基于ADAMS航天器太阳帆板展开与锁定动力学仿真

太阳帆板展开与锁定是航天器入轨后的重要操作之一,正确分析和预测柔性太阳帆板在展开与锁定过程对航天器本体姿态运动的影响是十分必要的。首先利用ANSYS有限元软件建立太阳帆板的有限元模型作为ADAMS中的柔性体,然后基于ADAMS建立了柔性太阳帆板在两种典型常见展开方式下的动力学仿真系统,一种展开方式为两侧太阳帆板同时展开;另一种展开方式为先展开一侧太阳帆板,经过一段时间稳定后再展开另一侧,分别仿真分析了这两种展开方式下太阳帆板展开与锁定过程的动力学性能以及航天器本体的姿态变化;设计了一种太阳帆板锁定机构,仿真结果表明这种锁定机构满足功能设计要求,对工程设计有一定的参考意义。

一种薄膜航天器展开与锁定机构设计验证

介绍了一种基于空间应用标准的可自动展开锁定的新型薄膜航天器展开与锁定机构研究情况。该机构集展开与锁定功能于一体,简单可靠。依托于兰州空间技术物理研究所新型薄膜航天器平台技术项目,研制了演示样机,并进行了地面试验。详细介绍了展开与锁定机构的工作原理,建立了动力学模型,并对影响地面试验结果的因素进行了分析,提出了相应的解决措施。结果表明所设计的机构满足项目要求,为中国超大型薄膜航天器的应用奠定了基础。

太阳帆板故障模式展开动力学仿真

基于ADAMS软件,对柔性太阳帆板展开与锁定过程进行了动力学仿真分析,详细地研究了太阳帆板展开与锁定过程对航天器本体姿态运动的影响,并且重点研究了两种典型故障模式下太阳帆板展开与锁定过程对航天器本体姿态运动的影响,一种故障模式为一侧两块太阳帆板故障,另一侧太阳帆板正常展开;另一种故障模式为有一块太阳帆板展开机构故障,由同步机构协调展开。给出了航天器本体姿态运动以及太阳帆板展开过程动力学特性等仿真结果,并初步提出了故障模式下的动力学辅助展开策略的建议,对航天器姿态控制系统的设计以及地面试验提供了参考和依据。

阻尼器对卫星太阳翼锁定冲击力矩影响的研究

在卫星太阳翼系统建模的基础上,利用多体动力学分析软件MSC.ADAMS对太阳翼展开过程进行了动力学仿真分析。对展开过程中帆板之间的冲击力矩变化进行了考察,分析了阻尼器在不同位置的情况下,锁定过程中的锁定冲击力矩的变化,评估阻尼器的抑振效果,从而确定阻尼器安装的最佳位置。

卫星太阳翼阻尼器参数选定方法

为了研究阻尼器参数(位置、数量及阻尼大小)在锁定过程中对锁定冲击力矩及帆板展开到位过程中对卫星姿态角的影响,在卫星太阳翼系统建模的基础上,利用MSC.ADAMS动力学软件对太阳帆板展开过程进行了仿真分析,对展开过程中帆板之间的冲击力矩以及卫星姿态角变化进行了分析.结果表明:在连接架与帆板间施加单阻尼器可以有效地减小帆板间的锁定冲击力矩及卫星姿态角变化.对各种工况进行了分析、总结,提出了阻尼参数的选择方法.