空间充气管展开动力学研究进展

最近空间充气展开结构引起了人们的广泛关注, 这是因为空间充气展开结构具有折叠体积小, 重量轻和展开可靠性高等优点, 于是一些空间计划也开始考虑利用充气展开结构的优势.然而, 在空间充气展开结构应用到太空之前还有一些重要的问题需解决, 其中之一就是控制和掌握充气展开结构的充气展开动力学特性.充气管用于驱动展开并支撑空间结构是一种重要的构件. 围绕充气管在展开过程中的动力学问题, 详细地综述了近20年来国际上的研究进展情况. 首先讨论了有关的充气展开模型, 包括非线性铰链模型、卷曲折叠管展开模型、控制体积模型、能量法模型和流-固耦合模型等.然后介绍了有限元模拟研究进展, 并分别评述了$Z$形、卷曲、多边形以及变直径伸缩等折叠管的充气展开实验研究. 文章最后指出了充气管的充气展开的理论、有限元模拟以及实验在今后值得关注的研究方向.     

空间充气展开结构动态分析研究进展

空间充气展开结构是一种以薄膜材料为主构建而成的新型结构, 可用于构建大型的天线、太 阳能集中器、太阳帆等空间结构, 为空间结构的大型化提供了一条有效的解决途径.其动态 特性是充气展开结构设计过程中必须考虑的问题, 动态分析测试技术一直是充气展开结构研 究过程中的关键问题, 由于充气展开结构在材料、结构形式及工作环境等方面的特殊性, 使 得其动态分析和测试技术出现了很多新的问题.目前充气展开结构动态分析的研究方法主要 集中在两个方面：实验研究和数值模拟.实验研究主要是针对充气薄膜结构的特点, 由接触 式的测试手段向非接触式的测试手段发展, 但实验研究在真空和微重力环境的模拟上面临着 很大的问题.数值模拟研究可以有效的模拟结构在真空和微重力环境下的动态行为, 并可分 析重力、空气和褶皱等因素对结构振动特性的耦合影响.本文综述了空间充气展开结构动态 分析的实验研究和数值研究的发展和现状, 并讨论了其中存在的问题, 在此基础上指出了该 项研究的发展趋势.     

基于CV法的空间薄膜充气管的展开速度分析

为了有效控制充气薄膜结构模拟过程中的展开速度,本文首先从CV法(控制体积法)的基本理论入手,通过改变材料和结构的相关参数,对模型的设置进行了改进,以研究影响充气结构展开速度的因素;其次将两种不同充气速率对充气管展开速度影响的模拟结果与实验结果进行了对比,发现数值结果与实验结果趋势基本相同,从而验证了CV法的可行性;最后研究了材料参数、充气温度、排气面积等参数对充气管展开速度的影响。研究发现:充气速率越大,充气管的展开速度越大;材料的弹性模量影响较小;质量密度越大、温度越低、排气孔的面积越大,则充气管的展开速度越低。因此,从充气结构的材料本身和结构模型考虑,选用高密度材料、采用较低的充气温度、加大气囊的排气面积均能有效降低充气结构的展开速度,从而为充气结构的设计和应用提供参考。     

卷曲折叠充气管展开实验研究

运用气垫导轨模拟微重力条件,通过实验研究了卷曲折叠充气管在不同充气速率条件下的展开动力性能,以及不同的充气方式、不同的卷曲形式等对充气管展开性能的影响,研究表明,随着充气速率、充气方式和卷曲形式的变化,充气管端部的动力性能、管内“充气铰”的大小和展开的半径以及＂增压滞后＂现象等都发生相应的改变;且充气速率越大,充气管展开端的速度就越大。最后,本文还对不同材料的充气管的展开性能进行了研究,发现充气管内壁用钢卷尺加强,成为充气硬化（STR）管后,不仅能提高充气管的屈曲承载力,还能改善充气管的展开性能。     

基于摄影测量法的薄膜褶皱实验研究

采用非接触式的测试方式摄影测量法对薄膜褶皱进行了实验研究.建立了剪切薄膜褶皱的分析模型,并基于摄影测量法对该模型的褶皱变形模式进行了实验研究.摄影测量法是通过对不同角度上相机拍摄到的同一靶点的图像信息进行处理,可以得到相应靶点的三维坐标,从而实现对微小变形的非接触式的测量.通过摄影测量法得到了剪切薄膜褶皱的变形模式.实验研究表明,在剪切距离增大的情况下薄膜褶皱的数量保持不变,但是褶皱面外变形幅度随着剪切距离的增加而增大.试验结果与数值分析结果具有相关性,摄影测量法适合于薄膜结构微小面外变形的非接触式测量.     

空间薄膜结构的褶皱形变预测

空间充气结构技术是一项全新的空间结构构建技术,基于该技术的空间充气结构是未来空间任务的主要需求对象．该结构主要由薄膜构成,因此结构形面精度的保持是关键问题．褶皱是薄膜特有的现象,它的存在会严重影响结构形面精度,因此进行褶皱研究很有必要．根据屈曲理论联合薄膜褶皱的实际构型建立了薄膜结构褶皱的预测模型,分析了矩形平面薄膜受面内水平剪切情况下的褶皱,得到了褶皱幅度和褶皱波长以及薄膜结构产生褶皱时的临界压缩应力,通过与已有文献结果及本文实验结果的比较验证了该分析方法的有效性和结果的正确性．     

轴向拉伸作用下超弹性管充气失稳的内压和形貌研究

超弹性管充气局部失稳现象与生物工程中动脉瘤形成机理相似。本文以两端密封的超弹性管为研究对象,从实验和理论两方面研究其在轴向拉伸作用下充气时的失稳现象。实验采用高频压力传感器测量充气过程中超弹性管内部压力的变化,高速摄像系统同步记录形貌变化的图像,分析超弹性管的几何尺寸和轴向拉力的改变对失稳临界压力的影响。基于连续介质力学理论,建立超弹性管充气时的控制方程并运用打靶法求解,理论分析轴向拉力与几何尺寸对超弹性管充气失稳的影响,并与实验结果比较;同时,预测超弹性管在任意时刻的形貌变化,分析特征点的变化趋势。     

充气结构与流场的耦合求解方法

针对一种充气前缘增升技术,建立了其充气结构与流场耦合作用的运动方程.将方程写成状态空间形式,采用时域推进方法求解.对使用了变前缘增升技术的NACA 63-212翼型进行了充气结构静变形的数值计算,结果表明充气结构的刚度对翼型的气动特性有明显影响.与原翼型相比,在不考虑充气结构变形时,该增升技术大约能使翼型的失速迎角增加30%,最大升力系数增加22%;考虑结构变形后增升效果有所降低.刚度较低的薄膜在前缘吸力峰的作用下会隆起形成鼓包,容易引起流动分离.     

DYNAMIC ANALYSIS OF SPINNING DEPLOYMENT OF A SOLAR SAIL COMPOSED OF VISCOELASTIC MEMBRANES

近年来, 可用于航天器推进的太阳帆自旋展开技术引起人们广泛关注. 这类太阳帆可视为由中心旋转毂轮、若干柔性绳索、太阳帆薄膜和集中质量等组成的刚柔耦合多体系统.为了对系统中的太阳帆薄膜进行建模, 提出了基于绝对节点坐标方法描述的黏弹性薄板单元, 并对其有效性进行了验证.针对简化的"IKAROS"自旋展开太阳帆系统, 采用结合自然坐标方法与绝对节点坐标方法的绝对坐标方法对其进行建模, 采用广义-α方法对大规模系统动力学方程进行求解.研究了黏弹性太阳帆薄膜自旋展开过程的动力学特性, 讨论了薄膜的黏弹性阻尼对自旋展开过程的影响规律.     

考虑气压效应平流层平台柔性飞艇变形分析方法与特征研究

为研究气压对平流层飞艇变形性能的影响,基于铁木辛柯梁分析理论,将低阻尼流线形飞艇假设为分段等截面充气梁,采用叠加法推导了考虑气压效应的柔性飞艇总体挠度计算式。同时,将柔性飞艇作为预应力薄膜结构,应用ANSYS软件,采用小杨氏模量法进行充气预应力找形,并基于找形结果进行载荷下非线性变形分析。在此基础上计算了飞艇外气囊在不同头部荷载与气压下的总体挠度并比较了两种方法的计算值,发现两者变化趋势一致。最后,建立了25 m验证飞艇的计算模型,得到了控制点应力和总体变形;给出了飞艇下腹线在不同气压下的位形,将其与测量值进行比较表明:计算值和测量值基本相等,误差小于5%。本文对大型柔性飞艇设计分析具有一定的参考价值。     

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为了研究爆炸及燃烧产生的“蘑菇状”烟云，采用中尺度气象模式RAMS(Regional Atmospheric Modeling System)模拟计算了冲击波过后的爆炸烟云运动过程。对于稳定层结大气条件，模拟结果显示爆炸烟云造成的流动是一个多层次涡-波运动的过程。爆炸烟云在浮力作用下会形成浮力涡环结构，在到达最大高度以后，其烟云外侧边缘部分涡度变号，形成了环套环的多涡结构。随时间增加，涡能量的逐步衰减，涡运动转变为重力内波运动。通过模拟不同爆炸当量和不同稳定度烟云的上升最大高度，得到了与目前常用的爆炸烟云上升公式一致的形式。     

大型网架式可展开空间结构的非线性动力学与控制

我国航天工业迫切需要掌握可入轨后展开的大型网架式空间结构技术，以便研制口径十几米、乃至数十米的大型星载天线。该技术的主要科学基础是这类空间结构展开和服役过程的非线性动力学建模、分析和控制。本文综述了与上述科学基础相关的研究进展，提出应重点关注的三个科学问题：一是大型网架式空间结构展开过程的多柔体系统动力学，尤其是如何对微重力环境下索网的接触和缠绕、运动副内碰撞、结构展开与航天器本体间的耦合等导致的非线性动力学进行建模和分析；二是大型网架式空间结构展开锁定后服役的动力学分析，尤其是如何揭示结构柔性、众多运动副间隙、交变热载荷等因素引起的复杂非线性振动机理；三是大型网架式空间结构展开锁定后服役的动力学控制，尤其是如何在欠驱动、低能耗条件下对非线性振动和波动传播提出有效的控制方法。     

空间薄膜结构的褶皱研究进展

大型柔性薄膜结构是目前国际上十分关注的可满足多项空间任务需要的新型空间结 构. 由于薄膜材料柔性且抵抗压缩应力作用的能力十分有限, 因此这些空间结构在 轨时多处于带有褶皱的工作状态. 褶皱的存在会改变结构的力学性能且会影响结构 表面形状, 因此开展薄膜褶皱研究对柔性结构的设计和力学性能评价等具有重要意 义. 本文综述了空间薄膜结构褶皱研究的发展和现状, 重点介绍了薄膜褶皱的理论 研究概况, 并讨论了其中存在的问题.根据褶皱研究的最新进展对其未来的发展趋 势进行了展望.     

Deployment of tensegrity structures

In this paper we present a strategy for tensegrity structures deployment. The main idea is to use a certain set of equilibria to which the undeployed and deployed configurations belong. In the state space this set is represented by an equilibrium manifold. The deployment is conducted such that the deployment trajectory is close to this equilibrium manifold.     

Finite inflation of a hyperelastic toroidal membrane over a cylindrical rim

The present paper is devoted to the study of finite inflation of a hyperelastic toroidal membrane on a cylindrical rim under uniform internal pressure. Both compliant and rigid frictionless rims have been considered. The compliant cylindrical rim is modeled as a linear distributed stiffness. The initial cross-section of the torus is assumed to be circular, and the membrane material is assumed to be a homogeneous and isotropic Mooney–Rivlin solid. The problem is formulated as a two point boundary value problem and solved using a shooting method by employing the Nelder–Meads search technique. The optimization function is constructed on a two (three) dimensional search space for the compliant cylinder (rigid cylinder). The effect of the inflation pressure, material properties and elastic properties of the rim on the state of stretch and stress, and on the geometry of the inflated torus have been studied, and some interesting results have been obtained. The stability of the inflated configurations in terms of occurrence of the impending wrinkling state in the membrane has also been studied.     

空间薄膜结构褶皱的数值模拟最新研究进展

褶皱问题是高精度空间薄膜结构最关心的问题之一, 它是影响薄膜结构形面精度的 关键因素. 由于薄膜结构褶皱机理的复杂性, 该问题一直没能得到很好的解决, 人们对褶皱 的认识, 目前主要是通过试验观察和数值模拟等方法. 本文综述了空间薄膜结构褶皱数值研 究的发展和现状, 并对其中重要的和被广泛采纳的方法进行了重点介绍和评述. 最后对褶皱 数值分析方法所面临的问题及其发展趋势作了初步展望.     

Numerical simulations for gas-structure interaction in inflated deployment of folded membrane boom

It is very important for gas-structure interaction between compressible ideal gas and elastic structure of space folded membrane booms during the inflatable deployment. In order to study this gas-structure interaction problem, Arbitrary Lagrangian-Eulerian (ALE) finite element method was employed. Gas-structure interaction equation was built based on equilibrium integration relationship, and solved by operator split method. In addition, numerical analysis of V-shape folded membrane booms inflated by gas was given, the variation of inner pressure as well as deployment velocities of inflatable boom at different stage were simulated. Moreover, these results are consistent with the experiment of the same boom, which shows that both ALE method and operator split method are feasible and reliable methods to study gas-structure interaction problem.