太阳翼驱动机构对卫星姿态扰动特性评估

为了研究太阳翼驱动机构(solar array drive assembly,SADA)对卫星平台姿态的扰动特性,建立了考虑SADA驱动太阳翼旋转的整星姿态动力学模型,设计了一种测量SADA带载运动特性的试验方案。通过试验得到了SADA驱动负载的运动特性曲线,对试验数据进行拟合得到了SADA带载驱动的传递函数。将拟合的SADA运动模型代入到整星姿态动力学模型中进行仿真,得到了考虑SADA运动时的卫星姿态控制指标。基于SADA的运动特性和安装方式,设计了将两台SADA驱动信号的相位交错180°的扰动抑制策略。仿真验证了该策略对SADA运动的扰动抑制效果,具有良好的工程应用价值。

某型太阳翼伸展机构疲劳可靠性分析

针对太阳翼伸展机构在服役过程中的疲劳失效问题,提出了一种基于有限元仿真的疲劳可靠性分析方法。首先,建立太阳翼伸展机构的有限元模型,并对其进行疲劳强度分析;其次,基于Miner线性累计损伤理论,对伸展机构进行疲劳损伤分析;再次,结合Do E试验设计,建立以剪切载荷、轴压载荷和弯矩为随机变量,疲劳损伤值为响应的代理模型;最后,借助蒙特卡罗方法计算太阳翼伸展机构的疲劳可靠度。结果表明:在考虑载荷不确定性时,太阳翼伸展机构的疲劳可靠度为0.996 9;与确定性分析相比,所提方法能够有效量化因不确定性因素导致的疲劳失效,可为其它工程结构的疲劳性能度量提供参考。

太阳翼驱动机构的模糊动态故障树分析

作为航天器重要的组成部分之一的太阳翼驱动机构,故障频发,它的可靠性研究凸显出重要的价值。根据太阳翼驱动机构的组成和工作原理,建立了相应的动态故障树。考虑到现实中太阳翼驱动机构的故障现象、故障状态与故障原因等存在着大量的不确定性,将模糊集理论引入动态故障树分析中,采用三角模糊数表示太阳翼驱动机构故障树的各个底事件的失效参数,将截集理论与区间运算相结合,对太阳翼驱动机构进行模糊动态故障树分析,从而得到系统的顶事件模糊发生概率与各个底事件的模糊概率重要度,并对模糊概率重要度进行分析,得出太阳翼驱动机构中的关键部件为系统中的轴承及谐波减速器,找到了系统的薄弱环节。

基于HyperWorks的太阳翼驱动机构谐响应仿真分析

为研究太阳翼驱动机构的动态性能,利用有限元分析软件对太阳翼驱动机构进行了谐响应分析。首先进行了机构的有限元建模,然后根据特征级加速度扫频试验结果求得整机的模态阻尼比,随后利用模态法频率响应分析求得整机的最大应力值和最大加速值。输出结果与输入结果对比发现,应力安全强度系数和加速度放大倍率均满足结构设计要求,结构设计合理。太阳翼驱动机构谐响应仿真分析为太阳翼驱动机构地面鉴定级试验提供了一定的参考依据。

太阳翼驱动机构扰振力矩的建模与仿真

以某型号卫星的太阳翼驱动机构(Solar Array Drive Assembly,SADA)为研究对象,首先,通过线性化电磁力矩建立了SADA空载运行振动方程;其次,在SADA空载运行振动方程的基础上,利用自由界面模态综合法建立了SADA驱动太阳翼耦合系统的振动方程;再次,在耦合系统振动方程的基础上,通过受力分析和空间力系简化建立了SADA驱动太阳翼运行过程中所产生的扰振力矩模型;最后,设计了一个模拟真实太阳翼的柔性负载,并对SADA驱动该柔性负载运行过程中所产生的扰振力矩进行了仿真与分析。结果表明:在考虑负载阻尼的情况下,SADA驱动柔性负载运行过程中所产生扰振力矩的扰振频率主要由两部分组成,即:(1)SADA与柔性负载耦合系统的低阶扭转固有频率;(2)SADA电脉冲信号的输入频率及其倍频。

基于模态分析的太阳翼驱动机构振动试验规范研究

模态分析为明确太阳翼驱动机构的动态特性,找到机构的振动薄弱环节提供了一种方法。利用计算机仿真软件建立了机构的有限元模型,介绍了机构模型的建模技巧、建模过程、建模单元特性以及有限元模型的创建技巧。根据模态分析的理论对机构的有限元模型进行了约束模态分析,通过计算得出了机构前18阶模态的固有振动频率和振型,找到了机构振动的薄弱环节。

随机振动环境下太阳翼驱动机构强度安全性设计分析研究

随机振动环境是航天器结构强度设计时考虑的主要因素,等效的准静态设计方法是航天器结构强度设计时采用的主要方法。在研究了用Miles公式法、试验规范法和全频段功率谱密度法计算峰值响应加速度的基本原理和处理方法的基础上,将直接影响航天器结构强度的随机振动载荷等效为准静态的设计载荷。以太阳翼驱动机构为例,采用Miles公式法进行了结构强度仿真计算,仿真结果表明,太阳翼驱动机构主壳体上十二个个螺栓孔边缘处的应力最大,且小于材料的许用应力,满足结构设计要求,为太阳翼驱动机构结构强度设计提供依据。

太阳翼驱动机构的扰振力矩测试与分析

为了研究太阳翼驱动机构(solar array drive assembly,SADA)驱动太阳翼运行期间所产生的扰振力矩特性,设计了一套地面测试系统,包括应变式微振动测试平台、柔性负载以及模拟SADA在轨无重力工作环境的重力卸载装置。阐述了所设计测试系统的工作原理,并利用该测试系统进行了试验测试。测试结果表明:SADA驱动柔性负载运行期间所产生扰振力矩的扰振频率成分主要包含两部分,即:1)SADA驱动柔性负载耦合系统的低阶扭转固有频率;2)SADA电脉冲信号的输入频率及其高阶谐波。

基于有限元的太阳翼驱动机构结构强度分析验证

为研究空间驱动机构在力学和热学环境下的结构强度,提出一种强度分析验证方法。以太阳翼驱动机构为例,在随机振动载荷和热载荷作用下,研究机构强度设计是否满足要求。利用HyperWorks和Abaqus构建有限元模型,借助振动扫频试验数据完成模型的有效性验证,开展随机振动分析和热学分析,并对分析结果进行合理性判断。结果表明:应力强度最大值均在安全设计裕度内,太阳翼驱动机构结构强度满足设计要求。该验证方法可有效指导产品设计、降低研制费用和缩短研制周期。

太阳翼驱动机构机电耦合建模及微振动控制稳定性分析

针对永磁同步电机太阳翼驱动机构(SADA)与柔性太阳翼的耦合现象,通过建模、仿真及实验的方法研究了耦合结构微振动影响SADA控制稳定性的问题。给出了采用微步驱动方法的永磁同步电机模型,通过线性化方法简化了上述模型的动力学方程。采用固定界面模态综合法建立了一种面向控制系统的SADA驱动柔性太阳翼模型。根据经典控制理论给出了一种控制参数的确定方法。仿真和实验结果表明:SADA驱动柔性太阳模型预测的微振动频率准确,幅值误差小于9.7%;当不满足控制参数的稳定条件时,微振动将提高一个量级,控制参数的确定方法有效。

一种空间有源太阳翼铰链机构设计与研究

针对某空间微纳卫星太阳翼铰链机构的任务需求,设计了一种采用空间步进电机、无刷旋变、减速机构、微动开关、可重复部署展收和锁定的适应空间应用环境的轻质小型化、高可靠太阳翼铰链机构,开展了整机模态参数分析,并完成了工程样机试验验证。试验结果表明,该机构具有较高的定位精度、较大的负载能力和较好的环境适应性,可为后续空间有源微纳卫星太阳翼铰链机构研制提供参考。

太阳翼驱动机构谐波齿轮减速器动态可靠性优化设计

谐波齿轮减速器广泛应用于太阳翼驱动机构,具有较强的承载能力,也易于实现轻量化设计,同时具有诸如回差低、减速比范围大等优点。受诸多不确定因素如磨损和载荷等的影响,谐波齿轮减速器的强度随着服役过程的推进而逐步退化。将强度退化引入谐波齿轮减速器静态可靠性优化设计模型中,运用Gamma过程对柔轮疲劳强度退化进行表征,以此建立考虑强度退化的可靠性优化设计模型,并应用MATLAB对所建优化模型进行求解。结果表明:考虑强度退化的优化设计结果比静态的优化设计结果更加保守。考虑强度退化时,谐波齿轮减速器在初始设计阶段就必须使可靠度高于最低要求值,因此此种情况下得到的谐波齿轮减速器通常更加安全可靠。

基于数字仿真的太阳翼驱动机构结构可靠性定量分析方法

为了在设计阶段就能对空间驱动机构进行可靠性分析评价,以太阳翼驱动机构为例,结合其在空间所受的环境特点,建立机构的力热仿真模型,并完成模型的合理性验证;开展性能设计参数的灵敏度分析,将材料特性参数等关键设计变量作为输入,归纳统计参数分布类型,结合抽样算法,开展迭代计算。根据故障判据和回归拟合算法构建太阳翼驱动机构可靠度、性能和关键设计参数的响应面函数,实现太阳翼驱动机构结构可靠性定量分析。

高分七号卫星太阳翼驱动主动控制方案

低轨遥感卫星太阳翼驱动机构(SADA)普遍采用步进电机驱动,受步进电机不平稳驱动特性的影响,卫星平台的姿态稳定度很难进一步提升。为了满足高分七号卫星姿态稳定度需求,降低驱动机构转动对卫星姿态带来的影响,提出了应用永磁同步电机(PMSM)直接驱动的高稳定度太阳翼驱动主动控制方案。针对传统比例积分(PI)控制器存在稳定裕度低且易与太阳翼低阶模态耦合的特点,提出了一种相位补偿策略。高分七号卫星应用结果表明:太阳翼驱动主动控制方案及其相位补偿控制策略能有效降低太阳翼驱动过程中的转速波动,抑制对卫星产生的姿态扰动,可为后续其他高分辨率卫星设计提供参考。

永磁同步电机驱动太阳翼扰动力矩建模与仿真

建立太阳翼驱动机构(SADA)永磁同步电机的电磁方程,并利用固定界面模态综合法建立SADA驱动太阳翼耦合系统的振动方程;设计模拟柔性负载,对SADA驱动该柔性负载的扰振力矩进行仿真分析。结果表明,SADA驱动柔性负载运行过程中所产生扰振力矩主要由两个原因引起:1)电流噪声引起的力矩波动;2)控制参数选取不当引起的转角波动。

基于可靠性安全系数的折叠展开机构可靠性分析

太阳翼系统是卫星的重要组成部分,其故障可能导致卫星无法正常运行,保证卫星太阳翼机构的可靠性具有重要意义。为了实现折叠展开机构的可靠性优化设计,首先,介绍卫星太阳翼机构的重要性及其可靠性的研究现状,提出基于可靠性安全系数的卫星太阳翼展开可靠性分析方法;其次,研究基于可靠性安全系数的概念,并推导其表达式;最后,以某型卫星太阳翼机构参数为例进行展开运动分析计算,验证所提方法的合理性和可行性。该方法可为卫星太阳翼机构及其他类似机构的可靠性设计提供有益参考。

太阳翼重复折展锁解机构设计方案的模糊评判

结合航天器太阳翼重复折展锁解机构的应用背景,根据星载机构的设计原则,提出太阳翼重复折展锁解机构的六种设计方案。基于多层次模糊综合评判原理,建立该机构多层次评价指标。以专家意见为依据,采用层次权重决策分析法确定太阳翼重复折展锁解机构各影响因素的权重系数,用加权平均型算子对各方案进行二级模糊综合评判,研究表明自平衡固定自锁双级螺旋式重复折展锁解机构为最优设计方案,为后续太阳翼折展锁解机构的研究提供依据。

太阳翼驱动机构的故障模式影响分析与时变可靠性研究

作为航天器在轨运行时能量与信号的传输通道、姿态的调节器,太阳翼驱动机构的可靠性直接决定了航天器的工作寿命。传统机械可靠性分析并没有考虑到太阳翼驱动机构性能退化和载荷既具有随机性又具有时间相关性的因素,从而导致常规基于广义应力-强度的可靠性分析方法只能得到一个确定的可靠度值,这并不能完全反映太阳翼驱动机构可靠性随时间变化的情况。在对太阳翼驱动机构进行不确定性分析及故障模式影响分析的基础上研究了其失效判据,建立了一个高精度且与实际更相符的时变可靠性模型,从而构建起一体化的时变可靠性模型技术体系和理论方法,为实现太阳翼驱动机构可靠寿命设计一体化目标以及其质量提升提供理论基础和技术支撑。

高分七号卫星控制分系统设计及在轨验证

针对高分七号(GF-7)卫星控制分系统高精度姿态确定、姿态控制和快速机动的需求,文章采用星敏感器相对基准标定,将甚高精度星敏感器与前后视相机进行一体化安装的布局方式,并采用了数传天线轨迹平滑和干扰力矩补偿算法控制天线,采用高刚度高稳定度太阳翼驱动机构(SADA)控制太阳翼,从而实现了卫星的高精度姿态确定和高稳定度姿态控制。经在轨验证,结果表明:姿态稳定度小于0.00006(°)/s,优于姿态控制分系统的指标要求,可为遥感卫星姿态控制分系统设计提供参考。