温度测点的布局优化方案。综上,该反演方法具有精度高、实时性强、受输入误差影响小等优点,其应用对于提升遥感卫星的成像质量具有重要意义。

基于STFT-AOK的星箭力学环境等效频谱分析

星箭力学环境的频谱特性研究对于力学试验环境条件设计非常重要。工程上通常基于冲击响应谱变换获得力学环境参数等效频谱,然而该方法受稳态放大系数Q取值的影响较大。为此,文章提出一种基于短时傅里叶变换–自适应优化核函数(STFT-AOK)融合技术的星箭力学环境等效频谱分析方法。研究结果表明:STFT-AOK方法可在AOK准确定位频率成分和瞬态特征时频区域的基础上,结合STFT的准确幅值,构造出频率分辨率高且幅值准确的时频分布,实现力学环境等效频谱的有效获取,适用于各种复杂瞬态星箭力学环境参数的频谱分析。

带扳手槽舱段轴向对接结构弯曲刚度的半解析分析

连接刚度是研究导弹结构动力学特性必须要考虑的重要因素。当前中小直径弹体结构较多采用带扳手槽的轴向螺柱对接连接形式,由于几何形状复杂和设计参数多,很难获得此类连接弯曲刚度的解析表达式。从弹性弯曲变形梁理论出发,提出了一种针对带扳手槽舱段轴向对接结构弯曲刚度的半解析分析方法。确定了中性轴的计算方法,推导了连接弯曲刚度的理论公式,并根据连接结构具有周向循环对称的特点,建立了1/n连接子结构的参数化模型,给出了轴向计算长度确定方法,利用非线性接触分析方法获得了子结构的拉、压刚度;将拉、压刚度代入理论公式,得到连接弯曲刚度。最后,通过正交试验研究了主要设计参数对弯曲刚度的影响。结果表明,半解析计算与整体结构有限元仿真计算所得弯曲刚度的相对误差最大为-13.86%,最小为-3.337%;在弯曲刚度的理论计算中,应根据实际拉、压刚度合理计算弯曲中性轴位置;在舱段直径(≤300 mm)一定时,连接厚度对弯曲刚度的影响最为显著,螺柱数目次之,相对而言,螺柱规格和预紧力水平的影响较小。

基于改进SSA结合模糊RBF神经网络的悬臂梁振动主动控制

随着航空航天事业的发展,为了节省燃料,同时提高航天器速度,航天器采用更轻的材料来减少质量。然而,此举也引入了柔性振动,灵活的振动增加了姿态控制的时间,导致姿态精度控制不尽如人意。因此,有效抑制柔性振动以实现高精度姿态控制非常重要。论文以柔性压电悬臂梁作被控对象,并利用压电薄膜(Polyvinylidene Fluoride,PVDF)作传感器和致动器,分析其振动的控制问题。基于PID和模糊理论的局限性,结合模糊控制器能模仿专家经验和径向基神经网络(Radial Basis Function Network,RBFNN)善于学习的优点,设计了模糊径向基(Fuzzy Radial Basis Function,FRBF)神经网络控制器来抑制悬臂梁的振动,并采用混沌映射的种群初始化策略、疯狂算子的领导者位置更新策略、精英保留及动态惯性权重的追随者位置更新策略改进的樽海鞘群算法(Salp Swarm Algorithm,SSA)来优化模糊神经网络权值。将改进后的控制方法在Matlab软件环境下进行了数值仿真,仿真结果表明,应用改进的模糊径向基神经网络控制器可以有效地提升主动控制的振动效果。

冲击响应谱在卫星运输冲击响应分析中的应用

卫星运输过程中的动力学环境存在一定的随机性与不确定性,给卫星的安全运输带来隐患。目前工程上尚未形成通用化的卫星运输仿真方法,也未制定指导性的运输分析力学环境条件。文章提取卫星运输过程中经常出现的2种典型斜坡形式的冲击信号,基于ABAQUS软件建立卫星与运输支撑工装的有限元模型,分别开展了瞬态响应与冲击响应谱分析。结果表明,相比于瞬态响应分析,冲击响应谱分析节约了95%的运算量,且分析偏差在17%以内,并能够实现对响应最大情况的包络,可更好地满足工程上对仿真分析快速且准确的需求。

蜂窝锥壳卫星适配器约束阻尼层振动抑制分析

主要研究在蜂窝锥壳卫星适配器上附加约束阻尼来抑制锥壳传递振动。尽管约束阻尼方面的研究很多 ,但是大多数都是针对简单的梁或者板结构 ,而对复杂蜂窝锥壳结构的振动抑制问题研究还很少 ;为此 ,通过对蜂窝壳的等效化处理和约束阻尼结构的有限元建模理论分析 ,建立起卫星-适配器结构在有无附加约束阻尼情况下的有限元模型 ,进一步通过模态分析和频响分析 ,得到不同约束阻尼层设计参数对结构振动抑制影响规律。分析结果对于经济有效的设计约束阻尼层和结构减振减重具有较好的参考价值。

基于碳纤维复合材料的空间相机高比刚度主承力板优化设计

提出了复合材料和金属预埋件互嵌整体成型的设计方法。根据同轴三反光学系统中光学元件的空间布局和碳纤维复合材料的工艺特点和材料属性,设计了一种碳纤维基体与钛合金预埋件互为镶嵌的相机主承力板。首先,以碳纤维复合材料基体为核心,优化设计了基体的筋格形式和厚度,并对金属预埋件进行了布局和轻量化设计;然后,分析了碳纤维主承力板的模态和变形;最后,进行了振动环境试验,验证了设计及分析的准确性。检测和试验表明,纤维主承力板的最大外接圆直径为Φ870mm,厚度为130mm,质量为15.6kg,平均体密度仅为0.313g/cm3,主承力板一阶频率达到479.2Hz,满足了空间相机的高动态刚度、轻质量、高安装精度要求。

基于统计学方法的卫星在轨热变形快速分析

为使用在轨实测温度数据辅助完成成像载荷视轴指向的在轨标定,首次将应用于地统计学中的普通克里格法用于卫星在轨温度场的无偏估计,提出了一种基于统计学方法的在轨热变形快速分析方法。应用热试验过程中星上少量温度实测数据进行卫星温度场的无偏估计,并将温度计算结果赋值到有限元模型,进而完成了热变形分析。应用此种方法,相比通过热物理方法进行温度场分析,可将热变形分析的工期缩短数日,且载荷变形的分析结果与试验实测结果的误差在1′左右,可较准确地得到载荷视轴在热变形作用下的指向变化。文章可为卫星在轨热变形的快速分析提供参考。

模态参数识别中频响函数估计的最小二乘优化

模态参数识别的精度将会直接影响到机械结构系统动力特性分析的质量,而频响函数的估计精度对模态参数识别精度影响很大.工程中通常借助FFT采用功率谱平均估计频响函数.由于FFT过程中截断及舍入等误差的存在以及噪声的影响不能完全克服,采用此方法估计的频响函数来识别模态参数,其精度受到影响.因此,在分析频响函数的理论值与功率谱平均估计值的误差函数的基础上,应用最小二乘法对频响函数的估计进行优化.通过实测试验对该方法的有效性进行了验证.试验结果表明:采用优化后的频响函数识别的阻尼固有频率和阻尼比比没有优化直接峰值搜索得到的结果更接近真实的结果,该方法能够提高模态参数识别的精度.

太阳空间探测进展与展望

为了探索太阳空间探测活动的发展方向,在广泛调研太阳空间探测任务的基础上,综合考虑任务实施年代、轨道设计、探测要素、技术特点和成果影响力,选取了10个典型空间太阳探测器,对其科学目标、有效载荷、卫星平台特性和科学发现进行了分析,提炼总结了太阳空间探测的进展和发展趋势。总体而言,太阳探测器运行轨道逐步多样化,有效载荷探测要素更加丰富,探测精度、时空分辨率等显著提升,但仍存在大量问题待解决。在分析现阶段成果和待解决问题的基础上,提出了太阳空间探测的发展展望,指出了全方位、多要素探测是破解太阳物理和空间天气预报发展瓶颈的可行途径。

太阳电池阵板间铰链副刚度参数辨识

以真实铰链副连接的有机玻璃帆板模型试验模态参数为基础 ,采用特征方程反问题的直接方法辩识铰链副的刚度参数。首先通过模态叠加法由可测自由度上的不完全试验振型拟合估计包括界面位移和转角在内的不可测自由度上的振型。然后以单板子结构的动柔度矩阵特征方程为基础。通过界面振型求解界面内力 ,并由铰链副连接元刚度矩阵建立平衡方程求解铰链副的刚度参数。

梁式构件动力学响应分析的集总参数方法

详尽阐述了一种适用于梁式构件动力学响应分析的集总参数方法——有限段方法。采用有限段方法建立柔性梁式构件的离散模型，基于Ｋａｎｅ方程的Ｈｕｓｔｏｎ方法建立柔性多体系统动力学方程。该方程计入了梁式构件的几何非线性变形的惯性影响，在求解过程中，引入了相对位移的模态变换以提高计算效率。通过典型实验验证了有限段方法可以解决具有几何非线性变形的柔性梁式构件的多体系统动力学问题。

基于Chebyshev多项式和区间重叠率的对接圆柱壳结构区间模型修正

采用基于Chebyshev多项式和区间重叠率的区间模型修正方法对对接圆柱壳结构进行了模型修正研究.首先,通过模态试验获取了结构固有频率,运用核密度估计法得到了固有频率的区间范围;然后,采用薄层单元法模拟螺栓连接部件,建立了对接圆柱壳结构的有限元模型,分析了结构的模态特性;之后,采用确定性模型修正方法修正了圆柱壳和法兰的材料参数;最后,选择基于Chebyshev多项式和区间重叠率的区间模型修正方法对薄层单元中的不确定性参数进行了修正.研究结果表明:修正后参数区间上界和下界的误差满足工程精度要求,修正后输出空间与试验输出空间吻合良好,验证了所用区间模型修正方法的可行性和有效性.

典型薄膜空间结构耦合动力学仿真分析

对典型薄膜空间结构运动过程进行动力学仿真,通过有限元仿真计算求解薄膜空间结构运动过程的动力学响应,分析结构展开过程的构型变化、应力分布情况;通过分析薄膜空间结构系统动能变化研究其运动过程及展开稳定性问题.利用非线性有限元软件SAMCEF Mecano对自碰撞、矩形展开和弹性气球充气扩展3种典型薄膜空间结构进行有限元建模,通过定义薄膜与薄膜的自接触、薄膜与柔性结构接触完成耦合状态下的数值仿真运算.仿真结果表明,运用SAMCEF Mecano可以实现薄膜空间结构典型运动方式的耦合动力学仿真分析;薄膜空间结构动力学特性受不同运动方式影响;薄膜结构展开速率越小其展开稳定性越好.

八面体桁架单元及其派生系所构成的空间伸展臂

基于空间机构学和拓扑理论 ,提出了 5种八面体及其派生桁架单元 ;根据平衡矩阵的条件数和刚度矩阵的条件数与最小特征值 ,评价基本单元的结构特征。由基本单元构造了展开单元 ,进而构造了空间伸展臂 ;阐明了展开单元与伸展臂的工作机理、分析了机构特性 ,推导出单元体系转换过程的详细几何列式 ,验证了张力体系中力学与几何形式的统一 。

伸展悬臂梁动态特性分析

本文基于Ｌａｇｒａｎｇｅ方法推导了伸展悬臂梁的动力学方程，分析了伸展速度、加速度对梁动态特性的影响。对悬臂梁在不同的伸展规律、不同的外激励下的响应进行了数值模拟。结果表明，伸展长度、速度对梁的动态特性有显著影响。

基于CR理论的近似能量守恒算法在壳元中的应用

研究了壳单元几何非线性下的结构动态响应高精度计算方法。基于CR理论,针对薄壁结构的几何非线性问题,将空间旋转矢量参数化,推导和简化了三维壳单元的切线刚度矩阵和单元内力的求解格式。针对结构非线性的动态响应分析,引入中间时间步的预估-校正的流程,发展了一种基于CR理论的近似能量守恒算法。通过一柱段静力分析验证了所推导公式的计算精度,通过非线性动态响应的算例仿真,与传统非线性Newmark方法相比在处理强非线性问题时稳定性和计算精度有了明显提高。

铝合金平板超高速撞击声发射信号S2模态特征分析

对铝合金平板上形成的超高速撞击(HVI)声发射(AE)信号S2模态的特征进行研究,分析其与损伤模式之间的关系。以3 mm厚5A06铝合金平板为研究对象,通过数值仿真获得不同撞击工况下的超高速撞击声发射信号,提取信号中的S2模态,并分析其幅值、能量、频谱等特征。结果表明,S2模态能量随传播距离呈指数衰减;分别随撞击弹丸直径和撞击速度的增加先下降后上升,且在弹丸直径与靶板厚度相近、临界撞击速度时最低。S2模态的中心频率随弹丸直径的增加而降低;随撞击速度的增加而增加;随传播距离的增加向1500 k Hz移动。S2模态小波包系数呈凹性的频域范围分别随撞击速度和弹丸直径的增大变窄。在此基础上,当靶板形成穿孔损伤时,可根据S2模态的中心频率推测弹丸的直径;在传播距离和弹丸直径已知的前提下,可根据S2模态小波包系数呈凹性的频域范围推测撞击速度。

冰粒超高速撞击蜂窝板的数值模拟研究

随着人类航天活动日益增多,空间碎片环境逐渐恶化,对航天器在轨安全运行造成严重威胁,各国学者开展了空间碎片超高速撞击数值模拟研究。目前的研究中一般采用铝弹丸代替空间碎片,但是还有部分空间碎片的密度接近冰的密度,对于冰粒的超高速撞击研究还很少且不透彻。蜂窝板是构成航天器舱壁的主要结构,对航天器内部设备起到保护作用,有必要开展冰粒超高速撞击时对蜂窝板损伤情况的相关研究工作。本文对冰粒超高速撞击蜂窝板开展数值模拟研究,研究冰粒对蜂窝板的损伤情况。研究结果表明,冰粒在一定条件下能够击穿蜂窝板,大量冰粒碎片和蜂窝板碎片将从蜂窝板背面的孔洞中高速冲出,势必对航天器内部设备造成毁伤;在冰粒动能相差不大的情况下,冰粒尺寸和蜂窝板结构将成为影响冰粒撞击效果的主要因素,直径较大的冰粒对蜂窝板的损伤程度较严重。

考虑平整性要求的板壳自适应结构静变形控制

基于四节点压电复合材料层合板单元和相应有限元分析方法 ,利用结构位移对电压的灵敏度 ,对以压电材料为作动器的板壳自适应结构 ,进行了考虑平整性要求的静力变形控制。根据控制目标和约束限制 ,由数学规划问题确定结构承载时作动器所需的控制电压。最后以数值算例给出了仿真结果 ,以验证所提出方法的有效性。