考虑光压力和热载荷的太阳帆薄膜力学行为分析

基于冯卡门板理论描述薄膜结构大变形,耦合光压力与热载荷,构建10μm量级薄膜非线性动力学主控方程。采用伽辽金离散方法和龙格-库塔推进方法数值求解方程时域解,并引入最大李雅普诺夫指数判别薄膜混沌运动。分析表明,法向光压力远大于切向光压力并抑制薄膜动力学颤振,仅计入光压力时,太阳帆膜呈静变形特征。当计入的光辐射热载荷达到临界值后,考虑切向光压力与法向光压力的薄膜都呈现动力学混沌运动。综上,光压力抑制太阳帆薄膜颤振,热载荷导致薄膜进入混沌运动。

IKAROS太阳帆第一阶段展开过程的动力学行为分析

空间结构的在轨展开涉及到复杂的高维强非线性动力学问题,这些动力学问题的建模及仿真技术是航天动力学领域的难题,也是对在轨展开过程施加控制的前提条件。本研究以IKAROS太阳帆在轨第一阶段展开过程为例,基于哈密顿变分原理,建立中心刚体-主动伸长柔性梁耦合动力学模型;采用保结构分析方法,关注动力学系统的局部动力学行为,在恒定转矩驱动和恒定功率驱动两种工况条件下,对IKAROS太阳帆第一阶段展开过程进行仿真;发现两种工况条件下的中心刚体转动角速度演化规律差别显著,恒定转矩做功将导致中心刚体的转动稳定性变差,同时,恒定功率驱动工况下,IKAROS太阳帆第一展开阶段节能效果较好。

GEO轨道太阳帆热致干扰力矩分析

太阳帆由轻质伸展臂张拉大面积柔性薄膜结构组成。当太阳帆经历空间高低温环境时,温度场突变以及材料热膨胀系数的不一致将激起伸展臂的变形和振动,对太阳帆的姿态产生干扰力矩,影响控制系统的稳定性。提出了太阳帆热致干扰力矩分析方法,以豆荚杆式伸展臂支撑的太阳帆为仿真对象,建立了热-结构分析模型,分析了太阳帆在进出地影时结构的瞬态温度场分布,进一步计算了突变温度场下结构的动态响应,最后获取了热致动力学响应对中心星体的干扰力矩。数值仿真结果表明,热致变形和进出地影时伸展臂的热致振动将会对太阳帆中心星体造成不可忽视的干扰,干扰力矩幅值达10-3 N·m。提出的方法可对太阳帆在轨热扰动响应进行精确预示,对工程设计具有理论指导意义。

太阳帆及其姿态控制方法综述

太阳帆作为一种无须消耗燃料的新型航天器,在深空探测领域具有广阔的应用前景。同时,得益于持续光压力的作用,太阳帆可以运行在传统航天器难以实现的轨道上,从而实现一些独特用途。本文在概述太阳帆的工作原理和应用前景的基础上,重点分析了太阳帆典型姿态控制方法的本质特征和优缺点,调研了国内外太阳帆姿态控制方法的研究现状,分析了典型姿态控制方法用于大型太阳帆姿态控制的局限性,研究了利用太阳帆变形获得姿态控制力矩的可行性和优势,最后提出关于太阳帆姿态控制研究发展的一些认识。

太阳帆航天器研究及其关键技术综述

综述了国内外关于太阳帆航天器的研究成果。介绍了太阳帆航天器的构型与材料、姿态控制、轨道控制及任务分析、试验验证及动力学仿真分析等的研究进展,讨论了太阳帆航天器轻质高强度帆体、折叠储存与展开控制、结构设计、姿态控制、地面试验及在轨演示验证,以及测试与诊断等关键技术,分析了未来太阳帆航天器的发展趋势。

太阳帆充气支撑管展开动力学分析

太阳帆可以通过气体驱动支撑管而展开。针对太阳帆充气展开方式,分别对"Z"型8折管整体与分段充气模型建立有中心刚体与无中心刚体约束两种情况的有限元模型;针对分段充气模型,根据充气装置的位置分别建立自由端与固支端充气模型。应用动力学显式求解软件LS-DYNA进行太阳帆支撑管充气展开仿真模拟,并对仿真结果进行了分析。

黏弹性薄膜太阳帆自旋展开动力学分析

近年来,可用于航天器推进的太阳帆自旋展开技术引起人们广泛关注.这类太阳帆可视为由中心旋转毂轮、若干柔性绳索、太阳帆薄膜和集中质量等组成的刚柔耦合多体系统.为了对系统中的太阳帆薄膜进行建模,提出了基于绝对节点坐标方法描述的黏弹性薄板单元,并对其有效性进行了验证.针对简化的"IKAROS"自旋展开太阳帆系统,采用结合自然坐标方法与绝对节点坐标方法的绝对坐标方法对其进行建模,采用广义-α方法对大规模系统动力学方程进行求解.研究了黏弹性太阳帆薄膜自旋展开过程的动力学特性,讨论了薄膜的黏弹性阻尼对自旋展开过程的影响规律.

基于控制杆的太阳帆姿态控制研究

针对由控制杆、反作用飞轮、有效载荷和太阳帆所组成的太阳帆航天器多体系统,从物理模型出发,利用拉格朗日方程建立了多体航天器的姿态动力学模型。对该类太阳帆航天器的系统能控性和稳定性进行分析,并通过数值仿真对太阳帆航天器三轴姿态控制的响应特性和行星际轨道转移过程中姿态控制效果进行研究。研究结果表明,在行星际飞行中利用顶部带有载荷的控制杆和反作用飞轮来对太阳帆航天器进行三轴姿态控制的方法是可行的。

太阳帆日心悬浮轨道附近的相对运动

研究悬浮轨道附近的编队飞行问题,推导了悬浮轨道附近的相对运动方程．由于编队太阳帆之间的距离与帆到太阳的距离的比值为小量,将相对运动方程在悬浮轨道附近线性化,得到了线性化方程．基于该线性化方程,考虑了悬浮轨道附近的几种编队控制方法,只需通过调节太阳帆的姿态来进行简单的控制．其中包括一种被动编队控制策略,该控制策略具有实现简单、稳定区域大的特点,具有很好的工程应用前景．最后基于非线性方程对每种编队策略进行了数值仿真验证,数值结果表明该控制方法能实现编队．

太阳帆航天器悬浮轨道动力学与控制

基于线性动力学模型和非线性动力学模型,研究了太阳帆航天器日心悬浮轨道保持与控制问题.首先,推导出了柱坐标形式的太阳帆动力学方程,并在参考悬浮轨道附近线性化以建立状态方程,然后对状态方程进行可控性分析.通过合理选择控制变量加权矩阵R,用线性二次型调节器(LQR)对线性模型进行控制.将得到的控制律代入非线性模型中进行验证,表明该控制律渐近稳定,并且具有良好的控制精度,可实现太阳帆悬浮轨道控制.

IKAROS太阳帆的关键技术分析与启示

分析了国外太阳帆的发展现状,重点论述了世界上首次成功飞行的太阳帆——太阳辐射驱动星际风筝航天器(IKAROS)的总体设计、材料设计、空间展开和姿态控制等关键技术,以及中国开展太阳帆和空间大型展开结构的总体设计、空间展开、姿态控制、空间环境适应性等关键技术,提出了系统开展以太阳帆为代表的大型轻质展开结构研制与应用的建议。

太阳帆航天器的轨道动力学和轨道控制研究

研究了太阳帆轨道动力学和利用太阳帆推进实现非开普勒轨道的太阳帆控制问题,推导了Gauss形式的太阳帆探测器密切轨道六要素微分方程,分析了太阳帆的轨道控制设计方法,描述了适合太阳帆姿态控制的执行机构。在此理论基础上以SPORT计划作为设计实例,并进行了设计与仿真,实现了任务要求的目标轨道。

柔性太阳帆航天器动力学建模与姿态控制

对基于控制叶片的太阳帆航天器,推导考虑弹性振动的太阳帆姿态动力学方程和振动方程,利用非约束模态的概念给出了太阳帆航天器动力学方程的求解方法.结合超地球同步转移轨道太阳帆航天器偏航轴对地定向问题,设计了太阳帆俯仰轴的考虑Bang-Bang控制策略的PD控制器,数值仿真结果表明,所设计的基于控制叶片的控制器可以较快、较精确地实现偏航轴对地定向任务.

星际探测太阳帆行星和太阳借力轨道全局优化

以太阳帆在20年内飞行至距离太阳200 AU以远进行星际探测为目标,研究太阳帆通过行星借力和太阳借力的轨道全局优化问题。建立太阳帆时间最优转移轨道数学模型,分析行星借力和太阳借力的约束条件,并用这些约束条件构造目标函数,从而将轨道优化的四点边值问题转化为求解无约束条件下的多变量优化问题。通过选取合理的约束权重,采用遗传算法获得大范围的粗略解,代入到序列二次规划算法中获得高精度解。仿真结果表明,虽然太阳帆通过太阳借力已获得相当大的加速度,但加上木星借力仍然可以节省相当多的飞行时间。提出的轨道优化思路,可以为太阳系逃逸任务轨道初步设计提供参考。

基于行为的太阳帆群编队方法

文章提出了一种基于行为的太阳帆群编队路径规划方法。通过行为控制技术,在有限的感知信息条件下,便可获得自动的分布式控制律,将同质的各太阳帆导引至目标构型。导引过程中,各帆期望速度均为所设置三个行为速度(聚集、排斥、驻留)的矢量和,而各行为参数则利用目标构型的对称性进行设置。特别地,为了降低控制成本,聚集行为在仿真中利用了太阳引力、光压实际环境下形成的太阳帆轨道性质进行改造。通过日心悬浮轨道上的太阳帆群编队数值仿真,验证了文中方法的有效性和优越性。仿真结果表明,仅通过设置三个简单的行为,便可在日心悬浮轨道上得到许多有价值的太阳帆群构型。此外,通过修改其中的聚集行为,该方法可以很容易地移植到太阳帆行星悬浮轨道以及椭圆型三体问题中的太阳帆轨道编队应用上来。

太阳帆航天器研究进展及其关键技术分析

简要阐述了太阳帆航天器的概念、推进原理,并对其技术特性、应用优势进行了分析。介绍了太阳帆航天器的研究现状,重点阐述了国外成功案例的具体细节,总结了国外对于太阳帆航天器的最新研究计划,分析了未来太阳帆航天器的发展趋势。随后重点讨论了太阳帆航天器结构设计技术、大面积薄膜制备技术、姿态控制技术、折叠展开技术以及地面试验技术等关键技术,总结分析了国内外对太阳帆各关键技术的解决策略及方法,为我国在该领域开展相关研究提供技术参考。

太阳帆参数对稳定性的影响

太阳帆的轨道和姿态控制是太阳帆研究的重要领域。在同时考虑太阳帆轨道和姿态的情况下,研究了太阳帆在悬浮轨道的被动稳定飞行问题。通过设计帆的面积和支撑有效载荷杆的长度,使太阳帆在轨被动稳定飞行,主要研究了两个参数对太阳帆稳定性的影响。研究结果表明,太阳帆的面积对帆的稳定性影响较大,面积较小时太阳帆总能被动稳定。杆的长度对帆的稳定性影响不大,给定杆的长度,通过设计太阳帆的面积总能使太阳帆被动稳定。

太阳帆动力学建模与姿态控制

对基于控制杆的太阳帆航天器,对其结构进行合理简化,应用矢量力学原理建立了太阳帆航天器刚柔耦合动力学方程,通过求解太阳帆航天器支撑杆的非约束模态,进而给出太阳帆航天器动力学方程的求解方法.结合运行于超地球同步转移轨道上的太阳帆航天器的偏航轴对地定向任务,设计了基于控制杆的太阳帆航天器俯仰轴Bang-Bang PD控制器.数值仿真结果表明,所设计的控制器可以在700 s内实现考虑太阳帆航天器结构振动的偏航轴对地无偏差定向任务.

太阳帆绕地球周期轨道研究

地球同步和太阳同步卫星在各个领域有着广泛的应用。静止轨道是一种特殊的地球同步轨道,轨道资源有限。利用化学推进或电推进可以实现轨道高度不同的同步轨道,如悬挂轨道,但需要消耗较多的燃料,工程上无法承受。本文考虑利用太阳帆实现地球同步和太阳同步轨道。太阳光压力在轨道平面内沿拱线方向,选择光压力与平面的夹角使得轨道平面的旋转速率与太阳光同步。研究表明,设计合适的半长轴和偏心率可以使得轨道旋转速率与地球自转速率一致。假设太阳光与赤道平面平行,可以得到准静止轨道,太阳帆将在传统静止轨道的附近运动,星下点的经度将在一个固定值附近振动。实际上太阳光是与黄道面平行,黄道面与赤道面之间存在夹角。考虑黄赤交角的情况下,太阳帆将在一定纬度和经度范围内运动。适合于对某个区域进行长期观测任务。

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。