太阳翼机构模拟微重力展开过程预测及不确定性量化

在地面微重力环境中模拟太阳翼机构展开实验,为发现潜在问题并实现精确重力卸载调控,提出一种利用高保真刚柔耦合模型生成数据集训练神经网络,再对机构展开过程位姿进行预测及不确定性量化的方法。首先,概率盒法表征观测数据混合不确定性,采用变分贝叶斯-蒙特卡洛法对太阳翼刚柔耦合模型进行不确定性参数修正,建立其高保真刚柔耦合模型。然后,采用高保真模型生成数据集训练测试NAR神经网络,生成预测误差集,并采用误差集训练NARX网络。最后,用NAR网络预测太阳翼展开过程位姿参数,再将预测值输入NARX网络,给出预测值的不确定性量化区间。仿真和实验算例表明,所提方法预测精度高、不确定性量化合理、求解速度快,证明了其有效性和鲁棒性。

星载紫外相机空间目标探测能力研究

卫星在发生由太阳翼导致的季节性闪烁时反射光谱会向短波偏移,波长更短的紫外段在空间目标太阳翼探测中具有潜在优势。针对空间目标探测,建立了空间目标探测信噪比和探测距离模型。针对模型中影响最大的材料特性,测量了典型卫星材料、太阳翼电池材料等紫外和可见光段的光谱反射率,也分析了模型中探测器和深空背景等其它影响因素。以“实践五号”和“天网5D”卫星为例,验证了紫外在太阳翼探测上的确存在显著优势。结果表明,相对于卫星主体可见光探测,太阳翼紫外探测信噪比增强1.3~1.6倍,由紫外和可见光复合探测距离可提升1.5~1.8倍。并且紫外在临边、掩星模式下,以及卫星变轨中发动机尾焰的探测中较可见光具有明显技术优势,因而紫外探测在空间目标探测中具有明显的费效比和探测能力优势。

基于ANCF的挠性太阳翼动力学建模及模态辨识研究

可展薄膜结构平面太阳翼由于极具纤薄和轻柔的特性,导致其动力学性能参数显得相当复杂.为全面、准确地明晰大挠性太阳翼动力学特征对新型百公斤级低轨卫星姿态控制性能的影响,采用ANCF(absolute node coordinate formulation)索梁模型和ANCF薄膜单元构建主要挠性附件,基于索梁预应力建立大型空间可展结构的动力学模型.通过建立的动力学模型,综合考虑太阳光压力、气动阻力、重力梯度力矩和地磁力矩在内的复杂空间环境干扰,采用复模态指示函数(complex mode indication function,CMIF)进行薄膜结构平面太阳翼模态参数在轨辨识的研究.辨识结果与仿真分析结果的对比表明,CMIF方法能够有效地识别可展薄膜结构平面太阳翼的低阶固有模态,为该技术的工程实施提供了坚实的理论研究基础.

空间长方形绳网展开动力学及多参数特性分析

空间绳网系统是一种针对空间碎片的柔性捕获系统,针对带有太阳翼的空间目标,提出一种用于捕获目标主体的长方形绳网。为分析其展开效果,建立有限元模型,通过对比地面试验结果来验证有限元模型的可靠性。建立长方形绳网的评价指标,并通过各项评价指标对比不同牵拉模式、牵引绳分布圆直径及牵引体发射角度下的绳网展开特性。结果表明:仿真结果与试验结果吻合,有限元模型可靠;在八点牵拉、十点牵拉和十二点牵拉3种模式下,十点牵拉所能达到的展开效果最好;牵引绳分布圆直径增大,所能达到的最大展开面积和保形距离减小,展开距离增大;牵引体的发射角度增大,长方形绳网的最大展开面积和保形距离增大,展开距离减小。

聚酰亚胺薄膜与碳网格共固化基板成型工艺研究

为满足未来深空探测对航天器太阳翼基板更高的耐温性需求,提出一种新型的太阳翼基板成型工艺方法:聚酰亚胺薄膜与碳网格面板共固化成型。重点研究了聚酰亚胺薄膜与网格面板的剥离性能、网格面板的拉伸性能、蜂窝夹层结构的弯曲性能、共固化基板的耐温性能,并与J-133胶粘贴聚酰亚胺薄膜的传统工艺进行对比。结果表明,共固化工艺的聚酰亚胺薄膜剥离强度约为传统工艺的2倍,且在140℃下的各项力学性能保持率均大于87%,具有很好的耐温性;共固化基板在经历-100~140℃热真空试验后,外观质量及各项性能均合格,满足太阳翼基板耐140℃及以下空间环境的使用需求。

全碳纤维复合材料太阳能无人机机翼结构优化设计

针对大展弦比太阳能无人机的性能要求,开展碳纤维复合材料太阳能无人机机翼的优化设计。选用NACA4412为基准翼型,利用xfoil软件作为气动计算软件,基于NSGA-Ⅱ优化算法进行翼型优化。在此基础上对机翼进行三维建模,采用CFD软件进行气动特性分析,并利用ANSYS Workbench静力学模块对机翼进行流固耦合分析。结果表明:翼型优化后,升力系数提高4.20%,阻力系数降低8.74%,升阻比提高14.18%;在气动载荷作用下,从翼根向翼尖方向压力逐渐增大,翼尖处最大压力相对外界大气压力为242 Pa;在外载荷作用下,最大应力显示在翼根附近,为61.397 MPa,翼变形的最大值为40.262 mm,整体满足太阳能无人机的允许变形量在5%以内即翼尖变形不得大于半翼展长度值的5%的刚度要求。研究结果可为碳纤维复合材料太阳能无人机设计和研制提供理论参考。

国外空间太阳电池阵先进制造技术综述

为达到经济、科学、军事等领域的深层次发展,近年来,世界先进航天强国在卫星系统建设方面纷纷展开竞争。空间太阳电池阵作为卫星唯一在轨能量来源,以SpaceX为代表的众多公司均对其需求量呈现井喷式增长,在运用机器人、先进检测技术之外,国外空间太阳电池阵研制厂商也在通过大数据采集应用、数字孪生等先进辅助制造技术进行太阳电池阵智能化研制模式升级,以满足卫星整体批量化发射要求。

模拟伪装卫星太阳翼构型研究

文章针对高功耗、长期在轨的低散射模拟伪装卫星对大面积外伸太阳翼的需要,开展了太阳翼构型低散射优化设计研究。太阳翼作为卫星最大的外伸结构,是航天器雷达散射截面(RCS)的主要贡献源之一。面向地面雷达探测,设计了一种低散射模拟伪装星体结构,研究了大面积外伸太阳翼的散射特性缩减方式,设计了不同展开构型的太阳翼并对其散射特性进行了研究。结果表明,在相同的展开面积下,所设计的1∶10展开构型、圆展开及多边形展开式太阳翼相比传统太阳翼在RCS曲线上表现出更少的尖峰,更适用于具有低散射需求的模拟伪装卫星。

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。

小卫星太阳翼铰链对挠性动力学方程耦合系数的影响

针对小卫星太阳翼机械系统产品选型时,展开机构的铰链类型、铰链刚度对卫星挠性太阳翼系统动力学方程中耦合系数影响规律不明确的情况,文章首先建立带挠性太阳翼的振动方程,给出使用动力学方程中的参量计算附件平动、转动耦合系数的公式;然后,基于小卫星常用的两种铰链类型以及铰链不同刚度,采用有限元法,对比相同卫星构型下铰链对太阳翼展开模态的影响;并获取相应的太阳翼振型、质量与质量元位置参数;最后,以某小卫星太阳翼为例,基于动力学方程中的耦合系数计算方法,采用输出参量与数据处理软件相结合方式,开展了不同铰链对耦合系数和铰链选型的影响分析。结果表明:文章分析的不同铰链、刚度的太阳翼结构参数以及耦合系数变化规律,对于铰链的设计和选型具有理论参考价值。

具有柔性太阳翼的平板卫星姿控系统设计与验证

灵犀03星是银河航天研制发射的国内首颗使用面积超过20 m^(2)柔性太阳翼的平板卫星,相比于传统卫星,一方面柔性太阳翼振动会给姿态控制系统带来低频扰动,另一方面卫星采用单翼非对称结构使得所受的干扰力矩是常规卫星的50倍以上.针对灵犀03平板卫星结构和布局的特点,设计一种融合低通滤波PID控制器(PIDT)与结构滤波器相结合的姿态控制器,该控制器以频带隔离为基础,降低太阳翼模态频率处的响应,保证控制精度的同时抑制太阳翼振动,仿真结果表明,该控制器可实现姿态控制精度0.03°(3σ),稳定度0.005(°)/s(3σ)的指标要求.

面向太阳翼对接的调姿机构模糊自适应阻抗控制

为了实现航天器与太阳翼的柔顺对接,以六自由度并联调姿机构为研究对象,提出了一种基于阻抗控制的接触力控制策略。首先,建立了对接件与待对接件间的阻抗模型,将接触力误差量转换为位置修正量。其次,基于阻抗控制,引入了自适应控制器,解决了阻抗控制目标参数固定的弊端,提高了控制系统对环境的适应性。同时,加入了模糊控制器,实时在线调节阻抗参数。最后,基于Adams和Simulink进行联合仿真,仿真结果验证了所提方法的有效性。

面向某太阳能无人机机翼的梁结构设计制造与验证

太阳能无人机机翼具有典型的低翼载荷、大柔度、大展弦比特征,翼梁作为机翼的主承力结构,其承载能力与重量要求十分严格。如何提高翼梁结构承载效率,达到承载能力与重量的综合平衡,并实现大尺寸复合材料翼梁的整体化设计与制造,是太阳能无人机翼梁结构研究中的关键技术问题。本文首先针对太阳能无人机复合材料翼梁设计提出了一种快速选型及优化设计方法,该方法通过计算梁不同截面的承载能力来确定设计参数,同时考虑了铺层对称性、应变约束及稳定性约束,能够避免在方案阶段建立全机有限元模型并进行反复迭代计算,从而提高了翼梁结构的设计效率。其次,针对大尺寸复合材料圆管梁结构,提出了一种新型的专用成型方法,基于阴模成型实现了翼梁整体化制造并保证了制件成型质量,为类似的大型复合材料结构的制造工艺提供了参考。最后,开展了2 m量级圆管梁静力试验,典型截面的应变结果与设计结果误差不超过10%,验证了此快速优化设计方法的适用性。

具有较大折展比的仿生可展机构的折叠特性分析

甲虫飞行的运动学特性不仅可以指导扑翼微型飞行器的设计,其后翅柔顺的折叠机理有利于设计大折展比的仿生可展刚性折展机构。文中基于甲虫后翅的折痕图案和折叠线的分布特性构造仿生等效折纸模型,分析了其刚性和可折叠性。设计了由四边形板和铰链构成并具有单自由度的可折叠太阳能板。然后使用ADAMS软件数值模拟可展机构的运动特性,确定了所设计模型的可展能力。所提出的仿生可展机构具有广泛的通用性,可以应用于可变翼机器人的翅翼优化设计。

基于响应面法的刚性太阳翼可靠性分析

为保证刚性太阳翼的服役安全性,探明其运动过程中可靠度的变化规律,提出了基于响应面法的可靠性分析流程。首先,对刚性太阳翼的结构组成和工作原理进行剖析,明确了可靠性分析的评价指标;其次,对刚性太阳翼的结构进行仿真分析,并建立了以根部铰链阻力距、板间铰链阻力距、钢丝绳刚度以及时间为输入,帆板展开角度差为输出的响应面模型;最后,推导了刚性太阳翼帆板角度差阈值区间范围,并基于极限状态方程进行了可靠性分析。结果表明:所提方法能够有效地量化刚性太阳翼帆板角度差随时间的波动规律以及运动过程中可靠度随时间的变化规律,可为其进一步优化提供理论参考。

太阳翼压紧杆预紧力对其结构特性的影响

国内太阳翼预紧力绝大多数由压紧释放装置中的压紧杆提供,在卫星发射阶段,当太阳翼压紧杆的预紧力不足时,太阳翼与卫星本体会出现耦合现象,对太阳翼的结构特性和在轨展开产生一定的影响。文章提出采用有限元仿真计算与振动试验相结合的方式对太阳翼压紧杆的预紧力进行研究,针对某型号太阳翼完成了振动试验。试验结果表明:压紧杆预紧力由3000N递减到1000N时,太阳翼一阶频率减小约7Hz,同时太阳翼的最大响应值增大约0.5g,最大响应值较输入值X方向放大约20倍,Y方向放大约7倍,Z方向放大约17倍。因此,振动试验获知的数据可以更准确反映太阳翼压紧杆预紧力对其结构特性的影响。

载人航天器太阳翼多姿态输出能力建模及分析

载人航天器太阳翼在轨运行期间除正常对日定向转动外,根据飞行任务要求可能需要工作在α轴水平归零或垂直归零等特殊状态。在特殊工作模式下,太阳入射角和太阳翼的输出能力变化曲线更加复杂。建立太阳入射角与轨道角、太阳高度角、β轴转角等变量的数学模型,分析太阳入射角的变化规律,并结合光照区时长,建立太阳翼在轨输出能力的预测模型。与实际飞行数据相比较,表明该模型可较为准确地评估特殊工作模式下太阳翼的输出能力,可用于在轨整舱能量平衡分析,为飞行任务计划安排提供参考。

基于广义能量法的充气式快速部署无人机翼载荷设计分析

为完成充气式快速部署太阳能无人机总体设计,首先,考虑箭载发射或机载投放等快速部署方式对无人机尺寸和质量的限制,从飞行器翼载荷可行域的角度出发,基于广义能量法,建立了充气式太阳能飞行器能源动力模型、全天及夜晚能量平衡下的翼载荷边界模型;其次,研究了光伏电池转换效率及铺装率、储能电池能量密度及功率因子等参数对其翼载荷可行域的影响,分析了各参数间的耦合关系;最后,对比了常规、充气式太阳能飞行器翼载荷可行域。研究结果表明:充气式太阳能无人机翼载荷可行域受光伏电池转换效率、储能电池能量密度及功率因子的影响较大,光伏电池的铺装率对翼载荷可行域的影响较小;在不同翼型下,充气式太阳能无人机的翼载荷可行域明显大于常规太阳能无人机的翼载荷可行域,且充气式太阳能无人机最大飞行高度明显比常规太阳能无人机的大。

收拢压紧柔性太阳翼电池片应力影响因素研究

在压紧机构压紧力以及发射阶段加速度工况载荷共同作用下,收拢压紧状态的柔性折叠式太阳翼的太阳电池板上电池片的应力应满足力学强度要求。文章采用有限元方法对电池片应力主要影响因素,包括聚酰亚胺泡沫布局和厚度、聚酰亚胺泡沫力学性能、盖板结构及埋件形状等进行计算分析;总结降低收拢压紧状态下柔性太阳翼压紧点附近电池片压应力的主要来源途径,为柔性折叠式太阳翼的工程研制提供设计分析思路。

基于等效模型的空间站大面积柔性太阳翼结构优化设计

针对大面积柔性太阳翼的结构优化设计问题,基于弹簧质量等效模型,采用试验设计法(DOE)构造数值代理模型,并对太阳翼一阶频率进行敏感性和主效应分析,得出影响太阳翼基频的主要变量因素。采用多岛遗传算法(MIGA)全局寻优和设计非线性序列二次规划(NLPQL)梯度算法,在满足总质量降低的约束条件下,提高柔性翼一阶频率。结果表明:该方法能够高效地实现太阳翼结构优化设计,在研制初期有助于快速确定太阳翼的结构方案,这对于中国空间站太阳翼的成功研制可起到重要的作用。