盘绕式空间可展折叠无铰伸展臂的屈曲分析理论研究

首先介绍了无铰可展空间伸展臂(Hingeless Mast)构造特点、展开折叠机理和受力特点,然后根据弹性稳定理论和能量原理,分别推导出局部卷压屈曲和整体螺旋屈曲的临界压力表达式,并据此进行参数特性分析。本文分析理论对无铰空间伸展臂的设计具有重要指导意义。     

空间薄膜阵面结构褶皱的实验研究

阵面薄膜上的褶皱会显著影响航天器性能,褶皱控制也是薄膜航天器研发的难点。本文采用白光扫描技术,测试了一个正方形薄膜阵面结构在纯剪切作用下的褶皱特性。测试结果显示,随着剪切力的增大,结构膜面褶皱数增加,褶皱幅度增大,膜面平整度降低。随着膜面预应力的增大,膜面上的褶皱数略有增大,褶皱幅度有所减小,膜面平整度有所提高。测试结果还显示,膜面上粘结缝的存在、以及粘结缝与剪切力间的方位关系对膜面褶皱有复杂的影响。论文所得结论对薄膜阵面结构设计研发具有参考价值。     

可折叠航天结构展开动力学分析

以欧拉参数为广义坐标（准坐标）,相对角速度和相对移动速度为广义速率,采用Ｋａｎｅ方程的Ｈｕｓｔｏｎ形式建立多体系统的运动力学方程。由伪上三角分解求约束Ｊａｃｏｂｉ矩阵的正交补阵,约简约束力,从而将运动方程由微分几何方程（ＤＡＥ）变为常微分方程（ＯＤＥ）,并由Ｇｅａｒ法对ＯＤＥ积分求出运动历程。最后给出一伸展臂数值分析算例。     

空间可展桁架拟静力展开分析的违约稳定方法

本文首次提出可展桁架拟静力展开分析的违约问题。根据受约束动力系统违约稳定与广义逆理论。采用位置违约的最小范数最小二乘解进行主动校正,有效降低位置违约,使展开过程位形模拟更准确。文中四个算例表明该方法正确、可靠。     

基于零空间基的非线性结构分析方法

根据零空间基和M－P广义逆理论,推导了结构非线性增量平衡方程极值点与非临界点解的统一形式,并直接表示为增广矩阵零空间基的形式。 研究了基于M－P逆、奇异值分解和伪上三角分解确定零空间基的三种数值方法,以及据此求增量平衡方程增量解的方法。利用Matlab语言,在Matlab集成环境下实现了非线性结构分析算法,并研究了算法的效率与稳定性。最后,给出了两个详细的数值分析算例,结果表明该方法正确有效,可适宜中等规模的结构分析。     

建筑织物膜材双轴剪切试验与分析

为了研究建筑织物膜材的剪切力学性能,提出一种新的剪切测试方法。采用中心区域宽度和四臂长度均为16cm的十字形试件,试件纱线的经纬向与加载方向呈45°角。根据膜材变形和应力关系,推导了剪应力和剪应变的计算方法。定义了使试件中心区域产生三个循环剪应力场的加载谱,循环产生正负交替的剪切应力。试验采用表面抛光的(Polyvinylidene Fluoride,聚偏氟乙烯)涂层膜材,测量x、y两个方向的应力和应变,通过计算得到剪切应力应变曲线,并对试验结果进行分析。结果表明,新的剪切测试方法能够反映建筑织物膜材剪切力学性能。最后通过有限元方法模拟材料受剪状态下的应力和应变,与试验得到的应力值和应变值相近。     

张力索杆结构最小势能分析方法与结构特性研究

张力索杆结构为柔性多态体系,计算方法复杂。本文基于势能最小化迭代建立平衡态的最小势能方法,推导了体系势能、下降向量及步长列式,建立势能最小化共轭梯度法迭代格式,并用VC++编程实现了算法。通过正交四边形网格索网数值分析算例验证了程序正确性,并分析了新型六边形网格马鞍形双曲索网和索杆张拉整体结构的非线性荷载特性。研究表明最小势能迭代分析是一种有效的柔性张力结构非线性分析方法。     

弹塑性接触问题神经网络计算模型

利用神经网络优化计算原理,引入LPNN(Lagrange Programming Neural Network)模型求解弹塑性摩擦接触问题,提高了神经网络计算精度。通过采用非线性函数作为神经元的传递函数,使神经网络的非线性问题同力学的非线性问题得到统一。最后对两个简单的弹塑性接触问题进行了数值仿真,验证了算法可行有效。     

空间展开折叠桁架结构动力学分析研究

本文以笛卡尔坐标系下节点自然坐标为未知量,建立了桁架结构系的基本运动力学方程,并首次推导出桁架结构中常用节点附加几何约束方程,相应约束Jacobi矩阵及其导数矩阵,采用奇异值分解法求约束Jacobi矩阵的零空间基和M-P广义逆,并由矩阵缩减法建立了带约束桁架体系的运动力学方程和求解方法。数值算例表明该方法适于可展折叠桁架结构运动力学分析。     

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。