用拉格朗日键图建立复杂航天器系统的动力学方程

建立复杂航天器系统的动力学模型是航天器系统设计的一项重要内容 .能够快捷准确地完成这一工作 ,并可以方便地用同一种表述方法将这一模型与其他分系统的模型连接起来 ,将大大提高总体设计的效率及可靠性 .键图是一种完成动力学建模的一种新方法 .介绍了键图理论应用于建立复杂航天器系统的动力学模型的基本思想以及拉格朗日键图的具体应用步骤 .以带有动量轮和弹性附件的卫星为例 ,演示了其动力学方程的建立过程 .利用这种方法可以有效地得到适用于仿真的向量系统方程 。

航天器液体晃动与液固耦合动力学研究概述

液体晃动是一个在充液航天器总体设计中必须考虑的问题，随着航天事业的飞速发展，推进剂占火箭、卫星等航天器总重量的比重不断加大，推进剂的运动对在轨航天器的稳定、控制、定位、对接的影响都是关键的．因而，需要对液体晃动做更深入的研究．液体燃料系统是航天器复杂大系统的一个子系统，在进行整个系统分析时需要考虑到液体与结构之间的相互作用，这样就必须进行液固耦合力学的研究．本文对与航天工程相关的液体晃动问题和液固耦会动力学问题的研究方法进行了简要介绍，概要性综述了这些问题的研究进展．

航天器集成健康管理系统研究

航天器故障诊断技术不仅要求提高航天器安全性和可靠性 ,而且要求削减航天器全寿命周期成本 ,现在的故障诊断系统已从原来单一的分系统 (如电源系统 )的故障诊断专家系统 ,向集系统状态监测、故障诊断和故障修复为一体的航天器集成健康管理 (IVHM)系统发展。本文介绍了航天器集成健康管理系统的基本概念 ,并对我国新型航天器整个集成健康管理系统、在轨健康管理系统、地面健康管理系统以及主要采用的技术作了详细的阐述。文中强调了基于模型推理技术 (特别是多信号建模技术 )在航天器集成健康管理系统中的重要性。文章最后指出了应采用从上至下的方案开发该集成健康管理系统。

含微裂纹三维多向编织复合材料热膨胀系数的细观力学分析

将三维编织复合材料的纤维束和微裂纹分别看作圆柱型和圆币型夹杂，考虑了微裂纹的任意取向和增强纤维束的空间取向，采用等效夹杂法对含微裂纹的三维多向编织复合材料的热膨胀系数进行了细观力学分析，提出了预报含微裂纹三维多向编织复合材料热膨胀系数的方法，由于直接考虑了微裂纹的任意取向和增强纤维的空间取向，这种方法既可应用于一般含微裂纹的三维编织复合材料，也可应用于单向纤维增强复合材料．结合实例分别预报了单向纤维增强复合材料和四向编织复合材料的热膨胀系数与实验结果吻合较好．

在轨航天器连接结构动力学及其参数辨识

连接结构广泛用于各种航天器中，这些大量使用的连接结构由于其较低的刚度或非线性特性，会对航天器的动力学特性产生显著的影响。本文简要介绍了与在轨航天器连接结构动力学问题有关的以下问题：航天器中所使用连接结构的动力学模型及其参数辨识问题，连接结构对航天器结构动特性的影响，含连接结构动力学系统的周期解、分叉和混沌。

空间对接机构差动式缓冲阻尼及传动系统力学特性研究

空间对接机构差动式缓冲阻尼及传动系统的模化是航天器对接动力学中的核心内容之一，本文在分析该系统运动学原理的基础上研究系统的动力学特性，给出了精确的动力学模型，进行对接动力学仿真研究．

动力学系统局部非线性参数辨识的动态规划法

根据系统辨识问题最优控制解的概念，将现代控制理论中解决最优控制问题的动态规划方法用于辨识结构动力学系统中局部非线性结构的物理参数。这类系统由模型参数已知的大的线性主结构与一个或多个非线性子结构组成。所提出的方法适用于解决航天器以及工程机械结构中的连接结构、连接部件的参数识别问题。

航天器柔性附件伸展过程动力学分析

从Ｈａｍｉｌｔｏｎ原理出发推导了柔性附件伸展过程的时变系数动力学方程．在限定缓慢伸展的前提下，将动力学方程解耦处理，推广非线性动力学的平均法求解时变系数微分方程，得到近似解析解，该解析解适用于任何伸展率，而且可以作为判定失稳的依据．

精密离心机静压气体轴承主轴系统的动力学特性分析

精密离心机静压气体轴承主轴系统的动力学特性分析是保障其标定加速度仪精度的重要研究课题。通过在 小孔节流静压气体轴承的雷诺方程式中加入节流孔的流量项,使计算得以简化;采用了泛函求极值法将二阶偏微 分方程离散化,用有限元法进行了承载能力和刚度的数值求解。把描述静压气体轴承工作的偏微分方程式(雷诺 方程)与建立的静压气体轴承主轴系统的动力学数学模型合并直接数值求解,提高了计算精度和可靠性。

周边式对接机构航天器的对接动力学仿真(第2部分)──约束动力学

建立了两个航天器对接系统的约束动力学方程。在论文第一部分所建立的运动学约束方程的基础上，提出运用D'Alembert正交补方法消除系统动力学方程中的未知接触约束力，解决了约束方程的维数是不确定变化条件的系统动力学方程的数值求解问题。而且还开发出周边式对接机构航天器的对接动力学分析与仿真通用软件。最后，通过算例验正了理论方法及软件的有效性。

带梁式伸展附件航天器动力学分析

带梁式伸展附件航天器动力学分析朱桂东，王本利，邵成勋（哈尔滨工业大学航天工程与力学系，１５０００１）关键词航天器动力学，伸展，柔性附件引言大型柔性可展开航天结构已被广泛地应用，并且向着大型化、轻型化、复杂化方向发展．目前可展开航天结构主要有三种：弹出...

航天器对接过程的动力学建模

航天器对接过程的动力学建模是对接过程动力学仿真的核心内容 ,该文在描述航天器对接过程的基础上 ,利用牛顿 -欧拉定理和混合坐标法对带有大型太阳电池阵的两航天器的对接过程进行动力学建模。建模中将对接系统简化为由追踪飞行器、目标飞行器和主动对接机构组成的三体系统 ,追踪飞行器和目标飞行器作为带有挠性附件的中心刚体考虑 ,主动对接机构作为刚性体处理 ,对于挠性附件用有限元法进行离散。除给出接触撞击模型外 ,还重点讨论缓冲系统的简化模型 ,从而构成了对接过程的完整的动力学模型 。

周边式对接机构航天器的对接动力学仿真(第1部分)──运动学约束方程

研究了两个带有周边式对接机构的航天器，在对接捕获的过程中，对接机构之间相互接触后，产生接触滑移时对接系统的运动学特性。根据对接机构的空间特点，引入矢量代数的概念，建立了对接机构之间接触滑移的运动约束方程，及其接触点在对接机构上的相对滑移速度方程。

多柔体链系统动力学方程及动响应数值模拟

本文从虚功原理出发,在弹性小变形假设的前提下,采用模态坐标表示柔性体的弹性变形,推出了包括高阶非线性项在内的多体链系统动力学方程。以此为依据,编制了求解多体链系统动力响应的数值模拟程序,并对由二个柔性杆和由三个柔性杆组成的具有铰弹簧的系统在外驱动力矩作用下的动响应进行了数值模拟。文中分析和探讨了影响这类强非线性方程的数值解稳定性的问题,并提出了参数匹配的概念。

变拓扑航天器附件展开动力学的全局仿真

现代大型航天器附件的展开往往是分段进行的 ,其间包含了系统约束状态的改变和锁定碰撞过程的发生 .在建立了多柔体系统动力学模型的基础上 ,提出了全局仿真的策略 :对于其中的变约束问题采用预先定义约束集、在仿真过程中实时检测并激活相应约束的求解策略 ,实现了系统拓扑结构在仿真过程中自动切换 ;而通过对速度约束方程的分析 ,提出了将动量守恒并入到约束方程求解以模拟锁定过程的方法 .并将所开发的多柔体系统动力学仿真软件扩展为可进行航天器附件展开过程全局仿真的软件系统 .最后 ,通过数值仿真验证了方法的可行性 .

随机最优控制方法识别动力学系统局部非线性

利用随机动态规划方法可以得到线性二次型高斯问题的最优控制解．基于这一结果与系统辨识问题最优控制解的概念，将动力学系统中局部非线性结构参数的辨识问题转化为求解对应线性系统的最优控制问题，利用线性系统随机最优控制的理论与方法，结合FSM（ForceStateMapping）方法，提出了识别动力学系统中局部非线性回复力类型及结构参数的新方法．所研究系统由大的线性子结构与一个或多个非线性子结构组成，其中线性结构的模型参数已知，待辨识量为局部非线性结构参数．

实际高维转子—轴承系统非线性动力学行为计算研究

采用等参梁有限元方法对实际600MW汽轮发电机组的轴系(考虑局部非线性油膜力因素)进行了动力学响应分析;并与线性方法分析结果进行了对比,同时考察了直接积分法和模态叠加法在大型轴系非线性求解方面的差别。结果表明:采用非线性方法求解高维转子轴承系统的动力学响应是必要的、可行的;对于转子系统非线性动力学问题,直接积分法比模态叠加法更为有效。

航天器故障诊断专家系统技术的应用和发展

阐述了航天器故障诊断技术的重要性。回顾了航天器故障诊断专家系统技术应用和发展的历史，列举了现已开发的航天器故障诊断专家系统，着重介绍了两个重要原型系统。指出了航天器故障诊断专家系统技术的发展方向。

航天器五自由度对接试验台动力学特性仿真

建立可靠完整的动力学模型是制定航天器五自由度对接试验台方案的理论基础。对航天器对接试验台的动力学建模问题进行了研究,建立了接触点的动态变约束方程、对接碰撞力模型,并应用牛顿-欧拉方法提出了五自由度下捕获阶段运动学模型。用MATLAB编写了捕获阶段的动力学仿真程序。给出了主、被动试验台运动范围及运动特性、作用力范围等仿真结果,为航天器五自由度对接试验台的实现方案提供了重要设计依据及参考。

充液挠性航天器的建模与动力学分析

借助于Kane方法建立了充液中心刚体上带有挠性附件的航天器的开链多体动力学模型 .采用了混合坐标法和弹簧 质量块液体晃动等效力学模型 ,所得方程形式简洁 .由于引入了 2级附件 ,该模型具有更强的通用性 .以跟踪与数据中继卫星为例 ,给出了数值仿真结果 .