大型柔性航天器动力学与振动控制研究进展

随着航天重大工程的逐步实施,航天器正朝着超高速、超大尺度、多功能的方向发展,其面临的发射和运行环境也更加恶劣.航天器发射过程中的振动及其主/被动控制、在轨运行中大型柔性航天器动力学建模与动态响应分析、结构振动与飞行器姿态的混合控制等问题越来越复杂且难于处理;航天器结构的大型化和柔性化(如大阵面天线和太阳翼等)也对其地面试验和半实物仿真提出了挑战.本文着重介绍大型柔性航天器涉及到的动力学与振动控制问题,包括航天器发射过程中的整星隔振,大型柔性结构动力学建模与振动响应分析,大型柔性航天器的结构振动与姿轨控耦合动力学及其混合控制等.提炼出航天动力学与控制领域中亟待解决的若干基础科学问题,包括:多刚柔体系统动力学建模与模型降阶(涉及大变形柔性体动力学建模、多求解器合作仿真、模型降阶、组合结构动力学建模的解析方法等);复杂结构状态空间模型构建方法与能控性(涉及状态空间模型构建的理论与实验方法、复杂结构振动控制系统的能观性与能控性等);航天器姿态运动与大型柔性结构振动的混合控制律设计(涉及姿态机动与结构振动的鲁棒混合控制、执行机构与压电控制器的协同控制等).     

回转体头部通气入水流场演化与载荷特性数值预报研究

地下硐室作为爆炸危险物的隐蔽贮藏空间，有潜在的内爆炸风险。为研究内爆炸作用下硐室围岩的动态响应机制，提出了一种基于岩石HJC （Holmquist-Johnson-Cook）模型和节理内聚力单元的损伤-虚拟裂纹模型。分析了模拟方法的可靠性，并在此基础上，通过多物质ALE算法对球形硐室内爆炸过程进行数值模拟，分析了围岩损伤范围和分区破坏规律。研究表明：插入内聚力单元弥补了HJC模型无法模拟低静水压力下张拉破坏的不足，且尺寸效应易于处理。模拟方法同时考虑了岩体内张拉裂纹的扩展和岩石材料的塑性损伤，能够真实地反映岩石破坏的全过程。以红砂岩为例，根据数值模拟结果，填实（耦合装药）爆炸时围岩分区破坏规律明显，破碎区比例半径为0.26 m/kg^1/3、裂隙区比例半径为0.47 m/kg^1/3。随着硐室尺寸的增大，空气的间隔作用可以减小爆炸荷载对围岩的损伤作用，比例半径达到0.52 m/kg^1/3时，可以实现爆炸荷载的完全解耦。     

一种考虑聚醚醚酮（PEEK）不同力学状态的本构模型

聚醚醚酮（简称PEEK）以其优良的性能而广泛应用于高端机械、 核工程和航空等科技领域.为了描述其在应变、应变率和温度3种因素作用下的力学行为,依据PEEK在不同温度下呈现的3种力学状态,在著名的JC(Johnson Cook)本构模型的基础上,提出了针对高分子不同力学状态的分段JC本构模型.与传统JC模型及文献中改进JC模型相比,提出的分段JC模型能够更精确地表征PEEK在中高温下的力学行为,为PEEK在复合材料中的应用和分析奠定了理论基础.     

DYNAMIC SIMULATION ANALYSIS OF CAPTURE AND BUFFER SYSTEM BASED ON CLAW-TYPE DOCKING MECHANISM

现有在轨服务的对接机构由于其尺寸大、结构复杂、对接目标单一等局限性因素,无法很好地为后续我国探月工程任务提供有力支撑,且受限于运载能力,对接机构的轻量化也是必不可少的一项环节.为研究可服务于未来月球空间站以及载人登月等高轨道任务的对接机构,设计了一种新型抱爪式对接机构,其采用异体同构周边式构型,可以实现主/被动飞行器之间的互换.利用 V 型槽与爪钩等结构部件实现飞行器对接过程中的捕获以 及能量消耗功能,从而实现两飞行器之间的稳固联接.该对接机构具备尺寸小、重量轻、结构简单、功能易实现等优势. 对其捕获缓冲系统进行了动力学分析,计算了缓冲元器件的参数对其捕获性能的影响,在 ADAMS 完成了数字虚拟样机的建立,结合实际两种典型的对接初始条件工况进行了仿真研究.研究结果表明,两种工况下的对接过程能量消耗满足设计要求,能够以较小的 V 型槽的碰撞力完成捕获,结果证明了捕获缓冲系统的可行性以及该构型对接机构具备较好实现任务的能力.     

气凝胶在空间探测中的应用

气凝胶独特的物理特性使得它能在空间探测中被广泛应用。气凝胶超低的密度、极低的热导率以及多孔网络结构使得它能成功地应用在超高速宇宙尘埃粒子捕获、高效热防护、低温推进剂存储、太空服制造等空间探测任务中。对气凝胶在空间探测中的应用情况进行了综述。     

对角受拉方膜褶皱变形幅值的理论预测及实验验证

柔性薄膜结构广泛应用于航天飞行器的关键部件.形面平整度是影响薄膜结构性能的主要因素之一.褶皱幅值是评价薄膜反射面天线形面平整度的重要指标.褶皱幅值的大小与垂直于褶皱方向的横向应变密切相关.本文基于薄板稳定性理论,针对对角受拉方形薄膜建立了一个能够准确预测其褶皱变形幅值的理论模型.该模型考虑了横向拉伸力对薄膜变形的影响,将垂直于褶皱方向的位移分解为由泊松效应造成的横向收缩位移、由面外变形造成的褶皱位移以及由横向拉伸力造成的拉伸位移三个部分,重新推导了褶皱幅值的理论公式.基于数字图像相关技术,对受拉方形薄膜进行了散斑实验测试.利用双目视觉三维测量系统,测量了方形薄膜的三维位移场,获得了薄膜的三维变形形貌和褶皱波形图,研究了褶皱幅值与拉伸载荷之间的非线性关系.与已有理论模型相比,该模型进一步提高了褶皱幅值的计算精度,与实验结果吻合良好.本文呈现的理论研究可为精确数值模型的建立及算法实现提供有意义的指导.     

液氧储箱停放阶段蒸发率研究

针对低温液氧充注完成后储箱短期处于过热状态,采用三维模型数值模拟了在地面常压和闭口停放时段里储箱内蒸发速率和温度分层变化特征,对253K、273K、313K三种环境温度对液氧蒸发速率和温度分布的影响规律进行了分析。根据模拟结果可知,受到初始过热度的影响,开口停放结束后三种环境工况下储箱温度最低位置均出现在相界面处,253K、273K、313K环境温度下液氧平均消耗率分别为0.99%/h、1.03%/h、1.28%/h;当排气阀关闭后,三种环境工况下,储箱内液氧温度分布呈现从相界面至储箱底部不断降低趋势,环境温度越高,温度分层越明显;253K、273K、313K工况下相界面液氧蒸发速率在闭口停放后期分别为0.014g/s、0.039g/s、0.058g/s。     

激波在不同三角楔面内传播特性的数值研究

激波在收缩管内的反射与聚焦会形成高温高压区，点燃可燃混合气并诱导爆轰，因此对爆轰发动机的点火具有重要意义。本文基于二维N-S方程，结合五阶WENO格式，对马赫数为6的正激波在三角形楔面内的反射与聚焦现象进行了数值研究。结果表明，楔面顶角的变化对激波的反射类型以及聚焦均有明显的影响:随着顶角的增加，激波的反射类型从马赫反射向过渡马赫反射和双马赫反射转变，且壁面上的前向射流更加明显；三波点第一次碰撞产生的高温高压区足够满足可燃混合气体的点火条件，且其温度与压力值随顶角的增加而增大；当激波在楔面上发生临界双马赫反射时，温度与压力达到最大；当顶角增加到一定值时，激波在楔面反射转变为常规反射，不会产生激波对碰，因而没有高温高压区。     

一种可用于运载火箭的SINS/GNSS自主导航方案

研究了一种可用于运载火箭的SINS/GNSS自主导航方案。起飞前捷联惯组采用基于惯性系重力加速度积分的解析粗对准和卡尔曼滤波精对准,起飞后采用SINS/GNSS卡尔曼滤波组合导航反馈实时修正姿态、速度和位置。仿真结果表明捷联惯组水平自主对准误差0.01°,方位自主对准误差1.5°,起飞后经组合导航修正后的姿态误差小于0.2°,速度误差小于0.4m/s,位置误差小于40m,考虑所有误差的蒙特卡罗仿真结果满足火箭入轨精度要求,此方案具有较高的工程应用价值。     

不同工质下热力学排气系统的压力控制及运行特性

以低温贮箱压力控制为目标,建立了热力学排气系统(TVS)和贮箱内流体流动及气液相变过程的数学模型。以18.09m~3低温贮箱在地面工况充注率75%、漏热量0.76W/m~2为例,计算了不同贮存工质(液氢、液氮、液氧)下贮箱自增压过程及开启TVS后对贮箱压力控制的效果。结果表明,相同漏热率下液氢贮箱的气枕升压速率远大于相同充注率下的液氮和液氧贮箱升压速率;TVS运行后三种工质贮箱压力均可有效地控制在165.5~172.4kPa范围内。对比了不同工质热力学排气系统的运行周期、运行时间及排气量等关键参数,同时还分析了贮箱内液体的温度变化规律。