具有刚-柔-液-控耦合的航天器动力学研究进展

从现代复杂航天器姿态非线性动力学、液体燃料晃动动力学与控制问题、航天器刚-柔耦合系统动力学建模问题、航天器刚-液耦合动力学、航天器刚-柔-液-控耦合动力学、充液航天器实验问题等方面概述了近年来国内外在充液航天器多体耦合动力学相关领域的最新研究进展. 分别从液体燃料晃动动力学建模问题、航天器刚-柔-液-控耦合系统非线性理论和方法、计算机数值仿真及物理实验问题等方面展望了有待进一步加强的研究课题.     

多储液腔航天器刚液耦合动力学与复合控制

采用复合控制方法对充液航天器的姿态和轨道机动进行高精度控制.通过傅里叶-贝塞尔级数展开法,将低重力环境下液体的弯曲自由表面的动态边界条件转化为简单的微分方程,其中耦合液体晃动方程的状态向量由相对势函数的模态坐标和波高的模态坐标组成.通过广义准坐标下的拉格朗日方程得到航天器刚体部分运动和液体燃料晃动的耦合动力学方程,提出了自适应快速终端滑模策略和输入整形技术相结合的复合控制器,并分别用于控制携带有一个燃料腔和四个燃料腔航天器的轨道机动和姿态机动.通过数值模拟来验证控制器的效率和精度.结果表明,对于多储液腔航天器,如果在设计航天器的姿态和轨道控制器时没有充分考虑燃料晃动效应,那么在受控航天器系统中将会出现刚-液-控耦合问题并导致航天器姿态不稳定.而本研究中的复合自适应终端滑模控制器可以实现航天器机动的高精度控制并有效抑制液体燃料晃动.     

燃料消耗下充液航天器等效动力学建模与分析

在轨航天器贮腔内的液体可能表现出多种不同的运动模式, 主要包括液体相对于贮腔的整体性刚体运动、自由液面横向晃动、液体起旋后逐步发生明显的旋转晃动及液体自旋运动; 复合三自由度刚体摆晃动模型能够较为全面地描述这些液体运动模式, 同时为研究起旋阶段的液体晃动动力学问题提供了有效手段. 本文对非线性液体晃动刚体摆复合模型作进一步发展, 考虑模型等效参数随贮腔充液比的变化, 提出了变参数的刚体摆复合模型, 该模型适用于研究燃料消耗下非线性晃动类充液航天器大范围运动耦合动力学问题. 采用刚体摆复合模型对球形贮腔内的液体晃动进行等效后, 基于混合坐标意义下的拉格朗日方程推导了一类充液航天器轨道-姿态-晃动全耦合的动力学方程组, 并展开了充液航天器大角度三轴稳定姿态机动和零冲量轨道机动仿真以及航天器耦合动力学响应特性分析. 研究表明: 液体相对于贮腔的运动会造成航天器主刚体位置发生偏移, 当航天器在执行零冲量机动时, 燃料消耗会造成航天器的轨道平动速度无法收敛到零; 贮腔偏心布放时, 航天器在执行轨道机动过程中贮腔内液体易发生剧烈而且形式复杂的晃动行为, 进而可能造成航天器刚体运动的不稳定.      

EQUIVALENT DYNAMICS MODELING AND ANALYSIS OF LIQUID-FILLED SPACECRAFT WITH FUEL CONSUMPTION 1)

在轨航天器贮腔内的液体可能表现出多种不同的运动模式, 主要包括液体相对于贮腔的整体性刚体运动、自由液面横向晃动、液体起旋后逐步发生明显的旋转晃动及液体自旋运动; 复合三自由度刚体摆晃动模型能够较为全面地描述这些液体运动模式, 同时为研究起旋阶段的液体晃动动力学问题提供了有效手段. 本文对非线性液体晃动刚体摆复合模型作进一步发展, 考虑模型等效参数随贮腔充液比的变化, 提出了变参数的刚体摆复合模型, 该模型适用于研究燃料消耗下非线性晃动类充液航天器大范围运动耦合动力学问题. 采用刚体摆复合模型对球形贮腔内的液体晃动进行等效后, 基于混合坐标意义下的拉格朗日方程推导了一类充液航天器轨道-姿态-晃动全耦合的动力学方程组, 并展开了充液航天器大角度三轴稳定姿态机动和零冲量轨道机动仿真以及航天器耦合动力学响应特性分析. 研究表明: 液体相对于贮腔的运动会造成航天器主刚体位置发生偏移, 当航天器在执行零冲量机动时, 燃料消耗会造成航天器的轨道平动速度无法收敛到零; 贮腔偏心布放时, 航天器在执行轨道机动过程中贮腔内液体易发生剧烈而且形式复杂的晃动行为, 进而可能造成航天器刚体运动的不稳定.     

重力环境下液体大幅晃动运动脉动球模型及实验研究

现代航天器通常携带大量的液体推进剂, 在航天器的姿态发生变化的过程中, 由于惯性力和重力的作用, 可能会导致液体燃料发生剧烈晃动, 由此产生附加的晃动力会对航天器造成重要影响. 为了得到液体晃动的规律并满足星载计算机实时计算的要求, 本文研究并验证了一种用于等效液体大幅晃动的动力学模型. 首先将液体大幅晃动运动脉动球模型MPBM推广到重力环境中, 通过脉动球的牛顿?欧拉动力学方程和“呼吸运动”过程中能量关系式, 推导出晃动力法向分量的表达式. 同时, 引入不参与晃动的液体的等效模型, 使得液体质心位置的计算更加准确. 通过和文献中实验数据以及CFD软件的计算结果进行比较, 分别验证了推广的MPBM模型在大幅晃动、零动量机动工况下的有效性, 并基于该等效模型, 研究了脉冲激励的不同时序对航天器中液体晃动响应的影响. 最后, 设计并搭建了用于精确测量液体晃动力的实验平台, 验证了MPBM模型在等效非球形储箱的液体晃动时也同样可以很好地反应出晃动力的变化趋势. 本文的研究工作对进一步研究重力环境中充液航天器刚–液耦合动力学行为具有重要的参考价值.      

微重环境下液体晃动研究进展1）

现代航天器通常携带大量的液体燃料,液体晃动会影响航天器的姿态稳定性和控制精度,因此需要对晃动行为进行精确建模. 本文系统介绍了微重环境下液体晃动问题的国内外研究现状:理论分析方面,总结了小幅晃动和非线性晃动的研究方法;数值计算方面,介绍了模态分析和CFD (computational fluid dy-namics) 方法在该问题上的应用;物理实验方面,阐述了地面实验和在轨实验的方法及进展. 最后进行总结与评价,并提出了该领域未来需要解决的3 个问题.     

柔性全充液航天器大角度姿态机动混沌动力学

研究了受液体燃料黏性阻尼及柔性附件扭振影响的全充液航天器由最小惯量轴向最大惯量作大角度姿态机动过程中的混沌姿态动力学, 尤其是液体燃料和柔性附件振动的耦合效应对航天器姿态动力学的影响. 推导了耦合系统的动力学方程并利用尺度化方法将其转化为扰动系统的标准形式以便应用Melnikov方法对系统进行混沌姿态预测.推导了以系统参数形式表达的混沌姿态预测的解析准则. 将利用数值方法所得到的对系统的数值仿真结果与Melnikov解析准则进行了比较和评述. 研究了诸如航天器构型、液体燃料惯量及阻尼、柔性附件固有频率等系统特征量对混沌姿态的影响.      

微重环境下液体晃动研究进展

现代航天器通常携带大量的液体燃料,液体晃动会影响航天器的姿态稳定性和控制精度,因此需要对晃动行为进行精确建模.本文系统介绍了微重环境下液体晃动问题的国内外研究现状:理论分析方面,总结了小幅晃动和非线性晃动的研究方法;数值计算方面,介绍了模态分析和CFD(computational fluid dynamics)方法在该问题上的应用;物理实验方面,阐述了地面实验和在轨实验的方法及进展.最后进行总结与评价,并提出了该领域未来需要解决的3个问题.     

充液航天器液体晃动和液固耦合动力学的研究与应用

随着火箭运载能力、卫星工作寿命和深空探测器任务复杂度的不断提高, 液体推进剂占航天器总质量的比重也不断增加. 液体推进剂的晃动影响着航天器的运动稳定性和姿轨控系统的可靠性, 是航天器动力学中一个备受关注的问题. 充液航天器中晃动的液体是一个分布参数系统, 理论上是无穷维的, 而工程上希望建立的数学模型是简单、低维的, 因此对液体晃动等效力学模型的研究经久不衰. 另外, 液体推进剂对航天器的结构动特性有着重要的影响, 在建立充液航天器的结构动力学模型时需要考虑液体推进剂与贮箱等结构的耦合效应. 本文首先结合液体晃动动力学理论和航天工程实际, 从理论研究、数值研究和实验研究等三个方面综述了国内外在充液航天器液体晃动动力学领域的研究现状, 并以此为基础介绍了航天工程中液体晃动等效力学模型的应用进展情况; 然后, 以液体运载火箭为例概述了国内外在充液航天器液固耦合建模方面的成果,介绍了求解液固耦合问题的数值方法和应用软件; 最后, 根据航天器工程的发展需求, 对充液航天器液体晃动和液固耦合动力学的进一步研究方向提出了一些建议.      

基于多尺度方法的平动圆柱贮箱航天器刚–液耦合动力学研究

以充液航天器为工程背景,借助多尺度方法研究刚–液耦合动力学系统非线性动力学特性.利用多维模态方法,将描述横向外激励下圆柱贮箱中液体非线性晃动的自由边界问题转换为液体模态系数相互耦合的有限维非线性常微分方程组.推导液体晃动产生的作用于贮箱壁的晃动力和晃动力矩的解析表达式,进而建立航天器刚体部分平动和液体晃动耦合的非线性动力学方程组.应用多尺度方法对刚–液耦合系统的动力学特性进行解析分析,通过固有频率的特征方程求解耦合系统固有频率,推导外激励频率接近耦合系统第一阶固有频率时液体晃动稳态解的幅值频率响应方程.结合数值方法,研究了液体晃动稳态解的幅值频率响应曲线和激励–幅值响应曲线.结果表明,随充液比变化,液体晃动稳态解的幅值频率响应曲线会发生软、硬弹簧特性转换现象和"跳跃"现象;幅值频率响应曲线的软、硬弹簧特性转换点受重力加速度和弹簧刚度系数影响;以上所得研究结果表明,考虑非线性效应时的刚–液耦合系统动力学特性与传统的线性系统模型所显示的动力学特性具有本质区别.本文的研究工作对进一步分析充液航天器刚–液耦合非线性动力学特性具有重要参考价值.     

Dynamic modeling of spacecraft solar panels deployment with Lie group variational integrator

The spacecraft with multistage solar panels have nonlinear coupling between attitudes of central body and solar panels, especially the rotation of central body is considered in space. The dynamics model is based for dynamics analysis and control, and the multistage solar panels means the dynamics modeling will be very complex. In this research, the Lie group variational integrator method is introduced, and the dynamics model of spacecraft with solar panels that connects together by flexible joints is built. The most obvious character of this method is that the attitudes of central body and solar panels are all described by three-dimensional attitude matrix. The dynamics models of spacecraft with one and three solar panels are established and simulated. The study shows Lie group variational integrator method avoids parameters coupling and effectively reduces difficulty of modeling. The obtained continuous dynamics model based on Lie group is a set of ordinary differential equations and equivalent with traditional dynamics model that offers a basis for the geometry control.     

充液挠性航天器俯仰运动 1:1:1 内共振动力学分析

采用已推导的俯仰运动矩形贮箱受控刚-液-弹耦合系统在外力矩作用下的耦合动力 学模型，在刚体上加入控制项，详细分析了系统固有频率的精确解与近似解. 应用多尺 度法对耦合系统1:1:1内共振进行解析分析，与数值解比较验证解析解的正确性. 通过近 似解析分析得到刚-液-弹之间的耦合作用机理：1) 液深影响整个系统的软硬特性，当液体发 生软硬特性转化时，处于液体原多值频率区域的刚体和弹性体幅频曲线分支峰值会减弱，且 具有相同的特性转化趋势；处于液体新多值频率区域的刚体和弹性体幅频曲线分支峰值会增 强，且具有相反的特性转化趋势. 2) 刚体和弹性体幅频曲线的峰值均在以受控刚体和弹性体 为主的耦合系统固有频率处，以液体为主固有频率激励，刚体和弹性体振幅较小.     

Attitude tracking control of flexible spacecraft with large amplitude slosh

This paper is focused on attitude tracking control of a spacecraft that is equipped with flexible appendage and partially filled liquid propellant tank. The large amplitude liquid slosh is included by using a moving pulsating ball model that is further improved to estimate the settling location of liquid in microgravity or a zero-g environment. The flexible appendage is modelled as a three-dimensional Bernoulli–Euler beam, and the assumed modal method is employed.A hybrid controller that combines sliding mode control with an adaptive algorithm is designed for spacecraft to perform attitude tracking. The proposed controller has proved to be asymptotically stable. A nonlinear model for the overall coupled system including spacecraft attitude dynamics,liquid slosh, structural vibration and control action is established. Numerical simulation results are presented to show the dynamic behaviors of the coupled system and to verify the effectiveness of the control approach when the spacecraft undergoes the disturbance produced by large amplitude slosh and appendage vibration. Lastly, the designed adaptive algorithm is found to be effective to improve the precision of attitude tracking.     

Motion stability dynamics for spacecraft coupled with partially filled liquid container

This paper presents a canonical Hamiltonian model of liquid sloshing for the container coupled with spacecraft. Elliptical shape of rigid body is considered as spacecraft structure. Hamiltonian system is an important form of mechanical system. It mostly used to stabilize the potential shaping of dynamical system. Free surface movement of liquid inside the container is called sloshing. If there is uncontrolled resonance between the motion of tank and liquid-frequency inside the tank then such sloshing can be a reason of attitude disturbance or structural damage of spacecraft. Equivalent mechanical model of simple pendulum or mass attached with spring for sloshing is used by many researchers. Mass attached with spring is used as an equivalent model of sloshing to derive the mathematical equations in terms of Hamiltonian model. Analytical method of Lyapunov function with Casimir energy function is used to find the stability for spacecraft dynamics. Vertical axial rotation is taken as the major axial steady rotation for the moving rigid body.     

Analytical method for the attitude stability of partially liquid filled spacecraft with flexible appendage

In this paper, the attitude stability of liquid-filled spacecraft with flexible appendage is investigated. The motion of liquid sloshing is modeled as the spherical pen-dulum, and the flexible appendage is approached by a linear shearing beam. Nonlinear dynamic equations of the coupled system are derived from the Hamiltonian. The stability of the coupled system was analyzed by using the energy-Casimir method, and the nonlinear stability theorem of the coupled spacecraft system was also obtained. Through numerical computation, the correctness of the proposed theorem is verified and the boundary curves of the stable region are presented. The increase of the angular velocity and flexible attachment length will weaken the attitude stability, and the change of the filled ratio of liquid fuel tank has a different influence on the stability of the coupled spacecraft, depend-ing on the different conditions. The attitude stability analysis of the coupled spacecraft system in this context is useful for selecting appropriate parameters in the complex spacecraft design.