周边式对接机构对接捕获阶段的三体力元动力学模型

在空间交会对接过程中,从首次接触碰撞到完成捕获这一阶段称为对接捕获阶段,对对接捕获阶段动力学性态的研究是空间交会对接技术的关键,建立动力学模型进行仿真是研究的一个有效途径。以有内导向瓣异体同构周边式对接机构为研究对象,从机构的物理模型出发建立了对接捕获阶段的三体力元模型。该模型考虑了缓冲系统六个方向之间的耦合和缓冲系统中齿轮等转动部件惯量的影响。并在动力学仿真软件DADS的接口上开发相应的用户模块,在DADS平台上完成对接过程的动力学仿真。

空间交会对接过程的动力学模型与仿真

在空间交会对接过程中,从首次接触碰撞到完成捕获与捕获后的缓冲校正这两个阶段是对接动力学研究的重点,建立动力学模型进行仿真是研究的一个有效途径.以有内导向瓣异体同构周边式对接机构为研究对象,从机构的物理模型出发建立了对接捕获阶段与缓冲校正阶段的动力学模型.在动力学仿真软件DADS的接口上开发相应的用户模块,完成交会对接过程的动力学仿真.

光学遥感卫星平台结构热变形试验及测量技术研究

太空复杂外界热环境是平台结构热变形的关键影响因素,为了满足某高轨光学遥感卫星对热变形的特殊要求,更准确获取平台结构热变形引起两台相机安装面指向变化,及两相机安装面之间的相对指向变化,进而推导卫星在轨热变形规律。文章设计了卫星平台结构热变形试验,模拟在轨典型外热流工况对卫星平台实施加热控制,使用数字近景摄影测量技术实时测量和分析热变形引起两台相机安装面的绝对指向变化和两相机安装面之间的相对指向变化情况。热变形测量结果表明:A相机安装面指向最大变形57.5″,B相机安装面指向最大变形79.3″,模拟试验的结果可以作为卫星在轨运行期间热变形预测的依据。

刚柔耦合系统动力学研究进展

首先简要回顾了柔性多体系统动力学前期研究的3个阶段,针对传统零次近似模型的缺陷提出了新的建模理论,并在新的一次近似耦合模型的基础上,就“动力刚化”问题和刚柔耦合动力学问题中的离散化方法与实验等方面进行研究;研制了供理论研究和动力学现象揭示的实验平台.文中对所取得的研究成果进行介绍,文末对今后的研究方向进行了展望。

面向空间引力波探测的非接触式卫星平台无拖曳控制技术

空间引力波探测任务中,为保证作为惯性基准的检验质量不受扰动,航天器需采用高精度无拖曳控制技术,让卫星平台实时跟踪检验质量块。同时星间激光测距对航天器的指向也提出了较高要求。为满足空间引力波探测的需求,本文提出了一种基于非接触式卫星平台的无拖曳控制方法。该方法基于分舱式卫星平台设计,利用载荷舱与平台舱之间的磁浮机构替代传统无拖曳卫星中的微推进器来控制载荷舱,让载荷舱跟踪检验质量块,同时平台舱跟踪载荷舱,实现高精度的拖曳补偿和平台指向。仿真结果表明,非接触式卫星平台姿态指向精度为6×10^(-4o),姿态指向稳定度为2×10^(-4)(°)/s,无拖曳补偿后检验质量上的残余扰动加速度水平约为10^(-15)m/(s^(2)·Hz^(1/2))。

卫星太阳电池阵平展试验的冲击测试与冲击抑制

为准确测试卫星太阳电池阵平展试验过程中的冲击影响,降低冲击带来的负面影响,文章对试验过程进行仿真分析,设计了冲击测试方案以及冲击抑制机构,并以某型号太阳电池阵为例进行试验验证。结果表明:测试方案可对平展试验中产品所受冲击情况进行有效评估;使用冲击抑制机构后铰链处的冲击得到了有效抑制。

基于高保真度代理模型的卫星结构优化

为了提高卫星结构优化的设计质量和计算效率,结合径向基函数(RBF)代理模型和自适应模拟退火(ASA)算法提出了一种基于高保真度动态代理模型(HFDSM)的全局优化方法。该方法依据全局优化结果构造了一种搜索空间自适应更新策略,在优化过程中完成搜索空间的更新后,在其内部补充样本点以及重建近代理模型,并以最优解的预测误差和目标函数的下降程度作为优化过程收敛的判定准则,保证了优化的全局收敛性和最优解处的模型精确性。高维测试函数和工字梁算例的优化结果表明,该方法不仅能获得高精度的优化结果,还显著提高了优化求解的效率。最后,采用该方法求解某高维卫星结构优化问题,优化结果中结构基频及动力学响应等约束函数的最大预测误差仅为0.65%,并且相对于直接采用自适应模拟退火算法进行求解,时间成本降低了50%以上,从而验证了该方法在求解卫星结构设计优化问题时具有很高的精确性和计算效率。

簇状卫星姿态控制方程的通用建模方法

当前卫星通常都由一个中心刚体和其他挠性附件构成,每个挠性附件都与中心刚体直接相连,组成了一个簇状的刚柔耦合的多体系统。随着挠性附件的数目的不同,卫星系统的拓扑构型也将有所不同。即使对于同一颗卫星而言,在展开过程的不同阶段,卫星系统具有不同的拓扑构型。本文利用柔性多体系统动力学的单向递推组集方法,提出了一套通用的解决方案,以推导具有不同拓扑构型的簇状卫星的姿态控制方程,得出了姿态控制方程的系数矩阵。

跨流区超低轨航天器快速气动力计算方法

超低轨飞行器常工作在过渡流区中,过渡流区中气动特性多变,建模困难,目前缺少较好的快速气动力计算方法。在面元法的基础上,提出了设计迎风单元筛选算法与logistics-log桥函数,对连续流区与自由流区结果进行加权,实现超低轨卫星的气动力估算。在方法验证中,对圆柱与钝头双楔体在宽努森数(Kn)范围下的气动力进行测算,发现结果与直接模拟蒙特卡洛法(DSMC)数据一致。对典型超低轨飞行器地球重力场和海洋环流探测卫星(GOCE)的气动力进行分析,发现GOCE随着姿态变化阻力变化明显,需要舵面或陀螺仪进行姿态控制;在不同高度下的阻力量级变化大,在超低轨运行时需要动力系统维持高度。

应用星载GNSS接收机的Molniya轨道卫星测定轨方法

针对传统地基测定轨技术应用于Molniya轨道卫星时跟踪弧段不足和定位精度低的问题,提出了应用GNSS信息的测定轨方法,以满足任务对定轨和预报精度要求。分析了Molniya轨道对GNSS星座的导航信息可用性,研究了应用GNSS导航解的轨道确定及预报方法,仿真计算了两种数据精度模式下导航解作为测量数据参与轨道估算的定轨预报误差,并分析了测量轨道圈数和跟踪模型偏差等因素对定轨预报精度的影响。仿真结果表明:利用2圈的导航解参与运算的定轨误差在15m以内,预报6天的位置误差在60m以内。此方法具有精度高、稳定性好和数据需求量少等优点,对未来大椭圆轨道卫星测定轨工程实践具有借鉴意义。

Modeling Study of Planar Flexible Manipulator Undergoing Large Deformation

The planar flexible manipulator undergoing large deformation is investigated by using finite element method (FEM). Three kinds of reference frames are employed to describe the deformation of arbitrary point in the flexible manipulator, which are global frame, body-fixed frame and co-rotational frame. The rigid-flexible coupling dynamic equation of the planar flexible manipulator is derived using the Hamilton’s principle. Numerical simulations are carried out in the end of this paper to demonstrate the effectiveness of the proposed model. The simulation results indicate that the proposed model is efficient not only for small deformation but also for large deformation.

利用等效梁模型对大型空间天线桁架结构进行主动控制

本文提出了一种等效力方法,以解决难以利用等效梁模型对原桁架结构进行控制设计的问题.通过等效梁模型的控制设计得到原桁架结构中执行器的控制力,使得原桁架结构的振动得到控制.通过数值模拟算例表明,作用在等效模型上的控制力与作用在原桁架结构上的力不同,进一步证明了所提方法的必要性和有效性.本文研究为大型空间桁架结构的动力学分析与主动控制设计提供了新途径.