自旋挠性航天器非约束模态动力学特性研究

在研究挠性航天器动力学问题时,关注的问题是挠性航天器系统的刚柔耦合作用问题,即航天器挠性附件的振动可能会造成航天器运动失稳。针对中心刚体-双侧大挠性结构的自旋航天器,提出了航天器帆板结构的梁式简化模型,建立了一种非约束模态动力学模型。本研究考虑受到万有引力作用,探讨自旋挠性航天器非约束模态的动力学建模及动态特性。首先利用欧拉方程和哈密顿原理建立了自旋挠性航天器动力学方程,方程解释了刚性模态和弹性模态之间的耦合;然后进行了模态离散化,分别在约束模态和非约束模态下对特征值问题开展研究,对频率和相关振型进行了定量比较;最后进行了数值仿真,求解了自旋挠性航天器非约束模态特征值问题,比较约束模态与非约束模态之间的差异,并用有限元进行验证,得到了随着梁长度的增加,即刚柔惯量比、质量比的减小,非约束模态比约束模态更加准确的结论。

挠性卫星在轨非约束模态计算研究

给出了一种适合工程应用的挠性卫星在轨模态计算分析方法:先通过地面试验对有限元模型进行校核,求出挠性附件约束模态结果,再结合整星动力学将约束模态转换成非约束模态结果。实例计算结果表明该方法能够准确计算挠性卫星在轨模态。工程中卫星在轨模态频率计算误差可在15%以内。

柔性机械臂模型非约束模态降维绝对误差准则

描述柔性结构振动的非约束模态展开方法仅考虑结构参数而不考虑外部作用力,当外部驱动力频率与非约束模态的某几阶频率相等或者相近时,这样的处理将影响动力学响应的近似精度。针对此问题,且考虑到任意驱动力都可以用傅里叶分析的方法将其等效为无穷多个正弦力的叠加,提出了一种正弦力作用下基于非约束模态降维的绝对误差准则。采用有限元法描述柔性机械臂的弹性变形,应用拉格朗日法建立其动力学方程,并用非约束模态降维模型与其作对比,仿真验证了所提出的非约束模态选取准则的正确性。

挠性结构的约束模态及非约束模态解法

针对现代空间飞行器具有大型挠性附件的特点 ,使用约束模态和非约束模态分别进行求解 ,建立了带挠性附件的空间飞行器的约束模态模型 ,使得对挠性结构的控制成为可能。最后计算了几种情况的约束模态和非约束模态频率 。

柔性臂约束/非约束模态降维模型精度分析

针对柔性机械臂约束、非约束模态降维的动力学绝对误差问题,可采用有限元法描述柔性变形,并应用拉格朗日法建立其动力学模型,分别利用约束和非约束模态进行降维,来比对两种降维方法的绝对精度。仿真结果表明:约束、非约束模态降维模型都具有较高的动力学精度,取相同阶数的非约束模态动力学精度更高,而约束模态的误差具有随时间累积的特点。

挠性航天器动力学模型的非约束模态分析

挠性航天器动力学建模中的挠性耦合影响系数是动力学建模中的重要力学概念,它反映了航天器姿态和轨道运动与挠性附件的弹性振动效应.挠性耦合影响系数间的恒等式关系,即惯性完备性准则,是挠性航天器动力学模型降阶和模态截断的重要依据.以中心刚体带挠性附件航天器为研究对象,采用约束模态和非约束模态法描述挠性附件结构变形,利用欧拉–拉格朗日方程建立挠性航天器的动力学模型.基于Hughes的研究成果,对挠性航天器的非约束模态恒等式及其用于动力学模型降阶的惯性完备性准则进行了证明和应用研究.探讨了两种动力学模型惯量间的关系,并利用约束模态惯性完备性准则,推导了非约束模态惯性完备性准则.最后,对中心刚体带双侧太阳帆板和带单侧太阳帆板构成的挠性航天器模型进行数值仿真计算,求出挠性附件非约束模态平动耦合系数,分析了非约束模态特征值和平动耦合系数随着刚柔质量比的变化情况,并尝试用非约束模态惯性完备性准则的质量特征恒等式对挠性航天器模型进行了检验.

单翼太阳帆板航天器非约束模态动力学建模及特性研究

针对中心刚体-单翼大挠性结构的航天器,建立了一种非约束模态展开的动力学模型。探讨挠性航天器非约束模态动力学建模及动态特性,首先利用哈密顿原理建立了挠性航天器动力学方程,然后进行了模态离散化,分别在约束模态和非约束模态下讨论相关的特征值问题,非约束模态采用瑞利里兹法,求解了单翼挠性航天器的特征值问题,最后进行了数值仿真,比较约束模态与非约束模态之间的差异,并用有限元软件进行对比验证,得到了随着太阳能帆板长度的增加,即刚柔惯量比的减小,非约束模态比约束模态更加贴近实际情况的结论。

基于非约束模态的中心刚体-Timoshenko梁动力学建模与分析

梁的横向变形会导致梁纵向缩短,建模过程中考虑梁横纵变形二次耦合项则存在动力刚化现象,这说明梁的纵向变形会对模型的广义刚度造成影响.对于做旋转运动的梁结构,旋转运动时还会受到离心力的作用而产生轴向拉力,轴向拉力同样也会引起梁的轴向变形,这种影响对粗短梁更加明显.以大范围运动中心刚体-Timoshenko梁模型为研究对象:首先,运用Timoshenko梁理论以及Hamilton原理建立含离心力的动力学模型;其次,引入非约束模态概念,采用Frobenius方法求解非约束模态振型函数以及固有频率;最后,通过数值仿真探究不同恒定转速时非约束模态与约束模态广义刚度的差异和非约束模态条件下离心力对模型的影响.

基于非约束模态刚柔耦合系统的动力刚化分析

以挠性航天器为研究对象,引入非约束模态概念,建立了含有动力刚化效应的刚柔耦合动力学模型。首先,根据Hamilton变分原理建立挠性航天器动力学模型;然后,根据非约束模态正交性分离振型,得到离散化的非约束模态的动力学模型;最后,对给定激励下动力学方程仿真,并与约束模态情况进行对比。仿真结果表明:非约束模态一次动力学模型的广义刚度随航天器转速提升而增大,且随转速的提升更加明显,出现动力刚化现象,非约束模态零次动力学模型广义刚度随航天器转速的提升出现为负的情况,不存在动力刚化现象;基于非约束模态一次动力学模型挠性附件的响应振幅较约束模态刚柔耦合系统小,且随航天器转速的提升同样不会出现发散情况,适用于航天器在任何转速情况下建模。非约束模态零次动力学模型挠性结构振动振幅随转速的提升出现发散情况,即便非约束模态建模方法优于约束模态,非约束模态零次模型也不适用于航天器高转速情况。

挠性航天器非约束模态动力学模型的降阶研究

针对中心刚体-挠性附件的挠性航天器,应用拉格朗日方程推导出动力学模型,再利用模态展开法得到非约束模态动力学方程,然后分别基于模态价值分析准则和内平衡降阶准则的相关理论探讨模型降阶。通过模态价值分析准则能够显示出各阶模态占系统总价值的份额,保留贡献较多的模态组成降阶系统。内平衡降阶准则通过非奇异线性变换,将系统模型转换为内平衡系统,在内平衡系统内舍掉Gram矩阵对角线上较小的值所对应的模态以构成降阶系统。最后,利用数值仿真对中心刚体-单侧挠性梁航天器的非约束模态动力学模型进行模型降阶,通过两种准则对系统模型降阶数值计算,结果表明两种降阶准则均能够有效地对原系统进行模型降阶。

挠性航天器动力学建模的非约束模态频率分析

为了更准确地反映航天器挠性附件振动模态,采用非约束模态研究方法,对挠性航天器系统进行分析。先应用拉格朗日法建立挠性航天器系统动力学方程,通过动力学方程求解系统固有频率,再结合有限元软件进行比较验证,结果表明了该方法的可行性。在此基础上,研究分析了中心刚体和挠性帆板惯量对航天器系统频率特性的影响。

大范围刚体运动对柔性梁模态形函数的影响分析

采用变量代换和变量分离的方法导出了回转柔性梁计及大范围运动的所谓非约束模态和相应的频率方程 ,与常规的约束模态进行了对比分析。

两种模态方法在弹性手臂振动分析中的应用

本文以单杆弹性机械手臂为例,将约束模态法和非约束模态法应用到弹性手臂的振动分析中,比较了两种方法所得到的结果,并提出了约束模态法适用的条件。

单翼大挠性航天器全局模态动力学建模及试验

针对小中心刚体-单侧大挠性结构构型的航天器,通过定义广义全局模态振型,提出一种全局模态动力学模型。采用统一形式描述整体刚体运动和整体挠性变形,基于哈密顿原理推导了全局模态动力学方程,结合瑞利瑞兹法推导了非约束模态频率和模态振型的计算方法。通过仿真和试验校验了全局模态动力学模型的准确性。与有限元模型对比,分析了非约束模态频率随着刚柔质量比和惯量比的变化情况,第一阶模态频率的最大误差为0.003 Hz,说明全局模态动力学模型能够比较准确地描述非约束模态频率;理论模型能够比较准确地描述动态响应,端部横向位移的最大误差为2.6%;基于气浮平台构建了试验系统,理论模型、有限元仿真和物理试验结果均比较接近,说明理论模型准确描述了非约束模态频率随刚柔耦合特性变化的规律。

带滑块的太阳帆航天器刚柔耦合动力学建模与姿态控制

为了对滑块控制的太阳帆航天器的姿态控制进行研究,利用动量矩定理建立了太阳帆的刚柔耦合动力学方程,并利用非约束模态方法,求得了可解的控制学方程,在此基础上提出了90°定向任务这一新的姿态控制任务情景。以90°定向任务为切入点,对带滑块的太阳帆航天器姿态-控制非线性耦合的特点进行了讨论,并针对其给出了一种能够适应这种非线性耦合特征的变增益PD控制器。对90°定向任务进行了仿真,结果表明,当姿态角接近90°时,姿态-控制器非线性耦合程度较强,定增益PD控制器控制效果差。此时,变增益PD控制能够对非线性特性凸显,对定增益PD控制难以实现的90°定向任务进行精确控制,在可接受的控制时间内将姿态角定向为90°。

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.

挠性卫星姿态快速机动控制

挠性卫星在快速机动中既要满足快速性要求,又要抑制挠性附件产生的振动。本文提出了一种基于非约束模态方程的方波序列控制方法,并给出了最小机动时间的方波规划方法。该方法不仅保证机动后无余振,而且满足最快机动的要求,此外,由于控制输出为方波,因而适合卫星上的喷气推力器控制模式和飞轮控制模式。最后通过数字仿真验证了方波序列控制的有效性。

基于模糊PD控制的柔性航天器振动抑制研究

研究柔性结构振动与航天器姿态运动的刚柔耦合的控制问题,采用非约束模态法对柔性航天器构建适合控制器设计的状态空间模型。针对柔性航天器姿态机动控制问题,根据期望姿态角度与实际姿态角度给出的姿态信息得出姿态误差信号,以此信号设计了一种PD控制律。考虑到柔性航天器初始阶段姿态角速度过大的情况,在原有的PD控制基础上,加入了模糊控制,不仅减小了控制力矩输出,而且满足柔性航天器姿态机动要求的同时能有效抑制振动。数值仿真结果表明,所设计的模糊PD控制律是有效可行的,且有良好的控制性能。

柔性多臂机器人机构的建模

本文利用哈密尔顿原理建立了单臂和两臂系统的控制方程，用约束模态法和非约束模态法求解方程．研究了约束模态法的适用性，同时提出了一种双弹性机械臂的实用建模方法．方法简便，能借用单臂系统的程序仿真，也可推广于多臂系统．

太阳帆航天器动力学建模与求解

太阳帆航天器动力学建模与求解是姿态控制与结构振动抑制的基础,具有重要的理论与工程意义。针对带有控制杆和控制叶片的太阳帆航天器,进行结构的合理简化。应用矢量力学基本原理,推导出考虑弹性振动的太阳帆航天器姿态动力学方程,再对其进行简化,分别得到基于控制叶片和控制杆的两类太阳帆航天器的姿态动力学方程,联立太阳帆支撑杆振动方程,结合非约束模态的定义对运行于超地球同步转移轨道的太阳帆航天器动力学方程进行了求解及分析,结果表明所建立的太阳帆动力学模型可准确地描述柔性太阳帆航天器的动力学特性。